航空發動機用先進高溫鈦合金材料技術研究與發展

蔡建明,弭光寶,高　帆,黃　浩,曹京霞,黃　旭，曹春曉

(北京航空材料研究院 先進鈦合金航空科技重點實驗室，北京 100095)

?

航空發動機用先進高溫鈦合金材料技術研究與發展

蔡建明,弭光寶,高帆,黃浩,曹京霞,黃旭，曹春曉

(北京航空材料研究院 先進鈦合金航空科技重點實驗室，北京 100095)

新一代高推重比航空發動機壓氣機和渦輪系統高溫環境使用的葉片、盤、機匣、整體葉盤和整體葉環等構件設計通常選用先進高溫鈦合金材料。本文綜述近年來我國600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、連續SiC纖維增強鈦基復合材料及其應用技術取得的最新研究進展，并提出材料及構件設計、加工和使用亟待突破的關鍵技術，包括工業鑄錠成分高純化和均勻化控制技術、大規格棒材及特殊鍛件制備技術、整體葉盤和整體葉環零件機械加工技術、材料性能評價及應用設計技術等。先進高溫鈦合金材料的不斷應用將有力推動我國航空發動機技術發展。

先進航空發動機；600℃高溫鈦合金；阻燃鈦合金；TiAl合金；SiC纖維增強鈦基復合材料；鈦火

先進航空發動機朝著高渦輪前溫度、高推重比、長壽命和低油耗方向發展，除了先進的設計技術，發動機性能的提高強烈依賴于先進材料及制造技術的發展，發動機的關鍵件和重要件亟需耐高溫、高比強度、高比模量、抗氧化和阻燃的新材料。隨著使用溫度的升高，材料的高溫性能尤其是蠕變性能顯得越來越重要。先進材料及制造技術保障了新材料制件及新型結構的實現，使發動機的質量不斷減輕，發動機的工作效率、使用壽命、穩定性和可靠性不斷提高。鈦合金材料在發動機400℃以下低溫段的應用受到密度更小的樹脂基復合材料的競爭，而普通鈦合金材料600℃以上的蠕變、持久、組織穩定性、抗氧化等性能已無法勝任發動機的使用要求[1]。與鎳基高溫合金相比，600℃高溫鈦合金、Ti-Al系金屬間化合物、SiC纖維增強鈦基復合材料(SiCf/Ti)在500～850℃溫度區間的比強度、比蠕變強度和比疲勞強度方面有明顯優勢，在保持相同服役使用性能的情況下，以鈦代鎳可減重40%以上，這對提高發動機的推重比和使用性能效果顯著，這些新材料與整體葉盤、整體葉環等輕量化結構相結合，有望應用于新一代發動機高壓壓氣機和低壓渦輪部件[2]。在Ti-Al系金屬間化合物家族中，與Ti3Al和Ti2AlNb合金相比，TiAl合金以其顯著的低密度、高比模量、高蠕變抗力、阻燃等優勢，成為發動機高溫結構應用最有潛力的材料之一。鈦火一直是影響發動機安全可靠使用的重大隱患，其發生往往是無征兆的，且在短時間內發生，來不及采取有效控制措施。發動機鈦火問題直接推動了阻燃鈦合金的研究與發展[3]。

隨著600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復合材料這類新材料研究工作的不斷深入，技術成熟度得以提升，逐步積累工程化生產和應用經驗，研制的典型件在新型發動機上進行了強度考核和裝機試用，成為發動機新材料應用領域的新力軍。600℃高溫鈦合金適用于工作溫度為500～600℃的高壓壓氣機整體葉盤、機匣等；阻燃鈦合金適用于高壓壓氣機機匣、葉片等；TiAl合金適用于工作溫度在700～850℃的高壓壓氣機葉片、渦輪葉片等；SiCf/Ti鈦基復合材料適用于高壓壓氣機整體葉環。

雖然600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復合材料在某一項性能方面具有獨特優勢，但并非十全十美，在某些方面還存在明顯不足，如TiAl合金低的室溫塑性和韌性、較差的制造加工工藝性能以及高昂的成本等。因此，在進行選材和制定工藝時，應針對具體零部件的使用性能要求，綜合協調力學性能、工藝性能、生產成本等因素，遵循先進科學的設計準則如損傷容限設計、可靠度設計、概率壽命設計等，改進和提高材料性能，避免出現嚴重影響使用的短板，兼顧結構強度設計、材料研究和部件制造工藝技術，相互推動，促進設計、材料、應用三者的有機融合[4]。本文綜述近年來我國在先進高溫鈦合金材料及應用技術等方面的研究進展及取得的成果，并提出材料及構件設計、加工和使用亟待突破的關鍵技術及其工程應用需要開展的研究工作。

1　先進高溫鈦合金材料及構件制造技術研究進展

根據在發動機上的設計使用特點，先進高溫鈦合金系列材料研究的目標始終是致力于提高長時使用溫度，即提高熱強性，同時須具有良好的熱動力學穩定性，即保證部件在設計使用壽命期內保持持續的物理和力學性能。發動機高溫段工作的盤、葉片、整體葉盤、整體葉環等轉動件，要求材料在高溫服役環境下具有足夠的蠕變抗力、高低周疲勞強度、組織穩定性及抗氧化能力，防止過量的蠕變變形和足夠高的疲勞強度是設計關鍵。此外，對于整體葉盤和整體葉環零件，控制氣動力誘發的葉片振動很重要。在400℃以下，普通鈦合金具有足夠的蠕變抗力，使用過程中一般為疲勞破壞為主的失效模式；而在400℃以上，隨著使用溫度的提高，蠕變性能愈來愈成為制約鈦合金使用性能和使用壽命的關鍵因素。同時，應考慮高溫環境下材料的蠕變與疲勞、環境的交互作用，以及過量的蠕變變形會造成葉片與機匣間的非正常摩擦引起的鈦火問題。

我國航空發動機在役和在研的主要高溫鈦合金如表1所示。隨年代的推進，高溫鈦合金的使用溫度呈不斷提高的發展趨勢，現役發動機上使用的鈦合金主要有TC4，TC11，TC17和TA11等，用于發動機風扇和壓氣機低溫段工作的葉片、盤、機匣等零件。20世紀90年代研制的550℃高溫鈦合金TA12，工程化時遇到較大的技術問題，后經成分優化，去除了稀土元素Nd，重新命名為TA32。Ti3Al基金屬間化合物合金TD2和TD3，其機匣典型件通過了強度考核試驗，尚未獲得實際工程應用。近年來，隨著先進發動機對高溫鈦合金的迫切需求，600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金和SiCf/Ti復合材料成為新型高溫鈦合金的發展重點。

表1　我國航空發動機在役和在研的主要高溫鈦合金Table 1　Principal high temperature titanium alloys in service and in developing for aero-engine in China

Note:TB12 and TF550 are fireproof titanium alloys;TD3 is a Ti3Al-based intermetallic.

1.1600℃高溫鈦合金

600℃被認為是普通鈦合金的“熱障”溫度，進一步提高工作溫度受到蠕變、持久、組織穩定性、表面抗氧化等性能的限制[1]。在500～600℃范圍內，與GH4169高溫合金相比，600℃高溫鈦合金在比強度、低周疲勞性能、抵抗疲勞裂紋擴展性能等方面有明顯優勢[5,6]，因此，基于減重和提高推重比的目的，新型先進發動機對600℃高溫鈦合金有迫切需求。

國外典型的600℃高溫鈦合金有英國的IMI834、美國的Ti-1100、俄羅斯的BT36和BT41，其中IMI834在EJ200、TRENT系列、PW305、PW150等發動機上成功獲得批量應用[7]。這些合金均以Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si作為主成分系，差異之處在于合金化含量以及加入其他β穩定化元素，如IMI834加Nb，BT36加W。十幾年來，國內幾家科研院所在600℃高溫鈦合金方面開展了大量研究[8-11]，如北京航空材料研究院研制的新一代600℃高溫鈦合金TA29[8]、中科院金屬所研制的TA33[9]。

TA29鈦合金名義成分為Ti-5.8Al-4Sn-4Zr-0.7Nb-1.5Ta-0.4Si-0.06C，成分主要特點是采用Nb和Ta兩個弱β穩定化元素進行合金化，它們在α-Ti中具有較大的固溶度，可增強α相的固溶強化作用，有助于改善高溫抗氧化能力，提高熱穩定性。采用低Fe、低O的高純化控制方式，保證了合金優異的高溫蠕變性能。通過加入微量C，擴大了α+β區上部的工藝窗口，使合金具有更好的工藝適應性，滿足工業批產的工藝控制要求。從2000年開始至今，歷經成分探索、實驗室小錠熔煉到工業化鑄錠熔煉的漸進式研究，通過合金成分、熔煉、鍛造、熱機械處理、機加工等工藝參數的不斷優化，在工業條件下，實現了從3t型工業鑄錠熔煉、φ300mm大規格棒材制備、 大尺寸整體葉盤鍛件制備到整體葉盤零件機加工、檢測檢驗、表面處理等全程制造，工藝穩定、性能優越。TA29鈦合金典型整體葉盤鍛件如圖1所示。其中，第I類整體葉盤鍛件的外徑尺寸為φ630mm，質量為112kg，截面厚薄差異大，軸向截面最大厚度為150mm。TA29鈦合金的拉伸性能與IMI834合金相當，但在高溫蠕變、斷裂韌度等方面有優勢，在600℃/160MPa/100h測試條件下，蠕變應變εp穩定在≤0.1%，在620℃/160MPa/100h測試條件下，εp≤0.15%，而IMI834鍛件(最大截面厚度≤80mm)的蠕變性能指標為：在600℃/150MPa/100h測試條件下，εp≤0.2%。TA29鈦合金拉伸試樣經過600℃長時熱暴露后，室溫拉伸塑性顯著降低，即熱穩定性下降，在120℃以上，毛坯熱暴露試樣的拉伸塑性與未暴露狀態試樣的拉伸塑性相當，而試樣熱暴露后拉伸塑性是未暴露狀態拉伸塑性的50%左右，且隨著溫度的升高，拉伸塑性差距逐步縮小。在300～600℃范圍內，試樣熱暴露與毛坯熱暴露的拉伸塑性相當，說明表面氧化層對熱穩定性的降低作用隨著溫度的升高逐步減弱[12]。因此，對于在高溫環境下使用的TA29鈦合金，在設計選材和熱穩定性評估時，應考慮熱穩定性在高溫下會發生部分恢復的這一特性，而且在300～600℃范圍內，試樣熱暴露后的拉伸塑性仍能保持較高的數值。TA29鈦合金α+β區熱處理的整體葉盤鍛件的室溫斷裂韌度KIC為45MPa·m1/2，400℃及以上溫度KIC≥70MPa·m1/2，采用β模鍛的TA29鈦合金盤鍛件的室溫KIC值達65MPa·m1/2，可見TA29鈦合金具有良好的損傷容限性能。

圖1　TA29鈦合金整體葉盤鍛件　(a)I型[8];(b)II型Fig.1　TA29 titanium alloy compressor blisk forging　(a)the I type[8];(b)the II type

圖2為TA29鈦合金典型整體葉盤零件。整體葉盤結構消除了盤、片分離結構存在的零件連接、裝配而引起的零件之間的應力、變形和漏氣損失，使發動機的工作效率、質量可靠性有所提高。采用五坐標數控加工技術生產的TA29鈦合金整體葉盤零件，其外形尺寸、靜平衡、熒光檢測、表面殘余應力等均符合設計要求，TA29鈦合金整體葉盤零件通過了高溫超轉破裂、低循環疲勞、葉片振動疲勞強度考核。TA29鈦合金大規格棒材、整體葉盤鍛件和零件已具備小批生產能力。

圖2　TA29鈦合金整體葉盤零件　(a)I型;(b)II型Fig.2　TA29 titanium alloy compressor blisk parts　(a)the I type;(b)the II type

TA29鈦合金因在620℃仍具有良好的蠕變抗力，在其他性能滿足設計要求時，可延伸至620℃左右長期使用。除在發動機領域具有很好的應用潛力外，TA29鈦合金在750～800℃仍能保持較高的抗拉強度，可在此溫度區間短時使用，應用于超高聲速導彈、火箭、飛行器、空天飛機等裝備的機體構件、蒙皮，以及所用發動機的高溫部件。

1.2阻燃鈦合金

發動機壓氣機鈦合金零部件承受著高溫、高壓和高載荷的作用，當葉片與機匣發生摩擦，在較短的時間內引發鈦的燃燒，即產生鈦火。一旦發生鈦火，鈦的燃燒是以裂變方式發展的，在短時間內造成葉片燒損、機匣燒穿，甚至整個發動機燒毀。從1962年鷂式飛機所裝的飛馬發動機壓氣機工作葉片與機匣摩擦引起鈦著火起，國內外軍民用發動機發生過一百余起鈦火故障，涉及的發動機主要有F100，F404，CF6，PW4000等，嚴重影響了鈦合金在發動機上的安全可靠使用[3]。據觀測，在高壓壓氣機中，鈦合金著火后約5～10s即能將機匣燒穿[13]。從減輕發動機質量考慮，只要工作溫度允許，轉子葉片都采用鈦合金，為了防止鈦火，應避免鈦合金轉子葉片與機匣、轉子葉片與靜子葉片等的成對使用，在少數采用鈦合金機匣的發動機上，在機匣內徑與轉子葉片相對應的位置上嵌有防火隔層及易磨層，后來改用了合金鋼機匣，但增加了結構質量。使用阻燃鈦合金是最主要的鈦火防控技術途徑，為此專門研制了阻燃鈦合金用于壓氣機葉片、機匣等零件。考慮到鈦火的巨大危害性，研制新的鈦基材料時，要充分重視和評估新合金的阻燃性能。

俄羅斯阻燃鈦合金采用Ti-Cu-Al系，美國采用Ti-V-Cr系。由于Ti-Cu-Al系阻燃鈦合金的高溫力學性能沒有達到設計要求而未進入工程化生產階段。我國在阻燃鈦合金領域的研究開展了二十余載，Ti-V-Cr系阻燃鈦合金是我國新型鈦合金的研究重點和發展方向之一[14]。以Alloy C(Ti-35V-15Cr)合金的成分為基礎，研制了能在500℃長期使用的TB12(Ti-25V-15Cr-0.2Si)和在550℃長期使用的TF550(Ti-35V-15Cr-0.3Si-0.1C)合金[13,15]。目前已突破鑄錠成分均勻性控制、棒材擠壓開坯、環鍛件軋制和阻燃性能評價等關鍵技術，并在阻燃機理研究方面取得重要進展[16-18]。

TB12及TF550合金是典型的高合金化β型鈦合金，V，Cr元素含量總和高達40%和50%。制備阻燃鈦合金工業鑄錠要解決成分的精確控制和均勻性，以及微區V，Cr元素偏析問題。通過改進合金元素添加方式、電極結構、布料方式以及優化真空自耗熔煉工藝參數，成功制備了錠型為φ620mm的TB12合金和TF550合金工業鑄錠。

TB12和TF550合金變形抗力大、工藝塑性低，傳統的鍛造設備和工藝方法不適于阻燃鈦合金的變形。我國大型擠壓設備的建設與投產為阻燃鈦合金工業鑄錠的開坯提供了可行的技術途徑。利用北方重工360MN擠壓機，嘗試了阻燃鈦合金工業鑄錠的包套熱擠壓開坯，由φ620mm的鑄錠一次擠壓成φ300mm棒材，如圖3所示，變形量大，晶粒顯著細化，工藝塑性得到明顯提高， 后續坯料的改鍛可直接在快鍛機上進行，為機匣用TB12合金環鍛件及TF550合金厚板的制備提供坯料。通過軋制和等溫模鍛，分別獲得了尺寸為φ742mm×φ604mm×320mm的環鍛件及半環鍛件，如圖4所示。

圖3　TB12阻燃鈦合金包套擠壓棒材Fig.3　Canned extruded bar of TB12 fireproof titanium alloy

圖4　阻燃鈦合金壓氣機機匣鍛件　(a)TB12合金環鍛件;(b)TF550合金半環鍛件Fig.4　Fireproof titanium alloy compressor case forging　(a)TB12 alloy ring forging;(b)TF550 alloy half ring forging

阻燃性能即材料所具有的預防、終止或減慢燃燒的特性，是衡量發動機用鈦合金使用安全性的關鍵性能指標之一。合金元素對Ti-V-Cr阻燃鈦合金阻燃性能的影響、機理與評價方法等一直是困擾發動機設計選材和用材的技術難題[17]。基于摩擦生熱原理和著火熱理論，提出通過局部摩擦升溫與氧分壓精確控制來實現塊體金屬材料點火燃燒的思路，將摩擦接觸壓力Pfric與預混氣流氧濃度c0作為控制參數，發明了摩擦氧濃度法(Friction Oxygen Concentration, FOC)鈦合金燃燒試驗技術與裝置，首次實現了阻燃鈦合金的阻燃性能定量表征[19]。通過設備改造、調試及幾百次試驗，規范了試驗參數、初始試驗條件及試樣等，使表征參數的控制精度優于0.9%。采用FOC方法測試與評價了TB12及TF550合金的阻燃性能，如圖5所示[17]。結果表明，TF550合金的阻燃性能略優于TB12，二者差異小于5%。

圖5　采用摩擦氧濃度法測定TB12和 TF550合金阻燃性能[17]Fig.5　Fireproof property of TB12 and TF550 alloys by friction oxygen concentration method[17]

1.3TiAl合金

Ti-Al二元系中有三個金屬間化合物得到了研究人員的重視，即Ti3Al，TiAl和TiAl3，其中TiAl合金因其熔點高、比強度高、高溫蠕變性能好及抗高溫氧化能力好等優點，成為最具應用潛力的高溫結構材料之一[20,21]。在700～850℃溫度范圍內，TiAl合金的比強度顯著高于普通鈦合金和鎳基高溫合金等材料[22]。TiAl合金在航空領域應用的優勢主要體現在：(1)TiAl合金比發動機用其他常用結構材料的比剛度高約50%，高剛度對要求低間隙的部件有利，可延長葉片等部件的使用壽命；(2)TiAl合金在700～850℃的比強度顯著高于鎳基高溫合金，設計上可以實現結構減重和減少對相關支撐件的負荷；(3)TiAl合金具有良好的阻燃性能，可用于一些易發生鈦火的部件。基于上述優勢，TiAl合金被認為是應用于高推重比發動機極具潛力的高溫結構材料，新一代發動機革命性的設計理念推動了TiAl合金的發展。

TiAl合金鑄件首先在發動機上獲得應用，如美國GE公司率先在GEnx發動機低壓渦輪上應用了TiAl合金，每級低壓渦輪減輕結構質量45.5kg。每架波音787用兩臺GEnx發動機，每臺發動機選用兩級TiAl合金渦輪葉片；每架波音747-8用四臺GEnx發動機，每臺發動機選用一級TiAl合金渦輪葉片，因此，每架波音787或波音747-8均減輕結構質量182kg。TRENT XWB和LEAP發動機最后一級或兩級低壓渦輪葉片也均選用了TiAl合金。美國PCC公司制造的TiAl鑄造渦輪葉片，年產量已達近4萬片，用于GEnx發動機。CFM公司生產的TiAl渦輪葉片，用于LEAP發動機，可顯著提高發動機性能和節省15%的燃油消耗。

我國在TiAl合金鑄造方面開展了大量的研究工作，如北京航空材料研究院采用精鑄工藝制備了擴壓器、渦流器等零件，其中，擴壓器的外徑尺寸達到φ566mm，鑄件成型完好，無開裂，為TiAl合金鑄件在我國先進發動機上的應用邁出了重要的一步[23]。中科院金屬所也成功研制出了TiAl合金低壓渦輪葉片精鑄件。

除鑄件外，我國在TiAl合金鍛件制造方面開展了大量的研究工作[24-28]。推進TiAl合金鍛件的工程化生產和應用必須首先突破TiAl合金工業型鑄錠的熔煉及成分均勻化控制技術。因TiAl合金鋁含量高，對O，N和H雜質元素含量的控制要求高，加之TiAl合金低的塑性，給鑄錠的制備增加了難度。目前，直徑小于φ90mm的小尺寸TiAl合金鑄錠制備一般采用真空感應懸浮熔煉方法，而大于φ90mm的大尺寸TiAl合金鑄錠制備一般采用真空自耗電極電弧爐熔煉或等離子體冷爐床熔煉方法。真空自耗電極電弧爐熔煉由于熔煉時熔池較淺，有利于除氣、脫氧，且熔池溫度較低，可減少Al元素的揮發，有利于Al含量的精確控制。但是，由于熔體的溫度梯度較大，鑄錠內應力也大，鑄錠易產生裂紋。經過多年的研究，采用真空自耗電極電弧爐熔煉方法成功制備了φ220mm的TiAl合金鑄錠，其內部致密、無裂紋。

TiAl合金鑄態組織塑性較低，通過鍛造、擠壓和軋制等熱加工，可以有效細化組織并降低成分偏析程度，提升合金的綜合力學性能。采用普通的鐓拔工藝無法進行坯料大變形量的改鍛，為此北京航空材料研究院嘗試采用包套熱擠壓工藝進行TiAl合金的高溫變形，當擠壓溫度為1200～1300℃時，包套材料可選用304不銹鋼；擠壓溫度大于1300℃時，包套材料可選用Ti-6Al-4V或工業純鈦。采用包套熱擠壓工藝成功地將φ220mm錠坯一次擠壓成φ60mm圓棒，擠壓比約為10，棒材長度達2.5m，組織均勻細小，如圖6(a)所示。為了適應TiAl合金葉片模鍛需求，研究了TiAl合金矩形截面棒材的擠壓工藝，成功地制備了TiAl合金方棒，如圖6(b)所示。

圖6　TiAl合金擠壓棒　(a)圓棒;(b)方棒Fig.6　Extruded bars of TiAl alloy　(a)round bar;(b)rectangular bar

由于TiAl合金熱塑性有限，采用普通模鍛工藝無法實現TiAl合金葉片的成形，為此研究了TiAl合金葉片鍛件的等溫模鍛工藝。通過數值模擬和物理模擬的綜合應用，對TiAl合金葉片鍛件等溫模鍛過程進行多工步仿真模擬，掌握材料流變規律,分析各種工藝參數的影響,預先實現工藝及模具設計的優化。采用等溫模鍛工藝成功制備了TiAl合金高壓壓氣機轉子葉片鍛件，如圖7所示。采用電化學方法加工了相應的TiAl合金轉子葉片零件，尺寸精度、表面質量等均達到設計要求，如圖8所示。

圖7　TiAl合金高壓壓氣機轉子葉片等溫鍛件Fig.7　High pressure compressor rotor blade of TiAl alloy forging through isothermal die forging process

圖8　TiAl合金高壓壓氣機轉子葉片零件Fig.8　High pressure compressor rotor blade parts of TiAl alloy

1.4SiC纖維增強鈦基復合材料

連續SiC纖維增強鈦基復合材料是由連續鎢芯(或碳芯)SiC纖維作為增強體，鈦合金或TiAl合金作為基體的復合材料，具有高比強度、低密度、高比剛度、耐高溫、抗蠕變以及優異的疲勞性能，適于在600～800℃長時使用，并可在1000℃短時使用，是航空航天領域應用的理想材料。與傳統的葉片、盤分離結構相比，在發動機壓氣機上使用整體葉環，可減重約70%，整體葉環是未來高推重比發動機的標志性部件。SiCf/Ti復合材料具有各向異性，縱向性能遠遠優于橫向性能，比如抗拉強度，縱向高于基體一倍以上，橫向只有基體的一半，利用此特點，SiCf/Ti復合材料適于制備受力特征鮮明的構件，如整體葉環、渦輪軸、拉伸桿、活塞桿、蒙皮和彈翼等。

連續SiC纖維作為增強體，其性能和穩定性是影響SiCf/Ti復合材料最終性能的關鍵因素之一。國際上SiC纖維主要有美國Textron公司的SCS系列和英國DERA公司的Sigma系列，這兩家公司分別采用碳芯和鎢芯通過直流電阻加熱CVD方法制備SiC纖維，抗拉強度大于3600MPa。國內北京航空材料研究院及中科院金屬所均制備出抗拉強度大于3800MPa的鎢芯SiC纖維，性能穩定。

界面反應涂層是保證復合材料高性能的關鍵[29]，合適的涂層可以保護纖維，阻止界面反應，實現載荷傳遞，使復合材料斷口呈現纖維拉拔形態。國內已成熟制備C涂層及TiC涂層，分別適用于增強鈦基復合材料和Ti-Al系金屬間化合物基復合材料。其中，采用TiC涂層的Ti-Al系金屬間化合物基復合材料經1100℃/5h熱處理后，TiC涂層依然可以有效保持。先驅絲法制備的鈦基復合材料綜合力學性能最高，國內針對連續SiC纖維增強鈦基復合材料，通過調整合金涂層組織、應力狀態等，制備了厚度為20～50μm涂層的先驅絲，用于后續復合材料及構件的制備。

鈦基復合材料通過熱等靜壓或者真空熱壓成型，成型過程需要考慮界面反應、先驅絲鈦合金致密化以及復合材料與包套擴散連接三大關鍵技術。復合材料的力學性能與纖維性能、涂層結構、先驅絲質量、纖維排布、成型工藝、加工質量均密切相關，需要精細控制。

國外在SiCf/Ti復合材料研發及應用方面取得了較大進展，如美國Textron公司采用Ti-1100鈦合金作為基材制造SiCf/Ti復合材料整體葉環，使用溫度可以達到700～800℃，結構質量減輕50%。國內開展了鈦基復合材料環形件、板材、轉動軸部件的研制。針對復合材料板材，成型后會發生變形，應力調控成為難點。整體葉環回轉體結構成型過程容易發生整體斷裂，需要綜合考慮結構、纏繞、成型等多方面因素。通過多年的技術攻關，解決了整體葉環制備過程中復合材料斷裂的問題，制備了整體葉環試驗件，如圖9所示。復合材料構件使用還需要開展如下研究工作：(1)材料的穩定性仍需提高；(2)復合材料力學性能數據測試；(3)整體葉環性能表征；(4)失效機理及壽命預測；(5)無損探傷微觀尺度的檢測；(6)加工過程復合材料與整體葉環同心精確控制；(7)制定設計準則及考核驗證。需要在纖維材料、基體材料以及高溫抗氧化涂層，批次穩定性，生產效率，工藝標準、材料制件規范等方面加強研究，逐步解決和完善鈦基復合材料制備、使用過程中出現的問題。

圖9　整體葉環部件及超聲波探傷C掃描圖(a)φ250mm×70mm葉環;(b)φ604mm×160mm葉環; (c)φ604mm×160mm葉環超聲波探傷C掃描Fig.9　Bling part and its ultrasonic inspection(a)φ250mm×70mm bling;(b)φ604mm×160mm bling;(c)ultrasonic inspection of φ604mm×160mm bling

2　先進高溫鈦合金材料設計、加工、使用關鍵技術

600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復合材料是新型的高性能高溫鈦合金，與普通鈦合金材料相比，其技術成熟度較低。針對先進發動機的服役特點和設計要求，特別是用于高溫環境的轉動部件，需開展大量的工程化應用研究，如高溫環境下蠕變-疲勞-環境交互作用、阻燃性能，微織構對疲勞性能的影響，表面完整性技術，鍛件和零件內部和表面殘余應力分析及其對使用性能影響，使用壽命預測及失效分析等，解決工程化應用相關的材料設計、制造加工工藝等關鍵技術。

2.1工業鑄錠成分高純化和均勻化控制技術

TA29，TB12以及TiAl合金的合金化復雜、合金元素含量高，且塑性低，這類合金鑄錠的制備難度大，主要表現在：錠型擴大時因凝固熱應力易出現開裂，成分均勻性控制難度大，容易產生偏析。采用傳統的真空自耗電極電弧爐熔煉工藝，應適當增加熔煉次數，并控制熔煉電流、提縮電流、錠型尺寸、坩堝冷卻方式等。對于TiAl合金，可以采用等離子體冷爐床熔煉工藝生產鑄錠。采用冷爐床熔煉工藝可以有效去除夾雜和改善成分偏析，這對于發動機關鍵轉動件用的鈦合金材料顯得尤為重要。我國已擁有多臺等離子體冷爐床熔煉設備，具備了實驗室研究、工業化生產的能力和條件。

2.2大規格棒材和特殊鍛件制備技術

航空鍛件用的鈦合金原材料一般采用棒材，輪盤、機匣、整體葉盤、風扇葉片等大型鍛件一般采用大規格棒材，對于小型的壓氣機葉片、渦輪葉片鍛件，采用小規格棒材。隨著先進發動機趨向于采用整體葉盤、整體葉環的結構形式，相應鍛件和棒材的規格尺寸加大，控制大規格棒材的組織均勻性對于保證鍛件的質量至關重要，需要選擇合適的鍛壓設備，優化設計鍛造工藝。對于TB12和TiAl合金的鑄錠，因鑄態金屬的鍛造變形抗力大、工藝塑性低、對變形溫度敏感、容易出現鍛造開裂，鑄錠宜采用高溫擠壓開坯工藝制備大規格棒材，不僅可以提高變形的均勻性、保證有足夠的變形量，還可以提高棒材的生產效率和批次穩定性。

鈦合金的顯微組織和晶體學織構是影響力學性能的主要因素，原因在于α相的各向異性。控制鍛件顯微組織的形態以及顯微組織和織構的均勻性，不僅可以改善平均的性能水平，還可以提高零部件的蠕變-疲勞交互作用性能，即保載疲勞性能，減小不同批次部件的性能數據分散性。對于這些新型高溫鈦合金，特別是TiAl合金，因有序結構的引入，使得織構問題更為復雜和重要，對高低周疲勞性能和保載疲勞性能的影響也更為復雜。在棒材和鍛件制備時要嚴格控制組織和織構。

2.3整體葉盤和整體葉環零件機械加工技術

由于先進發動機性能水平的不斷提高，整體葉盤、整體葉環等已成為發展趨勢。整體葉盤葉片的結構復雜、通道開敞性差、葉片薄、彎扭大、剛性差、易變形，設計時對其幾何精度水平、綜合質量水平要求越來越高，機械加工和表面完整性的保證變得越來越困難[30]。對于葉片尺寸較小的壓氣機整體葉盤和整體葉環，葉型一般采用高速數控銑削方法加工，控制零件加工變形，采用振動光飾去應力技術以改善零件表面殘余應力分布，之后對葉片部分型面進行修磨和磨粒流拋光，葉型尺寸精度高，葉型誤差小于0.1mm，葉片表面粗糙度Ra達到0.2μm的水平，提高零件的表面質量和表面完整性。應采用電化學方法來加工TiAl合金葉片的型面。

2.4材料性能評價及應用設計技術

上述4類材料還處于工程化研究和試用階段，積累的性能數據不充分，影響了材料和部件的設計選材和強度計算。與普通鈦合金相比，這4類高溫鈦合金材料的塑性、斷裂韌度、沖擊韌度均更低，缺口敏感性大，裂紋尖端的應力通過局部塑性變形而下降的能力較差。特別是TiAl合金，具有相當低的室溫拉伸塑性和抗疲勞裂紋擴展性能，但在接近700℃時會顯著改善[31]，而且初始蠕變變形速率大。根據這類材料的特點，設計并制定科學合理的技術指標，發揮熱強性的同時，應保證有足夠的塑性，充分重視制件的斷裂性能。發動機設計選材和強度計算時，需要建立完整的材料設計性能數據庫。對于低塑性的TiAl合金，應根據材料的特性，確定合理的部件設計和定壽方法，以及成本合算的供應鏈[32]。合理控制TiAl合金制件結構的設計應力水平，避免出現明顯的應力集中，提高表面完整性[31]。科學評價這些鈦合金的阻燃性能也至關重要。此外，無論整體葉盤還是整體葉環，在高溫下使用時，同一個零件上存在溫度梯度，一部分材料會約束另一部分材料的變形，在溫度梯度的作用下會引起熱應力，影響部件的疲勞性能和使用可靠性。

2.5超高周疲勞性能研究

實際上鈦合金材料不存在高周疲勞極限。美國的發動機結構完整性項目(Engine Structural Integrity Program，ENSIP)1999版和2004版均要求鈦合金發動機零部件的高周疲勞壽命最低應達到109周次[33]。隨著作用應力的下降，疲勞裂紋萌生位置由表面傾向于在內部發生[34]。對于600℃高溫鈦合金整體葉盤、鈦基復合材料整體葉環以及TiAl合金葉片，因葉片的疲勞性能對振動應力非常敏感，應充分研究其超高周疲勞行為及性能。合理選用適當的表面強化手段，如激光沖擊強化和低塑性拋光等，以提高葉片的超高周疲勞性能，防止葉片失效引起內物損傷和災難性失效。

3　結束語

一個新材料并不是十全十美的材料，而只是能滿足某種特殊用途的材料，材料某些性能的提高常常是犧牲了其他性能獲得的。將一種新材料得以實現工程化應用，特別是在發動機上應用是一項巨大的挑戰，需要從實驗室規模或小試規模逐漸過渡到工業化生產，而且需要關注研究結果的重復再現，以證明材料的性能和工藝的穩定性和可靠性，并考慮成本等經濟性因素。

新型高溫鈦合金材料的特性不同于普通鈦合金材料，其制造加工技術難度可能比材料技術本身的難度要大得多，如熔煉、鍛造、熱處理、機械加工和表面處理等。一個新材料構件的質量、可靠性及成功應用取決于設計、材料、工藝與使用四者之間的有機配合和相互適應。需加強材料和構件主要性能的波動性、平均性能的代表性和標準性的分析。在使用這類新材料時，應謹慎控制零件的應力水平，避免引起局部的高應力集中和結構的不連續性，并采取抗斷裂設計措施，在生產和使用維修中采用可靠的檢查方法。

鈦合金對表面損傷和缺陷具有較強的敏感性，而塑性更低的600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復合材料對缺陷的敏感性更突出，基于惡劣環境使用對發動機構件疲勞性能和損傷容限性能的極高要求，應嚴格控制和檢測這類材料及制件內部的冶金缺陷及表面完整性，包括表面的粗糙度、波紋度、表面層的微觀組織變化、塑性變形、殘余應力等。對于低塑性的TiAl合金及SiCf/Ti復合材料，殘余應力是一個不可忽視的因素，對制件加工過程和使用過程產生的變形、尺寸超差、疲勞性能、應力腐蝕開裂等均會產生有害影響。對于葉片類和盤類零件，考慮到低塑性對應力集中敏感的特點，在零部件設計時，應盡量避免設計不當引起的高應力集中，特別是轉接圓角R的大小和加工精度。TiAl葉片與鎳基高溫合金盤之間存在的接觸疲勞和微動磨損，以及存在因其低延展性和低屈服強度導致的相對差的抗沖擊損壞性能。

隨著我國航空強國戰略的實施，鈦合金行業處于強勁的發展時期。在高性能先進發動機減重、安全服役和節能降耗需求的驅動下，普通鈦合金、新型鈦基合金材料及應用技術均不斷得到發展。隨著600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金和SiCf/Ti復合材料的深入研究，技術成熟度不斷提高，將逐漸應用于先進發動機的關鍵部件，有力推動我國航空發動機技術發展。

[1]WILLIAMS J C.Alternate materials choices—some challenges to the increased use of Ti alloys[J].Materials Science and Engineering:A,1999,263(2):107-111.

[2]LEYENS C,KOCIAN F,HAUSMANN J,et al.Materials and design concepts for high performance compressor components[J].Aerospace Science and Technology,2003,7(3):201-210.

[3]陳光.頻發的發動機鈦著火故障[J].國際航空,2009,(3):45-47.

CHEN G.Frequent Ti-alloy fired accidents[J].International Aviation,2009,(3):45-47.

[4]江和甫，古遠興，卿華.航空發動機的新結構及其強度設計[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007,20(2):1-4.

JIANG H F,GU Y X,QING H.New structure and strength design of aero--engine[J].Gas Turbine Experiment and Research,2007,20(2):1-4.

[5]ALBRECHT J.Comparing fatigue behavior of titanium and nickel-based alloys[J].Materials Science and Engineering:A,1999,263(2):176-186.

[6]DAEUBLER M A,HELM D.Development of high temperature Ti-base disc materials in competition to Ni-base superalloys[A].High Temperature Materials for Power Engineering[C].Liege,Belgium,1990.1717-1726.

[7]LüTJERING G,WILLIAMS J C.Titanium[M].New York:Springer,2003.

[8]蔡建明，曹春曉.新一代600℃高溫鈦合金材料的合金設計及應用展望[J].航空材料學報,2014,34(4):27-36.

CAI J M,CAO C X.Alloy design and application expectation of a new generation 600℃ high temperature titanium alloy[J].Journal of Aeronautical Materials,2014,34(4):27-36.

[9]王清江，劉建榮，楊銳.高溫鈦合金的現狀與前景[J].航空材料學報，2014,34(4):1-26.

WANG Q J,LIU J R,YANG R.High temperature titanium alloys:status and perspective[J].Journal of Aeronautical Materials,2014,34(4):1-26.

[10]曾立英,趙永慶,洪權,等.600℃高溫鈦合金的研發[J].鈦工業進展,2012,29(5):1-5.

ZENG L Y,ZHAO Y Q,HONG Q,et al.Research and development of high temperature titanium alloys at 600℃[J].Titanium Industry Progress,2012,29(5):1-5.

[11]王濤,郭鴻鎮,張永強,等.熱鍛溫度對TG6高溫鈦合金顯微組織和力學性能的影響[J].金屬學報,2010,46(8):913-920.

WANG T,GUO H Z,ZHANG Y Q,et al.Effects of hot forging temperature on microstructure and mechanical property of TG6 high temperature titanium alloy[J].Acta Metallurgica Sinica,2010,46(8):913-920.

[12]CAI J M,HUANG X,CAO C X.Thermal stability of TG6 titanium alloy and its partial resumption at high temperature[J].Rare Metal Materials and Engineering,2010,39(11):1893-1896.

[13]曹京霞，黃旭，弭光寶，等.Ti-V-Cr系阻燃鈦合金應用研究進展[J].航空材料學報,2014,34(4):92-97.

CAO J X,HUANG X,MI G B,et al.Research progress on application technique of Ti-V-Cr burn resistant titanium alloys[J].Journal of Aeronautical Materials,2014,34(4):92-97.

[14]曹春曉.鈦合金在未來航空領域的應用前景[J].國際航空,2006,(8):59-60.

CAO C X.Application prospect of titanium alloys in future aviation[J].International Aviation,2006,(8):59-60.

[15]賴運金,張平祥,辛社偉,等.國內阻燃鈦合金工程化技術研究進展[J].稀有金屬材料與工程,2015,44(8):2067-2073.

LAI Y J,ZHANG P X,XIN S W,et al.Research progress on engineered technology of fireproof titanium alloy in China[J].Rare Metal Materials and Engineering,2015,44(8):2067-2073.

[16]弭光寶，黃旭，曹京霞，等.Ti-V-Cr系阻燃鈦合金抗點燃性能及其理論分析[J].金屬學報,2014,50(5):575-586.

MI G B,HUANG X,CAO J X,et al.Ignition resistance performance and its theoretical analysis of Ti-V-Cr type fireproof titanium alloy[J].Acta Metallurgica Sinica,2014,50(5):575-586.

[17]弭光寶，曹春曉，黃旭，等.Ti-V-Cr系阻燃鈦合金的非等溫氧化行為及阻燃性能預測[J].材料工程,2016,44(1):1-10.

MI G B,CAO C X,HUANG X,et al.Non-isothermal oxidation characteristic and fireproof property prediction of Ti-V-Cr type fireproof titanium alloy[J].Journal of Materials Engineering,2016,44(1):1-10.

[18]弭光寶,黃旭,曹京霞,等.摩擦點火Ti-V-Cr阻燃鈦合金燃燒產物組織特征[J].物理學報,2016,65(5):217-226.

MI G B,HUANG X,CAO J X,et al.Microstructure characteristics of burning products of Ti-V-Cr fireproof titanium alloy by frictional ignition[J].Acta Phys Sin,2016,65(5):217-226.

[19]弭光寶,黃旭,曹京霞,等.航空發動機鈦火試驗技術研究新進展[J].航空材料學報,2016,36(3):20-26.

MI G B,HUANG X,CAO J X,et al.Experimental technique of titanium fire in aero-engine[J].Journal of Aeronautical Materials,2016,36(3):20-26.

[20]YAMAGUCHI M,INUI H,ITO K.High-temperatures structural intermetallics[J].Acta Materialia,2000,48(1):307-322.

[21]SAUTHOFF G.Multiphase intermetallic alloys for structural applications[J].Intermetallics,2000,8(9):1101-1109.

[22]DIMIDUK D M.Gamma titanium aluminide alloys—an assessment within the competition of aerospace structural materials[J].Materials Science and Engineering:A,1999,263(2):281-288.

[23]張美娟，南海，鞠忠強，等.航空鑄造鈦合金及其成型技術發展[J].航空材料學報，2016，36(3):13-19.

ZHANG M J，NAN H，JU Z Q，et al.Aeronautical cast Ti alloy and forming technology development[J].Journal of Aeronautical Materials，2016，36(3):13-19.

[24]楊銳.鈦鋁金屬間化合物的進展與挑戰[J].金屬學報，2015,51(2):129-147.

YANG R.Advances and challenges of TiAl base alloys[J].Acta Metallurgica Sinica，2015，51(2):129-147.

[25]陳玉勇，崔寧，孔凡濤.變形TiAl合金研究進展[J].航空材料學報，2014，34(4):112-118.

CHEN Y Y，CUI N，KONG F T.Progress of deformed TiAl alloys[J].Journal of Aeronautical Materials，2014，34(4):112-118.

[26]SONG L，XU X，YOU L，et al.Orderedα2 toωo phase transformations in high Nb-containing TiAl alloys[J].Acta Materialia，2015，91:330-339.

[27]高帆，李臻熙.大尺寸TiAl合金VAR鑄錠熱變形特性研究[J].航空制造技術，2014，(12):68-73.

GAO F，LI Z X.Hot deformation characteristics of large scale TiAl alloy VAR ingot[J].Aeronautical Manufacturing Technology，2014，(12):68-73.

[28]高帆，李臻熙.γ-TiAl金屬間化合物細晶棒材擠壓變形工藝[J].航空制造技術，2014，(10):88-93.

GAO F，LI Z X.Extrusion process of fine grained γ-TiAl alloy bar[J].Aeronautical Manufacturing Technology，2014,(10):88-93.

[29]VAHLAS C,HALL I W,HAURIE I.Investigation of interfacial reactivity in composite materials[J].Materials Science and Engineering:A,1999,259(2):269-278.

[30]王增強，單晨偉，任軍學，等.開式整體葉盤四坐標插銑開槽粗加工刀位軌跡規劃[J].航空制造工程,2007,(2):94-97.

WANG Z Q,SHAN C W,REN J X,et al.Generating 4-axis plunge roughing paths for open blisks[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2007,(2):94-97.

[31]BACHE M R,DIXON M,VOICE W E.Fatigue behavior of advanced α-TiAl alloys subjected to small particle impacts[A].Proceedings of the 12thWorld Conference on Titanium[C].Beijing:Science Press,2011.

[32]陳亞莉.GEnx發動機在材料應用上的創新[J].航空維修與工程,2007,(4):54-56.

CHEN Y L.Innovation in GEnx materials application[J].Aviation Maintenance & Engineering,2007,(4):54-56.

[33]李其漢.航空發動機結構完整性研究進展[J].航空發動機,2014,40(5):1-6.

LI Q H.Investigation progress on aeroengine structural integrity[J].Aeroengine,2014,40(5):1-6.

[34]洪友士,趙愛國,錢桂安.合金材料超高周疲勞行為的基本特征和影響因素[J].金屬學報,2009,45(7):769-780.

HONG Y S,ZHAO A G,QIAN G A.Essential characteristics and influential factors for very-high-cycle fatigue behavior of metallic materials[J].Acta Metallurgica Sinica,2009,45(7):769-780.

Research and Development of Some Advanced High Temperature Titanium Alloys for Aero-engine

CAI Jian-ming,MI Guang-bao,GAO Fan,HUANG Hao,CAO Jing-xia,HUANG Xu,CAO Chun-xiao

(Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Titanium Alloys,Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China)

Some advanced high temperature titanium alloys are usually selected to be manufactured into blade, disc, case, blisk and bling under high temperature environment in compressor and turbine system of a new generation high thrust-mass ratio aero-engine. The latest research progress of 600℃ high temperature titanium alloy, fireproof titanium alloy, TiAl alloy, continuous SiC fiber reinforced titanium matrix composite and their application technology in recent years in China were reviewed in this paper. The key technologies need to be broken through in design, processing and application of new material and component are put forward, including industrial ingot composition of high purified and homogeneous control technology, preparation technology of the large size bar and special forgings, machining technology of blisk and bling parts, material property evaluation and application design technique. The future with the continuous application of advanced high temperature titanium alloys, will be a strong impetus to the development of China’s aero-engine technology.

advanced aero-engine;600℃ high temperature titanium alloy;fireproof titanium alloy;TiAl alloy;SiC fiber reinforced titanium matrix composite;titanium fire

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.08.001

TG146.2

A

1001-4381(2016)08-0001-10

國家自然科學基金資助項目(51471155)；中航工業技術創新基金資助項目(2014E62149R)

2016-04-15;

2016-06-29

弭光寶(1981-)，男，高級工程師，博士，主要從事高溫鈦合金及阻燃性能等方面研究，聯系地址：北京市海淀區溫泉鎮環山村8號北京航空材料研究院先進鈦合金航空科技重點實驗室(100095)，E-mail：miguangbao@163.com