600℃高溫鈦合金雙性能整體葉盤鍛件制備技術研究進展

(1 中國航發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；2 貴州安大航空鍛造有限責任公司，貴州 安順 561005；3 西北工業大學 材料學院，西安 710072)

現代軍用飛機優異作戰性能強烈依賴于先進高推重比航空發動機的應用，而發動機日益減重的設計目標需要使用輕質耐高溫材料及與之相適應的高效整體結構，結合工藝創新制備了如整體葉盤等輕量化結構，減少零件數量，減輕結構質量，降低零件本身承載應力及對壓氣機軸等配合件的負荷，從而提高發動機的推重比和使用可靠性。

整體葉盤將葉片、輪盤等零件集成設計為一個整體構件，較之傳統的榫齒連接結構，整體葉盤減重約30%，消除了因連接和裝配引起的零件間接觸應力，避免了葉片榫頭與輪盤榫槽之間因微動磨損疲勞失效的潛在風險，消除了氣流在榫頭與榫槽間的泄漏，減小了葉片與輪盤轉子組件的徑向溫度梯度，有效降低熱機械疲勞風險，改善壓氣機氣動穩定性，提高整體葉盤的使用可靠性[1]。因而，在一些新型發動機中將采用整體葉盤作為改善性能的一項重要結構措施。除上述的優勢外，整體葉盤因無榫齒連接結構榫頭與榫槽連接處的機械阻尼，存在葉片振動問題包括盤體與葉片耦合振動等[2]。同一級整體葉盤零件沿徑向具有較大的溫度梯度和應力梯度，不同區域對材料性能的要求有差異，葉片強調具有高的高周疲勞性能，盤體強調具有高的高溫蠕變抗力和損傷容限性能，使得常規的單一合金均質整體葉盤在材料及組織選擇時要做出妥協。為了進一步發揮整體葉盤結構材料的性能潛力，葉片和盤體可以采用更適應使用性能要求的合金材料和組織狀態，為此創新提出了鈦合金雙性能整體葉盤的設計思路，改變傳統設計所追求的均勻組織，優化了整體葉盤結構和實現性能的最優化。

高壓壓氣機整體葉盤是在高溫、高壓、高轉速特別是快的加減速瞬變造成應力和熱負荷高低周交變條件下工作，承受的溫度、應力、環境極其復雜和苛刻[3]，要求材料在350～600℃范圍內具有高的比強度、比模量、蠕變、疲勞和斷裂等性能，且隨著使用溫度的提高，愈加強調蠕變與疲勞性能及兩者的交互作用，即保載疲勞[4]。然而，鈦合金在600℃以上的蠕變與抗氧化性急劇下降，已難以勝任發動機苛刻的使用要求[5]，600℃被認為是傳統固溶強化型鈦合金的“熱障”溫度，國際上典型的600℃高溫鈦合金有英國的IMI834，美國的Ti-1100，俄羅斯的BT18y與BT36，中國的TA29[6-7]與TA33[8]。國際上600℃高溫鈦合金的研究和應用以IMI834最為成熟，應用于EJ200高壓壓氣機第3級整體葉盤、F119高壓壓氣機后機匣、PW150和PW300壓氣機離心葉輪、TRENT系列發動機高壓壓氣機轉子(輪盤、鼓筒及后軸用電子束焊接成整體轉子)等[9]。

本文在回顧整體葉盤結構發展歷程及應用的基礎上，以600℃高溫鈦合金TA29雙性能整體葉盤鍛件制備技術為例，重點分析分區控溫鍛造(SRTCF)法和分區控溫熱處理(SRTCHT)法等工藝對組織性能控制的最新研究進展。

1 整體葉盤結構的發展與應用

整體葉盤結構的設計始于20世紀60年代，早期主要應用于渦軸發動機壓氣機結構，將軸流式壓氣機轉子的葉片、盤、軸做成一體，采用數控銑削加工成零件[10]。目前，一些小型的發動機如PW300和PW500，其軸流式壓氣機廣泛采用了鈦合金整體葉盤結構?；谛⌒桶l動機上的成功應用，整體葉盤結構逐漸應用于大型發動機的風扇和壓氣機，并采用兩種主導制造方法：第一，采用數控銑削或電化學加工方法從鍛件上直接加工成零件，多用于葉片尺寸較小的壓氣機整體葉盤；第二，葉片與盤單獨制造并采用線性摩擦焊連接成整體葉盤，用于葉片尺寸較大的風扇整體葉盤。

整體葉盤是國外第三代航空發動機如F414,F110,F100和第四代發動機如EJ200,F119,F135采用的典型結構，其溫度相對較低的風扇和高壓壓氣機前段一般選用鈦合金材料。F414發動機風扇第2級和第3級采用寬弦葉片的Ti-17鈦合金整體葉盤，利用電化學加工方法加工，與數控銑削方法相比，加工時間可減少約85%，還可避免產生加工殘余應力。將兩個整體葉盤零件焊接在一起形成整體轉子，使風扇轉子比原型的F404發動機(推重比約7.5)減輕20.43kg，并可以避免螺栓連接方式帶來的整體葉盤螺栓孔或螺栓疲勞斷裂的潛在危害[11]；高壓壓氣機前3級采用整體葉盤，其中第1級和第2級采用Ti-17鈦合金且焊成一體；F414將幾個整體葉盤串起焊成一體的設計，顯著減小轉子質量，推重比達到9.1。1995年，GE公司改進F110-GE-129為F110-GE-129G時，風扇采用了寬弦葉片與整體葉盤結構。同時期，PW公司改進F100-PW-229為F100-PW-229A時，將3級風扇葉片改為寬弦設計，后兩級風扇轉子采用整體葉盤，第1級仍用常規的榫齒連接結構。EJ200發動機從最初的驗證機到生產型，驗證機風扇最初只在第3級采用電子束焊接的整體葉盤，后來第2級和第1級亦采用了整體葉盤；2000年開始，RR與MTU合作，用線性摩擦焊制造第1～3級風扇整體葉盤[12]；高壓壓氣機結構做了較大改進，由驗證機的5級全榫齒結構改為原型機的第3級采用IMI834整體葉盤，其余4級仍為榫齒結構；到了生產型，改為第1～3級采用整體葉盤，后兩級為榫齒結構；到最終定型時，改為5級全部整體葉盤結構[1]。F119發動機3級風扇和6級高壓壓氣機轉子全部采用整體葉盤結構，第1級風扇葉片采用超塑成形和擴散連接方法制成的空心結構，用線性摩擦焊將空心葉片焊接到盤上形成整體葉盤。F135發動機由F119派生而來，其3級風扇和6級高壓壓氣機(前兩級用鈦合金，后4級用鎳基高溫合金)全部采用整體葉盤；兩級對轉軸流式升力風扇系統采用RR公司設計制造的整體葉盤，用線性摩擦焊將空心結構葉片焊接到盤上形成整體葉盤。將幾級整體葉盤焊接在一起形成整體轉子，可以進一步提高結構完整性和工作效率，并允許葉片弦長做得更大，增強了抗外物損傷能力和抗疲勞性能，提高了失速裕度[13]。隨著整體葉盤結構設計和加工能力的提升及工程應用經驗的積累，其在發動機中的應用技術不斷發展成熟。

基于整體葉盤結構在軍用發動機上的成功應用，將這一結構也逐漸應用于商用發動機，并取得良好的使用效果，如TRENT XWB發動機中壓壓氣機采用Ti-6246鈦合金整體葉盤；GEnx發動機高壓壓氣機第1級、第3級和第5級采用整體葉盤；PW1000G發動機3級風扇均采用整體葉盤，高壓壓氣機除第8級轉子葉片裝在輪盤環形燕尾槽外，其余7級均采用整體葉盤[14]。當前，隨著整體葉盤葉片增材制造修復技術的發展和日趨成熟，修復后的葉片強度與原葉片相當，使整體葉盤煥發了新的生命力[15]。

2 鈦合金雙性能整體葉盤的設計思路及制造方法

2.1 雙性能的設計思路與實踐

航空發動機盤件的雙性能設計思路首先在高溫合金渦輪盤上得到發展與實踐。渦輪盤的盤輻工作溫度相對較低，細晶組織更符合盤輻高的屈服強度和低周疲勞性能要求；盤緣溫度相對較高，粗晶組織具有高的蠕變和損傷容限性能，適應榫槽可能出現的微裂紋[16]。在單一合金雙組織渦輪盤基礎上，又發展了雙合金渦輪盤，盤輻和盤緣采用不同的合金材料，美國IHPTET計劃驗證了雙合金渦輪盤，盤緣用IN100合金，具有優良的抗沖擊損傷能力，盤輻用AF2-DA1鎳基粉末合金制造，能承受更高的拉應力作用[17]。雙合金渦輪盤存在三大不足：第一，異種合金的連接界面可能是一個“弱”區域；第二，異種合金彈性模量的差異導致界面上有較大的熱應力；第三，采用同一種熱處理工藝會妥協兩種合金的力學性能[18]。

GE公司于1994年采用盤緣加熱和盤輻絕熱內封，通過氣冷盤輻形成溫度梯度的方法制備雙性能渦輪盤，盤輻得到等軸細晶組織，盤緣為粗大再結晶組織，以適應更高溫度對高蠕變強度的要求，成功獲得雙重組織[19]，2002年該項技術再次升級[20]。PW公司于1997年采用雙重組織熱處理工藝(Dual Microstructure Heat Treatment,DMHT)制造了IN100雙性能粉末渦輪盤，即將盤輻封入絕熱箱并依靠導熱塊吸熱，盤緣置于熱處理爐內加熱，沿盤體徑向產生可控的溫度梯度[21]，盤輻溫度低于盤緣，通過控制熱處理溫度與γ′相溶解溫度的差值，使盤緣晶粒長大(約30～80μm，ASTM E112的5～7級)，盤輻保持細晶(約10μm，ASTM E112的11～12級)，并成功應用于F119發動機[22]。DMHT要求有特殊的電氣和軟件控制系統，工藝裝置的設計與制造是技術核心，關鍵在于能否在盤輻和盤緣之間形成精確的溫度梯度。盡管工藝概念簡單，但實際操作需要對時間和溫度的動態變化有非常精確的掌控，尤其是熱處理后要在限定時間內進行淬火處理，操作難度大。此外，每制造一種材料和一種尺寸的雙性能渦輪盤，要專門設計制造與之相匹配的導熱塊，導致生產成本高。

2.2 鈦合金整體葉盤從追求均質向雙性能的變化

航空發動機整體葉盤工作時在溫度相關(熱疲勞、熱機械疲勞)、時間相關(蠕變、保載疲勞)和速率相關(拉伸)載荷的共同作用下，呈現的力學行為復雜，且存在各類損傷的耦合[3]。整體葉盤不同部位工作狀況差異大，葉片主要承受高頻低幅的振動應力作用，高周疲勞性能是影響葉片使用可靠性的第一要素；盤體承受大的離心應力和熱應力的作用，并考慮到高溫長時工作時葉片與機匣之間始終需保持較小的葉尖間隙，因此，低周疲勞和蠕變性能是保證盤體使用可靠性的第一要素，并應考慮盤體的損傷容限性能。

傳統鈦合金轉子的榫齒連接結構，葉片和盤分開制造，可以靈活選用不同材料或同一材料不同組織狀態，葉片采用α+β區變形和α+β區熱處理得到的細小雙態組織，獲得高的強度、塑性和高周疲勞強度；盤采用β區加工(β鍛或β熱處理)得到網籃組織或片層組織，獲得高溫蠕變、低周疲勞及損傷容限性能的最佳組合。整體葉盤零件將葉片、盤等做成一個整體構件，單一合金/單一組織狀態的整體葉盤在合金材料和顯微組織的選擇上要做出妥協，采用同一種組織狀態，往往難以滿足葉片和盤不同的受力和受熱條件要求，在一定程度上各自損失了一些性能[2]。為了挖掘整體葉盤的性能潛力，發展了雙性能整體葉盤技術，突破傳統熱加工技術追求均一組織的慣性思維，根據葉片和盤的實際使用工況，選用恰當的合金材料及組織狀態，實現不同部位采用不同熱處理工藝的精細控制，達到構件整體性能的最優化[16]。此外，為了避免單一合金整體葉盤只能選擇同一種材料的限制，提出了雙合金整體葉盤的概念，葉片與盤體選擇不同的合金材料，更具靈活性。雙合金整體葉盤也可以認為是對常規單一合金雙性能整體葉盤的一種變化。

2.3 鈦合金雙性能整體葉盤制造方法

鈦合金雙性能整體葉盤(含雙性能盤)一般采用同一種合金，其制造方法主要有鍛造法、熱處理法和焊接法。鍛造法[23-24]首先通過β熱處理或β鍛制備一個鈦合金預制坯，隨后在α+β區對預制坯選定部分進行鍛造變形，促使初生α等軸化，其余部分不進行有效變形，因變形量不充分導致初生α等軸化程度不夠，基本保留原始的片層α形態。曾經提出過差溫鍛造的思路，即鍛造前鍛坯不同部位采用不同的加熱溫度，這在理論上是可行的，但實際操作卻難以實現加熱溫度的精確控制。

根據某一特定形狀和尺寸的整體葉盤鍛件，分區控溫熱處理法設計和采用一套較為復雜的局部包覆強制冷卻裝置，將盤體置于爐膛通過電爐輻射加熱，葉片區域放置水冷或其他強制冷卻裝置，通過改變循環水或其他冷卻介質流動速率實現溫度梯度的精確控制，實現雙性能整體葉盤的制造，工藝參數可控性強。

美國哥倫布空軍材料實驗室采用焊接法制備了Ti-6242鈦合金雙性能盤。焊接法亦可實現異種材料的連接，如西北工業大學對TC11與Ti3Al或Ti2AlNb雙合金的電子束焊接構件進行等溫鍛造，使異種合金熔焊接頭鑄造組織改變成變形組織，并鍛合焊接氣孔，提高焊接接頭的抗拉強度[25-26]。焊接法的最大問題是連接區域往往會成為整個構件的薄弱環節，這對于強調高可靠性和長壽命的航空發動機高速轉動部件來說是個重要隱患，隨著葉片與盤零件焊接技術的發展與不斷成熟，如采用線性摩擦焊等方法逐步解決技術難題，線性摩擦焊在雙性能整體葉盤的制造與修復方面具有較大技術優勢。

德國MTU公司開發和驗證了雙材料鈦合金線性摩擦焊整體葉盤(Dual Material Titanium Alloy Linear Friction Welded Blisk,DUTIFRISK)項目[27]，將不同合金、不同組織狀態的葉片和盤采用線性摩擦焊方法連接，盤采用高強高斷裂韌度的Ti-6246或Ti-17(網籃組織)，葉片采用高強的Ti-6246,Ti-6242或Ti-6Al-4V(雙態組織或片層組織)，使得葉片和盤的材料與組織狀態選擇更適應整體葉盤實際工況，對各項力學性能有更針對性的特定要求，提高整體葉盤零件的疲勞性能和使用可靠性。MTU公司計劃在下一代發動機上使用雙合金整體葉盤技術。

隨著增材制造技術的發展和不斷成熟，逐漸將這一技術應用到整體葉盤葉片的修復[28]，甚至直接在盤體上增材生長出葉片，通過同軸送粉激光熔覆方法，在鈦合金盤體邊緣預先加工出凸臺，逐層堆積成鈦合金葉片。

3 600℃高溫鈦合金雙性能整體葉盤鍛件制備技術及組織控制

近α型600℃高溫鈦合金具有優異的熱強性，適用于先進航空發動機高壓壓氣機500～600℃以下高溫段的部件，最具標志性的應用對象是整體葉盤。采用復雜及恰如其分的合金化保證合金關鍵力學性能外，合適的性能匹配還需通過合理控制顯微組織才能得以充分發揮。組織狀態對600℃高溫鈦合金力學性能的影響顯著，細小的雙態組織具有最佳的高周疲勞性能、強度和塑性，符合葉片使用工況要求；細小的片層組織具有最佳的高溫蠕變抗力和損傷容限性能，符合盤體使用工況要求。如果將600℃高溫鈦合金整體葉盤的葉片和盤體分別獲得細小的雙態組織與片層組織，就可以盡量發揮材料不同組織狀態的優勢，也有助于發動機結構的設計優化，更好地滿足航空發動機長壽命和高可靠性的使用要求。以600℃高溫鈦合金TA29(名義成分為Ti-5.8Al-4Sn-4Zr-0.7Nb-1.5Ta-0.4Si-0.06C)雙性能整體葉盤鍛件為例，對比分析分區控溫鍛造和分區控溫熱處理的優缺點、可行性及組織性能的影響。

3.1 分區控溫鍛造法工藝實驗

選擇某型發動機高壓壓氣機整體葉盤鍛件為試制對象。為了實現TA29鈦合金雙性能整體葉盤鍛件的雙重組織，設計采用兩火鍛造成形，第一火在β區鍛造變形得到片層組織，根據整體葉盤成形過程數值模擬的研究結果，優化設計了預成形坯料的形狀和尺寸，見圖1(a)，葉片區呈啞鈴狀；第二火在α+β區進行模鍛成形，為避免產生折疊，模鍛前坯料表面涂覆玻璃潤滑劑以促進順暢成形，等效應變分布見圖1(b)。盤體區等效應變小于0.3，保證盤體保留片層組織形態。葉片1區的等效應變為0.5～0.75，2區等效應變為0.75～1，4區等效應變最大，最大為1.8，以促進α相的扭折和等軸化。過渡區大部分區域等效應變在0.4～1之間，3區等效應變稍大，在1.25～1.5之間，組織形態介于片層組織與等軸組織的過渡狀態。大變形的葉片區寬度約82mm，小變形的盤體區寬度約175mm，過渡區寬度約32mm。采用分區控溫鍛造法制備的TA29鈦合金雙性能整體葉盤鍛件見圖2，鍛件采用α+β區固溶時效處理。

圖2 TA29鈦合金雙性能整體葉盤鍛件Fig.2 TA29 titanium alloy DP-Blisk forging

圖3為分區控溫鍛造法制備的TA29鈦合金雙性能整體葉盤葉片和盤體對應的顯微組織，葉片為扭曲條狀初生α的雙態組織，初生α未能很好地球化，盤體組織中的初生α全部保留平直狀。經過一個火次單一方向的α+β區鍛造變形，盡管有效應變較大并經固溶時效處理，葉片區原始片狀組織不能完全轉化為等軸組織，得到的扭曲α組織具有明顯的方向性排列，而且殘留原始β晶界痕跡。分區控溫鍛造法制備的TA29鈦合金雙性能整體葉盤鍛件葉片和盤體典型力學性能見表1，葉片與盤的性能相比較，盤體具有更好的高溫蠕變抗力和斷裂韌度，抗拉強度和塑性略低；葉片的抗拉強度、塑性略有優勢，因葉片區無法得到理想的等軸細晶組織，致使其拉伸塑性、熱穩定性和疲勞性能有所損失。

圖3 分區控溫鍛造法制備TA29雙性能整體葉盤鍛件顯微組織 (a)葉片區;(b)盤體區Fig.3 Microstructures of TA29 titanium alloy DP-Blisk forging by means of SRTCF (a)blade region;(b)disc region

RegionRoomtemperaturetensile600℃tensileσb/MPaσ0.2/MPaδ5/%ψ/%σb/MPaσ0.2/MPaδ5/%ψ/%600℃/160MPa/100hcreepstrainεp/%RoomtemperaturefracturetoughnessKIC/(MPa·m1/2)Blade10209409.515.56455151323.50.11545Disc9828928.213.86405101124.00.03955

3.2 分區控溫熱處理法工藝實驗

為了改善葉片區初生α相的球化程度，提出了一種新的制造方法，即分區控溫熱處理法。針對某TA29鈦合金整體葉盤鍛件的結構特征，設計了一套分區控溫熱處理裝置，即將整體葉盤鍛件葉片區附加空心的風冷套結構，風冷套外壁包覆隔熱材料，風冷套內設置壓縮空氣通風管路，風冷套裝置連同鍛件一起組裝完成后整體進行β區熱處理，盤體暴露于爐膛。采用常溫的壓縮空氣對風冷套內的葉片區進行強制冷卻，通過調節通風參數控制葉片區的溫度，從而沿整體葉盤鍛件徑向形成較大且穩定的溫度梯度，見圖4，葉片和盤體固溶處理溫度的差異是獲得雙重組織整體葉盤的關鍵。熱處理工裝上裝有負載熱電偶，實時記錄和監控熱處理過程中爐膛和鍛件不同位置的溫度，并與熱處理爐控制箱連接，當風冷套內溫度達到設定值，壓縮空氣閥自動打開進氣口并調節進風量，保證風冷套內葉片區的溫度始終小于設定值，可以實現自動控制。這種結構的梯度加熱控溫裝置可以在整體葉盤鍛件徑向形成大于150℃的溫度梯度，過渡區的位置與尺寸通過隔熱層和風冷套的厚度進行調控。

圖4 分區控溫熱處理時整體葉盤鍛件徑向溫度梯度分布Fig.4 Radial temperature gradient distribution of bliskforging during SRTCHT

實際操作時，將熱處理工序置于預先固溶處理和時效處理之間，預先固溶處理一般在α+β區進行，固溶溫度的選擇依據所要求的初生α相含量來確定。熱處理加熱溫度根據盤體所需要的組織狀態確定，如要得到片層組織，應將加熱溫度控制在β區。圖5和圖6是分區控溫熱處理法制備的TA29雙性能整體葉盤鍛件典型的徑向低倍組織以及鍛件葉片、過渡區和盤體的顯微組織?？梢?，葉片保持了α+β區固溶條件下的組織狀態，低倍為完全的模糊晶，高倍為雙態組織，初生α含量約40%(體積分數，下同)，說明風冷套內的溫度始終低于設定值；盤體低倍為細小的清晰晶，高倍為片層組織，說明熱處理時盤體溫度落入了β區；過渡區組織是從盤體的片層組織到葉片的雙態組織呈漸進變化，初生α含量遞增，且過渡比較平緩。

圖5 分區控溫熱處理法制備的TA29雙性能整體葉盤鍛件徑向低倍組織Fig.5 Radial macrostructure of TA29 DP-Blisk forgingby means of SRTCHT

TA29鈦合金雙性能整體葉盤鍛件葉片和盤體典型力學性能見表2，葉片與盤體性能相比較，片層組織的盤體具有更好的蠕變性能和斷裂韌度，更符合大離心應力使用條件對高蠕變抗力和損傷容限性能的要求，但抗拉強度、塑性和熱穩定性有所損失；而雙態組織的葉片在抗拉強度、塑性、熱穩定性、高低周疲勞性能方面有優勢，更符合高頻振動使用條件的要求。

表2 分區控溫熱處理法制備TA29雙性能整體葉盤鍛件典型力學性能Table 2 Typical mechanical properties of TA29 DP-Blisk forging by means of SRTCHT

*Tensile test at 120℃ with oxidation scale after 600℃/100h thermal exposure

4 未來擬解決的關鍵問題

為了實現600℃高溫鈦合金雙性能整體葉盤鍛件的穩定制造與可靠應用，需根據整體葉盤零件實際服役工況和使用壽命要求，進一步開展深入研究工作，未來重點解決以下方面的關鍵問題。

(1)整體葉盤葉片和盤體組織性能的精確控制

通過調整熱機械處理工藝參數可以調控整體葉盤葉片和盤體的力學性能。葉片要求有高的高周疲勞強度，同時兼顧高溫蠕變性能，為此，初生α相含量控制在10%～30%最為適宜，固溶溫度的精確控制至關重要，實際熱處理時須嚴格控制合金相變點的測試精度、爐溫均勻性和保溫時間等。盤體通過控制β熱處理的加熱溫度、保溫時間及隨后的冷卻速率，得到細小等軸的β晶粒，晶內為細小的片層組織，從而獲得高的蠕變、斷裂韌度及抗拉強度，以適應高推重比發動機大應力使用條件對整體葉盤更高的性能設計要求。

(2)整體葉盤過渡區位置、尺寸及組織性能控制

整體葉盤是軸對稱設計，應保證雙性能整體葉盤過渡區位置的同心和等圓，過渡區尺寸適中，為此，工裝設計和實際裝配時應設置一些定位機構。從整體葉盤的盤體到葉片的過渡區，要求組織是平穩漸進過渡，需要研究和掌握過渡區組織形態(包括組織類型、晶粒尺寸、α相晶體取向)梯度變化對關鍵力學性能及殘余應力場的影響規律和機制。

(3)整體葉盤關鍵服役性能評價與研究

近α型鈦合金具有高的保載敏感性，特別是當顯微組織中α相在微小尺度區域存在集中的晶體取向(即微織構)時，保載敏感性增加。為此，應充分評估在模擬工況條件下整體葉盤片層組織區域的保載疲勞性能，確定保載應力、保載時間、微織構等對疲勞性能的影響規律。阻燃性能是衡量發動機用鈦合金使用安全性的關鍵性能指標之一[29]，開展模擬服役氣流環境下整體葉盤的阻燃性能研究，揭示顯微組織、力學性能與阻燃性能的相關性。

此外，還需開展整體葉盤鍛件的水浸超聲檢測研究，提高檢測靈敏度，鍛件全部區域得到可靠檢測，排除影響使用的內部缺陷；開展整體葉盤表面完整性研究，降低整體葉盤零件如螺栓孔、R角等結構處的應力集中程度，通過優化和控制機械加工、表面處理等工藝，降低零件內部有害的殘余應力，提高抗疲勞性能。

5 結束語

鈦合金整體葉盤從單一合金單一組織的狀態向雙性能方向的發展，需要充分融合發動機設計、材料選擇和制造技術，對于發動機設計選材和挖掘材料性能潛力等方面打開了新的思路。

制造鈦合金雙性能整體葉盤鍛件的方法有多種，各有優點和不足之處。較之于分區控溫鍛造工藝，采用分區控溫熱處理工藝，在葉片與盤體之間更容易形成穩定可控的溫度梯度，從而得到所需要的雙重組織，而且工藝過程操作相對容易，一致性好。分區控溫熱處理法改變了傳統熱處理空間維度溫度場均一、時間維度溫度變化單一的模式，建立了空間和時間范圍內所期望的溫度控制。經過數值模擬和工藝實驗，不斷改進分區控溫熱處理裝置和優化工藝及相應的操作細節，分區控溫熱處理法可以穩定可靠地制備600℃高溫鈦合金雙性能整體葉盤鍛件。葉片區獲得細小均勻等軸的雙態組織，根據具體服役條件，通過控制預先固溶處理的溫度調控等軸初生α含量，盤體在β區熱處理得到細小均勻的片層組織，過渡區組織變化平緩。精確控制雙性能整體葉盤葉片、盤體、過渡區的組織與性能，合理布局過渡區的位置和尺寸，掌控保載疲勞、阻燃等服役性能及其影響因素，為鈦合金雙性能整體葉盤在先進航空發動機上的可靠應用奠定技術基礎。

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