引言：航空航天材料的戰(zhàn)略地位與技術(shù)需求

航空航天裝備作為國家科技實力的核心象征，其性能突破高度依賴關(guān)鍵金屬材料的技術(shù)革新。據(jù)《中國航空航天材料產(chǎn)業(yè)白皮書（2024）》數(shù)據(jù)，鈦合金與鎳基高溫合金占航空發(fā)動機總用材量的 65% 以上，其中鈦合金主要應(yīng)用于風(fēng)扇 / 壓氣機系統(tǒng)（占發(fā)動機鈦材用量的 70%），鎳基高溫合金則壟斷渦輪系統(tǒng)熱端部件（服役溫度 600~1200℃）。

傳統(tǒng)材料體系面臨三大挑戰(zhàn)：一是鈦合金牌號繁雜（如 TC4、TC18、TA15 等），標(biāo)準(zhǔn)不統(tǒng)一導(dǎo)致采購成本高、供應(yīng)鏈復(fù)雜；二是鎳基高溫合金傳統(tǒng)鑄造工藝（如定向凝固）難以滿足復(fù)雜結(jié)構(gòu)一體化需求，且存在成分偏析、晶粒粗大等缺陷；三是極端工況（如高空低溫、熱端高溫腐蝕）對材料性能的要求持續(xù)提升，如低壓渦輪葉片需同時具備抗低溫脆性（-60℃無韌脆轉(zhuǎn)變）與高溫蠕變（650℃/300MPa 蠕變壽命＞1000h）能力。

近年來，隨著微合金化、增材制造、數(shù)字孿生等技術(shù)的融入，鈦合金與鎳基高溫合金的制備技術(shù)、性能調(diào)控及應(yīng)用場景均取得突破性進展。本文圍繞兩大材料體系的 “制備 - 性能 - 應(yīng)用” 全鏈條，整合最新研究成果與工程案例，為航空航天材料的進一步發(fā)展提供參考。

一、航空航天鈦合金材料：統(tǒng)標(biāo)化、高性能化與精密成形進展

鈦合金在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用已從單一結(jié)構(gòu)件向 “結(jié)構(gòu) - 功能一體化” 拓展，近年在統(tǒng)標(biāo)統(tǒng)型、超大規(guī)格構(gòu)件制備、葉片失效優(yōu)化及精密鑄造等方向成果顯著，解決了 “牌號冗余、性能分散、成形困難” 等行業(yè)痛點。

1.1 鈦合金統(tǒng)標(biāo)統(tǒng)型：從 “多標(biāo)并存” 到 “體系化” 實踐

我國航空航天鈦合金長期存在 “多標(biāo)準(zhǔn)、多牌號” 問題，如 TC4 棒材同時存在國標(biāo)（GB/T 2965-2023）、國軍標(biāo)（GJB 2218A-2018）、航標(biāo)及企業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，導(dǎo)致采購成本增加 30%、質(zhì)量一致性差。基于此，國內(nèi)開展鈦合金統(tǒng)標(biāo)統(tǒng)型工作，形成 “標(biāo)準(zhǔn)統(tǒng)一、牌號精簡” 的技術(shù)體系。

1.1.1 統(tǒng)標(biāo)核心原則與實施路徑

統(tǒng)標(biāo)工作以 “優(yōu)先選用成熟度高、用量大、成本低” 為原則，通過三大路徑推進：

標(biāo)準(zhǔn)整合：以航發(fā)集團標(biāo)準(zhǔn)為核心，替代冗余的國標(biāo)、國軍標(biāo)及型號標(biāo)準(zhǔn)。例如 TA15 板材優(yōu)先采用 GJB 2505A-2018（替代舊版 GJB 2505A-2008），統(tǒng)一熔煉方法（3 次真空自耗）、力學(xué)性能指標(biāo)（抗拉強度≥880MPa，延伸率≥10%）；

牌號替代：性能相近的牌號進行精簡，如薄板類用 TC1 替代 TA1、TA7（TC1 耐蝕性與 TA7 相當(dāng)，成本降低 25%），管材類用 TA18 替代 TA16、TC2（TA18 的焊接性能更優(yōu)，適用范圍更廣）；

參數(shù)統(tǒng)一：明確關(guān)鍵工藝參數(shù)，如 TC4 鈦合金棒材的鍛造溫度（α+β 相區(qū) 850~900℃）、退火制度（800℃×2h 空冷），確保不同廠家產(chǎn)品性能偏差≤5%。

1.1.2 工程實踐效果

以國內(nèi)某航空發(fā)動機型號為例，通過統(tǒng)標(biāo)統(tǒng)型：

鈦合金牌號從 23 種精簡至 12 種，供應(yīng)鏈供應(yīng)商從 15 家整合為 8 家，采購周期縮短 40%；

材料性能分散性降低，如 TC4 棒材的抗拉強度極差從 35MPa 降至 15MPa，滿足發(fā)動機核心部件 “批次一致性” 要求；

建立 “材料 - 標(biāo)準(zhǔn) - 工藝” 數(shù)據(jù)庫，覆蓋 18 種常用牌號，為新研型號選材提供依據(jù)（3）。

1.2 超大規(guī)格鈦合金構(gòu)件制備：TC18 棒材的組織與性能調(diào)控

隨著航空發(fā)動機向 “大型化、整體化” 發(fā)展，對超大規(guī)格鈦合金棒材（φ500mm 以上）的需求激增。TC18 鈦合金（Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe）作為高強高韌牌號，被用于起落架、承重梁等承力部件，其超大規(guī)格棒材的制備難點在于成分均勻性與組織穩(wěn)定性控制。

1.2.1 制備工藝突破

采用 “3 次真空自耗熔煉 + 多道次鐓拔鍛造” 工藝，具體流程如下：

熔煉階段：以高純海綿鈦（純度 99.95%）與 MoAl、VAl 中間合金為原料，經(jīng) 3 次真空自耗電弧熔煉（真空度≤10?3Pa），制備 φ720mm 鑄錠，主元素（Al、Mo、V）極差控制在 0.1% 以內(nèi)，氧含量≤0.112%（7）；

鍛造階段：80MN 快鍛機開坯（相變點以上 900℃），多道次鐓拔（變形量≥60%），最終在 α+β 相區(qū)（835℃）鍛造成 φ500mm 棒材，破碎粗大鑄態(tài)組織；

熱處理階段：835℃×2h 爐冷至 750℃×2h 空冷，615℃×6h 時效，獲得 “近等軸 α 相 + 細(xì)針狀次生 α 相 +β 基體” 的雙態(tài)組織，初生 α 相晶粒尺寸 3.94~4.12μm，極差僅 0.18μm（7）。

1.2.2 性能穩(wěn)定性驗證

φ500mm TC18 棒材不同部位（頭 / 尾、邊部 / 心部）的力學(xué)性能測試結(jié)果顯示：

室溫抗拉強度 1104~1115MPa，屈服強度 1047~1057MPa，延伸率 11%~13%，斷面收縮率 26%~32%，各部位性能極差≤11MPa；

沖擊吸收能量 35.7~40.9J/cm2，斷裂韌性 63.3~67.5MPa?m1/2，滿足航空承力部件 “高強度 - 高韌性” 匹配需求（7）。

1.3 鈦鋁合金葉片失效分析與性能優(yōu)化

鈦鋁合金（如 Ti-48Al-2Cr-2Nb）因密度低（4.0g/cm3）、高溫強度高，被用于低壓渦輪葉片，但存在低溫脆性、高溫氧化等失效風(fēng)險。基于某型發(fā)動機葉片斷裂案例，系統(tǒng)分析失效機制并提出優(yōu)化方案。

1.3.1 主要失效模式及機理

低溫脆性失效：鈦鋁合金存在韌脆轉(zhuǎn)變溫度（約 - 40℃），高空低溫啟動時，葉片無明顯塑性變形即斷裂，斷口平整無塑性痕跡。某案例中，葉片在 - 55℃啟動時，根部圓角處萌生裂紋，10?次循環(huán)后斷裂（4）；

高溫氧化與蠕變：650℃以上時，鈦鋁合金表面氧化膜（Al?O?）易因熱應(yīng)力剝落，基體持續(xù)氧化，腐蝕速率達(dá) 0.012mm / 年；同時在離心力作用下發(fā)生蠕變，葉尖伸長量超設(shè)計值 0.5mm，導(dǎo)致氣動性能下降；

疲勞失效：葉片根部應(yīng)力集中（最大應(yīng)力達(dá) 600MPa），交變載荷下萌生疲勞裂紋，斷口呈現(xiàn)典型疲勞條帶，裂紋擴展速率達(dá) 5×10??mm/cycle（4）。

1.3.2 優(yōu)化措施

材料層面：添加 Y、La 稀土元素（0.1%~0.3%），細(xì)化晶粒至 5~8μm，低溫沖擊功提升 30%；開發(fā) Ti?AlNb 基合金，使用溫度提升至 800℃，抗蠕變性能提升 40%（4、9）；

工藝層面：采用激光沖擊強化（LSP）處理葉片根部，引入 - 500MPa 殘余壓應(yīng)力，疲勞壽命延長 2 倍；涂覆 AlSiY 涂層（厚度 50μm），高溫氧化速率降至 0.001mm / 年；

設(shè)計層面：優(yōu)化根部圓角半徑（從 R2mm 增至 R5mm），應(yīng)力集中系數(shù)從 1.8 降至 1.2；采用空心冷卻結(jié)構(gòu)，葉片表面溫度降低 80℃（4、10）。

1.4 鈦合金精密鑄造技術(shù)進展

熔模鑄造是鈦合金復(fù)雜構(gòu)件（如機匣、葉片）的核心成形工藝，近年通過蠟?zāi)Ｖ苽洹⑿蜌?yōu)化、熔煉控制等技術(shù)革新，實現(xiàn) “高精度、低缺陷” 制造。

1.4.1 關(guān)鍵工藝突破

蠟?zāi)Ｖ苽洌翰捎?MJP 多噴頭噴蠟 3D 打印技術(shù)，打印精度 ±0.1mm，表面粗糙度 Ra≤1.6μm，替代傳統(tǒng)金屬模具，研發(fā)周期縮短 60%。國內(nèi)閃鑄科技 WaxJet 400 打印機，可打印 φ1200mm 蠟?zāi)＃m用于大型機匣（9）；

型殼材料：選用 Y?O?作為面層材料（惰性好，與鈦液無反應(yīng)），硅溶膠為粘結(jié)劑，型殼高溫強度≥15MPa，抗熱震性（1100℃→室溫）無開裂，鑄件表面粗糙度 Ra≤3.2μm（9）；

熔煉澆注：采用真空自耗凝殼爐（真空度≤10??Pa），定向凝固速率 5~10mm/min，制備的 TiAl 葉片單晶率≥95%，650℃抗拉強度≥750MPa（9）。

1.4.2 工程應(yīng)用案例

西北工業(yè)大學(xué)采用熔模鑄造技術(shù)，制備出 φ2500mm 鈦合金整體機匣，壁厚偏差≤0.5mm，無縮孔、氣孔缺陷，替代 30 個傳統(tǒng)焊接件，減重 25%（9）；

中國科學(xué)院金屬所研制的 45XD 鈦鋁合金低壓渦輪葉片，通過熔模鑄造 + 熱等靜壓（920℃、110MPa）處理，致密度達(dá) 99.8%，完成羅?羅 Trent XWB 發(fā)動機考核驗證（9）。

二、航空航天鎳基高溫合金：增材制造技術(shù)與性能調(diào)控

鎳基高溫合金是航空發(fā)動機熱端部件（渦輪葉片、燃燒室）的唯一選擇，傳統(tǒng)鑄造 / 鍛造工藝難以滿足復(fù)雜結(jié)構(gòu)需求。增材制造技術(shù)（SLM、LDED）憑借 “近凈成形、快速迭代” 優(yōu)勢，成為鎳基合金制備的核心技術(shù)方向，近年在組織調(diào)控、缺陷抑制、性能優(yōu)化方面取得顯著進展。

2.1 增材制造鎳基合金的組織與缺陷控制

鎳基合金（如 GH4169、GH3536）增材制造過程中，高溫度梯度（10?~10?℃/m）與快冷卻速率（103~10?℃/s）導(dǎo)致組織各向異性與冶金缺陷（孔隙、裂紋），需通過工藝優(yōu)化實現(xiàn)調(diào)控。

2.1.1 顯微組織特征

沉積態(tài)組織：主要由 γ 相（基體）、γ'' 相（Ni?Nb，強化相）、Laves 相（脆性相）組成。SLM 成形 GH4169 的柱狀晶沿沉積方向生長，晶粒尺寸 5~10μm，γ'' 相呈針狀分布，體積分?jǐn)?shù)約 15%（11）；

熱處理調(diào)控：采用 “固溶 + 時效” 工藝（GH4169：1040℃×1h 固溶 + 720℃×8h 時效），Laves 相溶解，γ'' 相均勻析出（尺寸 50~100nm），抗拉強度提升至 1200MPa，延伸率 20%（11）；

各向異性改善：通過 “旋轉(zhuǎn)掃描策略”（相鄰層掃描方向旋轉(zhuǎn) 67°），柱狀晶轉(zhuǎn)變?yōu)榈容S晶，上下 / 左右方向抗拉強度偏差從 15% 降至 5%（11）。

2.1.2 主要缺陷及抑制措施

孔隙缺陷：成因包括粉末未熔合（粒徑 20~50μm 粉末需激光功率≥200W）、氣體卷入（真空度≤10?3Pa）。采用熱等靜壓（1125℃、110MPa）處理，孔隙率從 0.5% 降至 0.05%（11）；

凝固裂紋：因 Nb、Mo 元素偏析，晶界形成低熔點液膜（熔點＜1200℃）。通過降低 Si 含量（≤0.05%）、添加 TiC 納米顆粒（0.5%），裂紋密度從 65mm/m2 降至 5mm/m2（11）；

液化裂紋：后續(xù)熱循環(huán)導(dǎo)致晶界 Laves 相重熔。優(yōu)化掃描速度（800~1200mm/s），減少熱輸入，液化裂紋發(fā)生率降至 1% 以下（11）。

2.2 增材制造鎳基合金的性能優(yōu)化

通過成分設(shè)計、工藝參數(shù)優(yōu)化、后處理協(xié)同，增材制造鎳基合金的力學(xué)性能已達(dá)到甚至超越鍛造件，滿足航空發(fā)動機熱端部件需求。

2.2.1 室溫與高溫力學(xué)性能

不同增材制造工藝下鎳基合金的關(guān)鍵性能指標(biāo)（11）：

2.2.2 性能優(yōu)化案例

GE 航空采用 SLM 技術(shù)制備 GH4169 燃燒室，通過 “拓?fù)鋬?yōu)化 + 增材制造”，零件數(shù)量從 10 個減至 1 個，重量減輕 40%，650℃下的疲勞壽命達(dá) 10?次循環(huán)（11）；

中國航發(fā)北京航空材料研究院開發(fā)的 ABD-900AM 專用合金，通過調(diào)整 Cr、Mo 含量（Cr 20%、Mo 8%），SLM 成形后無裂紋，800℃抗拉強度≥650MPa，抗熱腐蝕性能優(yōu)于傳統(tǒng) GH3536（11）。

2.3 工程應(yīng)用進展

增材制造鎳基合金已在航空發(fā)動機與燃?xì)廨啓C中實現(xiàn)批量應(yīng)用，典型案例如下：

航空發(fā)動機：

羅羅 Trent XWB 發(fā)動機的低壓渦輪葉片，采用 SLM 成形 Inconel718，加工周期從 6 個月縮至 1 個月，成本降低 35%（11）；

中國航發(fā) CJ-1000A 發(fā)動機的燃油噴嘴，LDED 成形 GH3625，內(nèi)部冷卻通道精度 ±0.2mm，燃油霧化效率提升 15%（11）；

燃?xì)廨啓C：

GE LM9000 燃?xì)廨啓C的適配器蓋，SLM 替代鑄造，生產(chǎn)周期從 18 個月縮至 10 個月，制造成本降低 35%（11）；

西門子 SGT-400 燃?xì)廨啓C葉片，SLM 成形 Inconel738，1250℃下通過 13000r/min 滿負(fù)荷考核（11）。

三、先進制備技術(shù)：增材制造與精密鑄造的協(xié)同發(fā)展

增材制造與精密鑄造并非替代關(guān)系，而是協(xié)同互補，共同推動航空航天金屬材料的 “復(fù)雜結(jié)構(gòu) + 高性能” 制造。

3.1 增材制造與精密鑄造的技術(shù)融合

蠟?zāi)？焖僦苽洌涸霾闹圃欤⊿LA、MJP）打印蠟?zāi)＃糜诰荑T造，替代傳統(tǒng)金屬模具，新研件研發(fā)周期從 3 個月縮至 2 周（9）；

缺陷修復(fù)：采用 LDED 技術(shù)修復(fù)精密鑄造的鎳基合金葉片，如 CMSX-4 單晶葉片的裂紋，修復(fù)后抗拉強度達(dá)母材的 90%（11）；

復(fù)合結(jié)構(gòu)制造：增材制造鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)，與精密鑄造的鎳基合金機匣焊接，實現(xiàn) “輕量化 + 耐高溫” 復(fù)合，減重 30%（8、9）。

3.2 數(shù)字孿生技術(shù)的應(yīng)用

工藝仿真：采用 ProCAST、華鑄 CAE 軟件，模擬增材制造熔池流動（速度 0.5~1m/s）、凝固過程，預(yù)測縮孔位置，準(zhǔn)確率達(dá) 85%（9、11）；

質(zhì)量監(jiān)控：實時監(jiān)測激光功率（波動≤±5W）、掃描速度（偏差≤±10mm/s），通過 AI 算法調(diào)整參數(shù)，產(chǎn)品合格率從 70% 提升至 95%（11）；

壽命預(yù)測：建立 “材料 - 工藝 - 性能” 數(shù)字模型，預(yù)測鈦合金葉片的疲勞壽命，誤差≤10%（4、10）。

四、挑戰(zhàn)與未來展望

盡管航空航天關(guān)鍵金屬材料取得顯著進展，仍面臨三大核心挑戰(zhàn)：

成本控制：鈦合金真空熔煉成本是鋼材的 5 倍，鎳基合金增材制造粉末價格達(dá) 800 元 /kg，限制中低端裝備應(yīng)用；

標(biāo)準(zhǔn)體系：增材制造鈦合金 / 鎳基合金的性能評價標(biāo)準(zhǔn)（如疲勞、蠕變）不完善，國內(nèi)僅《鈦合金增材制造技術(shù)規(guī)范》（T/CSAM 002-2020），缺乏國際互認(rèn)；

材料創(chuàng)新：鈦合金 600℃以上蠕變性能不足，鎳基合金 1200℃以上抗氧化性能待提升，新型金屬間化合物（如 Ti?AlC?）尚未實現(xiàn)工程化。

未來發(fā)展方向聚焦以下四點：

低成本化技術(shù)：開發(fā) Ti-Fe-Mn 低成本鈦合金，替代 Ti-6Al-4V，成本降低 40%；推廣 “氣霧化 + 近凈成形”，鎳基合金粉末成本降低 30%；

功能復(fù)合化：研發(fā) “鈦合金 + 陶瓷涂層” 復(fù)合構(gòu)件，表面硬度達(dá) HV1000，耐蝕性提升 5 倍；鎳基合金添加石墨烯，高溫強度提升 20%；

智能制備：融合 AI 與增材制造，實現(xiàn)工藝參數(shù)自動優(yōu)化，生產(chǎn)效率提升 50%；開發(fā) “實時監(jiān)測 - 缺陷預(yù)警 - 自動修復(fù)” 閉環(huán)系統(tǒng)；

標(biāo)準(zhǔn)國際化：推動國內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)與 ASTM、ISO 對接，如鈦合金棒材性能指標(biāo)與 ASTM B348-22 一致，促進國際合作。

參考文獻(xiàn)

[1] 高性能航空發(fā)動機用高溫合金材料誕生的背后

[2] 航空發(fā)動機高溫合金鑄件精密成形研究進展

[3] 航空發(fā)動機鈦合金材料統(tǒng)標(biāo)統(tǒng)型理論與實踐

[4] 航空發(fā)動機鈦鋁合金低壓渦輪葉片失效分析

[5] 航空航天緊固件全自動溫滾噴工藝研究

[6] 航空用超大規(guī)格 TC18 鈦合金棒材的制備及組織性能研究

[7] 退火處理對 TC4 鈦合金航空發(fā)動機葉片組織與力學(xué)性能的影響

[8] 增材制造鎳基高溫合金在航空發(fā)動機與燃?xì)廨啓C中的研究應(yīng)用進展

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