航空航天用鈦合金表面工程技術(shù)研究進(jìn)展*

王 欣，羅學(xué)昆，宇 波，湯智慧

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院表面工程研究所，北京 100095；2.中國航發(fā)北京航空材料研究院航空材料先進(jìn)腐蝕與防護(hù)航空重點實驗室，北京 100095）

航空航天技術(shù)是高度綜合的現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)，也是國家最高工業(yè)水平的體現(xiàn)之一。航空航天器在運(yùn)行過程中需克服重力，且在高溫、高速等復(fù)雜環(huán)境中服役，因此，該領(lǐng)域部件的輕質(zhì)化要求非常高。鈦合金具有高比強(qiáng)度、低密度的優(yōu)點，可在室溫到中高溫環(huán)境服役，是航空航天零件應(yīng)用的重要材料[1-2]。飛機(jī)/直升機(jī)的各類框、梁、機(jī)翼壁板、槳轂等[3]，現(xiàn)役航空發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)定子、壓氣機(jī)機(jī)匣、中介機(jī)匣等[4-5]，航天用容器[6]、承力結(jié)構(gòu)、緊固件[7]等采用鈦合金材料制造，可謂應(yīng)用廣泛。與此同時，相比結(jié)構(gòu)鋼或鎳基高溫合金，鈦合金也存在硬度低、耐磨性差、高溫氧化抗力差等問題，表面應(yīng)力集中敏感導(dǎo)致的機(jī)械疲勞問題（后簡稱疲勞）也較突出。綜合來說，航空航天領(lǐng)域的鈦合金零件長壽命高可靠服役需要克服3 大問題——磨損、腐蝕和疲勞。

3 大問題均為表面工程問題。為此，基于鈦合金材料，國內(nèi)外學(xué)術(shù)與工業(yè)領(lǐng)域開展了大量表面工程技術(shù)的基礎(chǔ)和應(yīng)用研究，目的是提高鈦合金材料及零件的耐磨性、抗氧化性和疲勞抗力，最終實現(xiàn)涂層在鈦合金零件的可靠應(yīng)用。以下將分節(jié)對3大類航空航天鈦合金表面工程技術(shù)研究進(jìn)展進(jìn)行逐一探討。實際上，鈦合金還具備良好的生物相容性，被應(yīng)用于醫(yī)學(xué)植入物，這方面表面工程技術(shù)研究不在本研究討論之列。特殊地，航空發(fā)動機(jī)鈦合金葉片/機(jī)匣定轉(zhuǎn)子摩擦部位還可能涂覆封嚴(yán)涂層，以保證氣流密閉性提高氣動效率，這是發(fā)動機(jī)單一部位的使用需求，本研究不專門論述。

1 鈦合金耐磨損涂層

鈦合金硬度低、耐磨性較差是工業(yè)界共識，然而，為輕量化和耐室溫腐蝕的需求，鈦合金零件較多地應(yīng)用于可能發(fā)生摩擦磨損的環(huán)境下，比較典型的應(yīng)用為鈦合金起落架活塞桿[8]。工業(yè)界采用各種手段將硬質(zhì)涂層鍍覆在鈦合金表面，形成“硬殼軟芯”結(jié)構(gòu)，同時滿足耐磨和受載的需求。

1.1 沉積、噴涂涂層

采用物理方法在較軟的鈦合金表面制備硬質(zhì)涂層，是國內(nèi)外工程界公認(rèn)的耐磨方法。Hong 等[9]利用電火花沉積技術(shù)在鈦合金TC11 表面鍍覆TiN 涂層，通過厚度、TiN 含量和空隙率等分析了工藝參數(shù)對涂層微觀結(jié)構(gòu)和耐磨性的影響，獲得了優(yōu)化沉積工藝和涂層磨損失效機(jī)制。在TC4 基體表面，曹鑫等[10]采用物理氣相沉積的方法制備了TiN/Ti 梯度涂層，分析了梯度涂層結(jié)構(gòu)在沙塵沖蝕損傷的影響，發(fā)現(xiàn)TiN∶Ti=1∶3時，實現(xiàn)強(qiáng)韌性匹配，耐沖蝕性能最佳。Richard 等[11]利用熱噴涂法在鈦合金表面制備ZrO2-Al2O3-TiO2納米陶瓷涂層，該涂層相比單一ZrO2涂層具有更佳的摩擦系數(shù)、耐磨性和耐蝕性。在VT6鈦合金表面，Koshuro等[12]采用等離子噴涂氧化鋁結(jié)合后續(xù)微弧氧化方法制備金屬氧化物涂層，硬度提高到1640HV。Liu 等[13]利用爆炸噴涂方法在Ti-Al-Zr 合金表面制備了HV1800 （壓頭載荷5g）WCCo 涂層，在25～400℃的較寬溫域提高了微動疲勞性能。Pawlak 等[14]利用反應(yīng)電弧沉積制備Ti-C-N 底層后利用磁控濺射制備WC-C 面層，使得TC4 鈦合金耐磨性提高94%。王俊等[15]采用等離子噴涂在鈦合金表面制備氧化物涂層，接著采用激光熔覆方法提高了氧化物涂層硬度。部分涂層結(jié)構(gòu)如圖1所示[9，11，14]。

圖1 鈦合金用部分表層典型耐磨涂層示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical wear-resistant coatings on the surface of titanium alloy

1.2 激光熔覆涂層

預(yù)涂粉末混合干燥后進(jìn)行激光熔覆的方法在鈦合金表面產(chǎn)生硬質(zhì)耐磨涂層，同樣是國內(nèi)外研究的熱點。Mohazzab[16]和Wu[17]等采用激光表面處理方法在純鈦或鈦合金表面制備了TiC 和Ti-Si 硬質(zhì)層，硬度可達(dá)到1000HV0.1以上，以提高硬度和耐磨性。Wang 等[18]在TC4 合金表面制備了耐磨性能更佳的精細(xì)片層結(jié)構(gòu)純鈦涂層，認(rèn)為激光熔覆過程的細(xì)晶強(qiáng)化作用是提高耐磨性的主要原因。高霽[19]、Zhao[20]、戈曉嵐[21]、蔣松林[22]、李春燕[23]、林沛玲[24]、劉丹[25]和劉慶輝[26]等分別在鈦合金表面制備CBN、Ti-O-N、Ti-Al-Nb、WC-Co、Ti-Si-C、Ti-B 或多元素復(fù)合（如摻Ni）硬質(zhì)耐磨層，以引入更高的顯微硬度和摩擦磨損性能。Ye[27]、任佳[28]和相占鳳[29]等在粉末中分別加入碳納米管和h-BN（六方氮化硼），在涂層中形成了軟硬混合的相結(jié)構(gòu)，起到了良好的耐磨減磨性能。以上研究中，部分采用了脈沖能量較大的脈沖激光器（如Nb-YAG），有的采用了連續(xù)的光纖激光器。該類涂層的共同特點是具有熔覆區(qū)-結(jié)合區(qū)-熱影響區(qū)-基體等多層過渡結(jié)構(gòu)。為分析涂層種類帶來的表面硬度梯度差別，將部分文獻(xiàn)報道的涂層特性列入表1[17-19，21-24，27-28，30]。

表1 鈦合金表層激光熔覆涂層特性Table 1 Characteristics of laser cladding coatings on titanium alloy surface

1.3 滲層與鍍層

沈志超等[31]采用無氰鍍銅方法使鈦合金TC4 表面摩擦系數(shù)由0.52降低到0.38。田曉東等[32]利用輝光離子滲在TC4 鈦合金表面形成MoS2-Mo 滲層，表層減磨，次表層硬化，形成硬度梯度結(jié)構(gòu)。Zhao 等[33]在激光選區(qū)熔化制造的鈦合金零件表面進(jìn)行氣體滲氮，使其納米硬度從5.2GPa 提高到13.3GPa，并降低了摩擦系數(shù)。此外，有些研究采用復(fù)合處理來提高鈦合金耐微動磨損性能。李瑞冬等[34]認(rèn)為噴丸+ CuNiIn 涂層可以改善微動磨損性能。劉道新等[35]采用離子滲氮后噴丸的方法，更好地提高了TC4 合金抗微動磨損和疲勞性能。

1.4 鈦合金耐磨損涂層技術(shù)展望

從以上文獻(xiàn)分析，耐磨涂層的發(fā)展存在以下幾個趨勢：（1）多元、多工藝復(fù)合處理，利用制備工藝特點，制造多元或多層復(fù)合結(jié)構(gòu)，在保障涂層硬度的同時，增加韌性，實現(xiàn)強(qiáng)韌化匹配；（2）加強(qiáng)涂層力學(xué)性能設(shè)計，通過計算仿真手段，獲得外載下內(nèi)應(yīng)力低、結(jié)合力好且結(jié)構(gòu)可靠的耐磨涂層體系。另外，工業(yè)界應(yīng)在保障涂層結(jié)構(gòu)分析的基礎(chǔ)上，加強(qiáng)涂層的模擬服役性能試驗，在實踐中獲得真知，加快研究結(jié)果應(yīng)用。

2 鈦合金抗氧化和阻燃涂層

在室溫下，鈦合金表面可以形成致密的氧化膜，故具有良好的室溫耐腐蝕性能。部分航空航天器使用的鈦合金零件需要在中溫甚至高溫下使用，而該條件下形成的氧化膜是多孔的TiO2，無法有效抵御氧原子向內(nèi)擴(kuò)散。另一方面，鈦合金的燃點低于熔點。當(dāng)航空發(fā)動機(jī)高速運(yùn)動的鈦合金零件因某些原因 （如變形、斷裂等） 發(fā)生位移時，部件間相對運(yùn)動（如轉(zhuǎn)定子）高速摩擦生熱可能點燃鈦合金而發(fā)生鈦火事故，嚴(yán)重危及航空航天器安全使用。因此，國內(nèi)外積極開展了鈦合金抗氧化涂層和阻燃涂層的研制。通過兩類涂層改變鈦合金表面氧化和溫升機(jī)制是一個可靠方法。

2.1 抗氧化涂層

Du 等[36]首先制備微弧氧化TiO2膜，接著采用磁控濺射方法在膜表面鍍覆純鋁，最終利用階梯式擴(kuò)散熱處理提高了上述兩層的冶金結(jié)合；該方法制備的復(fù)合涂層（主要成分α-Al2O3）具有良好的阻氧擴(kuò)散能力，在973～1073K 條件下顯著降低了鈦合金的氧化增重。Maliutina 等[37]采用激光熔覆方式在TiAl 合金表面制備Ti48Al2Cr2Nb 涂層，在700～900℃氧化過程中，其中Nb 和Cr 抑制了TiO2的生長，涂層表面形成以Al2O3為主的多層氧化膜。在工業(yè)純鈦表面，Shugurov 等[38]采用直流磁控濺射制備了Ti1-x-yAlxTayN 涂層，該涂層提高了850℃氧化抗力，但無法提高950℃氧化性能，隨著Ta 元素含量增加，950℃氧化性能逐漸變差。Yin[39]的研究表明，LaB6的適度添加可以細(xì)化激光熔覆TiC+TiBx涂層，提高氧化性能。Yu 等[40]研究了不同MoO3含量的玻璃陶瓷涂層（硼鋁硅酸鹽微晶玻璃）在850～1050℃溫度范圍內(nèi)沉積在TA2 工業(yè)純鈦上的抗氧化行為，認(rèn)為富Mo 層起到良好抗氧化效果。Zhang[41]、汝強(qiáng)[42]和陳倩[43]等采用電弧鍍或離子鍍方法在鈦合金表面制備含鋁涂層，單曉浩等[44]采用激光熔覆制備Nb-Al-Ti 涂層，利用Al2O3良好的阻氧擴(kuò)散能力提高鈦合金氧化抗力。除了以上的涂層技術(shù)外，表面改性方法也應(yīng)用于鈦合金抗氧化。Kanjer 等[45]在純鈦表面采用WC 珠、Al2O3珠和玻璃珠進(jìn)行超聲噴丸，降低了700℃/100h 和3000h 的氧化增重，認(rèn)為噴丸樣品形成的連續(xù)富氮層起到了阻氧擴(kuò)散避免剝落分層的作用；He 等[46]利用激光噴丸在Ti2AlNb 表面產(chǎn)生細(xì)晶層和高位錯密度，提高了720℃氧化性能。部分涂層結(jié)構(gòu)如圖2所示[36-38]。

圖2 鈦合金抗氧化涂層截面結(jié)構(gòu)Fig.2 Cross-sectional oxidation-resistant coating structure of titanium alloy

2.2 阻燃涂層

針對鈦火問題，Anderson 等[47]提出物理氣相沉積Pt/Cu/Ni 復(fù)合涂層，王長亮等[48]采用熱噴涂鋁涂層，利用涂層元素良好的導(dǎo)熱性避免鈦合金零件局部溫升。Freling[49]和Kosing[50]等提出采用ZrO2涂層用于阻燃，則利用了ZrO2較低的熱導(dǎo)率。Li 等[51]采用Ti-Cr 和Ti-Cu 等多元金屬涂層，通過涂層燃燒不敏感實現(xiàn)阻燃。

近年來，鈦合金阻燃涂層的一個研究熱點是多層結(jié)構(gòu)。彌光寶等[52]提出熱噴涂方法制備YSZ+ NiCrAl-B.e 復(fù)合涂層，實現(xiàn)其臨界著火氧濃度提高至鈦合金基體的2.3 倍，YSZ 產(chǎn)生了良好的阻隔熱量傳輸?shù)淖饔?。汪瑞軍[53-54]、曹江[55]和傅斌友[56]等提出微弧離子表面改性和熱噴涂工藝技術(shù)在TC11 基體上制備復(fù)合阻燃涂層，分別利用Ti-Zr 非晶和YSZ實現(xiàn)吸收能量和隔熱，部分涂層結(jié)構(gòu)如圖3所示[52，56]。

圖3 鈦合金阻燃涂層結(jié)構(gòu)Fig.3 Flame-retardant coating structure for titanium alloy

2.3 鈦合金抗氧化和阻燃涂層技術(shù)展望

從以上文獻(xiàn)看，抗氧化涂層的主要目的是阻氧擴(kuò)散，而阻燃涂層在阻氧擴(kuò)散的基礎(chǔ)上，還需要實現(xiàn)隔熱和能量吸收。那么，對于上述涂層的發(fā)展要求一般為：（1）具有良好結(jié)合力；（2）具有包覆性、連續(xù)且具有一定厚度的阻氧擴(kuò)散層 （如α-Al2O3、TiN 等）；（3）具備氧化層穩(wěn)定成分（如富Mo 層），使得氧化層形成后能夠保持穩(wěn)定，減少和避免剝落或分層；（4）在工藝和成分控制上，盡可能減小孔洞，避免氧原子直接快速進(jìn)入基體；（5）向多元、多層結(jié)構(gòu)發(fā)展，同時實現(xiàn)吸收能量和隔絕熱量等多重目的。

3 鈦合金抗疲勞表面改性

在滿足航空航天器輕量化需求的同時，鈦合金零件還需要滿足長壽命與高可靠性需求，這就要求鈦合金零件具有良好的疲勞抗力。然而，鈦合金是種典型的難加工材料，加工過程刀具可能發(fā)生粘著磨損使得表面應(yīng)力復(fù)雜，加之其導(dǎo)熱性較差導(dǎo)致局部溫升，因此鈦合金零件加工后表面完整性控制困難。工業(yè)界大量使用抗疲勞表面改性 （或表面形變強(qiáng)化技術(shù)，Surface mechanical treatment）來提高鈦合金零件表面完整性狀態(tài)，進(jìn)而實現(xiàn)長壽命高可靠性要求。在抗疲勞表面改性中，機(jī)械噴丸（Shot peening）和激光沖擊強(qiáng)化 （激光噴丸）（Laser shock peening or Laser peening）結(jié)構(gòu)適應(yīng)性強(qiáng)，被業(yè)界廣泛研究。部分適應(yīng)特殊結(jié)構(gòu)的表面強(qiáng)化工藝技術(shù)，如適應(yīng)孔結(jié)構(gòu)的冷擠壓強(qiáng)化 （Cold expansion）和適應(yīng)焊接結(jié)構(gòu)的超聲噴丸強(qiáng)化 （Ultrasonic impact treatment or Ultrasonic impact peening），也開展了系列研究。

3.1 機(jī)械噴丸

機(jī)械噴丸對表面完整性的影響主要為表面形貌、表層組織性能與殘余應(yīng)力。Ma 等[57-58]利用離心式噴丸機(jī)研究了Ti1023 鈦合金大尺寸彈丸噴丸后的梯度組織。Unal 等[59]對純鈦進(jìn)行高能噴丸，分析了具有更高納米硬度的形變超細(xì)晶組織。Wen等[60]對TiB+TiC 增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料的噴丸試驗結(jié)果表明，增強(qiáng)相和基體界面由于噴丸擠壓作用產(chǎn)生納米結(jié)構(gòu)和高位錯密度。Yao 等[61]對TB6合金表面完整性的研究認(rèn)為銑削+拋光+噴丸+拋光工藝可獲得最佳表面形貌、殘余應(yīng)力和顯微硬度狀態(tài)（即表面完整性狀態(tài)），最大程度提高構(gòu)件疲勞性能。高玉魁[62]、宋穎剛[63]等分析了噴丸對TC4 和TC21 合金組織結(jié)構(gòu)的影響，認(rèn)為表層應(yīng)變硬化和宏觀殘余壓應(yīng)力是噴丸強(qiáng)化的重要原因。馮寶香[64]和蘇雷[65]等分別從試驗和數(shù)值模擬入手研究了噴丸對鈦合金殘余應(yīng)力的影響。部分文獻(xiàn)報道了噴丸強(qiáng)化層的金相，對比如圖4所示[59，62，66]。

圖4 鈦及鈦合金噴丸強(qiáng)化截面組織Fig.4 Cross-sectional structure of shot-peened titanium and titanium alloy

機(jī)械噴丸的主要作用是提高鈦合金構(gòu)件疲勞性能，在工藝應(yīng)用方面，國內(nèi)學(xué)者開展了大量研究。由于噴丸后表面粗糙度升高可能會影響葉片氣動效率，Shi 等[67]發(fā)現(xiàn)噴丸后進(jìn)行光飾處理能夠降低表面粗糙度，更好地提高疲勞性能。戴全春等[68]采用噴丸+電磁場復(fù)合處理技術(shù)，使TC11 鈦合金最大殘余壓應(yīng)力提高了7.7%，疲勞強(qiáng)度提高了33%。王強(qiáng)等[69]研究了TC18 合金孔結(jié)構(gòu)擠壓強(qiáng)化對表面完整性和疲勞性能的影響，認(rèn)為對于該合金孔結(jié)構(gòu)，噴丸較冷擠壓疲勞增益幅度更大，達(dá)到3 倍以上。張彩珍[70]和徐鯤濠[71]等對鈦合金葉片殘余應(yīng)力與變形情況的研究表明，殘余壓應(yīng)力是產(chǎn)生整體形變的主要原因，而采用預(yù)變形和校正方法可以解決葉片整體變形問題。鄧瑛[72]和尚建勤[73]等認(rèn)為應(yīng)根據(jù)壁厚區(qū)分鈦合金零件噴丸要求以實現(xiàn)工藝構(gòu)件匹配。杜東興等[74]研究表明噴丸對吹砂-超音速火焰噴涂TC21 合金零件的疲勞性能弱化具有彌補(bǔ)作用。噴丸參數(shù)對TC4[75-77]、Ti60[78]、TC18[79]等合金疲勞性能影響研究認(rèn)為，在一定服役周期后噴丸可以進(jìn)一步補(bǔ)充表面強(qiáng)化層，延長服役壽命。張少平等[66]對比了彈丸對TC17 合金疲勞性能的影響，認(rèn)為玻璃丸噴丸疲勞增益幅度最大。

3.2 激光噴丸（激光沖擊強(qiáng)化）

Che 等[80]對TC21 鈦合金進(jìn)行高能激光強(qiáng)化，強(qiáng)化后鈦合金表面硬度提高16%并且粗糙度Ra小于0.8μm。Wang 等[81]對于TC6 激光強(qiáng)化研究認(rèn)為該工藝產(chǎn)生的強(qiáng)化層具有良好的熱穩(wěn)定性。

殘余壓應(yīng)力場深度大是激光噴丸與機(jī)械噴丸的重要差別。Zhang等[82]認(rèn)為只有在較大的殘余壓應(yīng)力作用下，疲勞裂紋擴(kuò)展才會受到抑制；Sun 等[83]從數(shù)值模擬角度分析了殘余壓應(yīng)力對裂紋擴(kuò)展的阻礙作用；李啟鵬等[84]建立了支持向量機(jī)理論的殘余應(yīng)力松弛模型；Shi等[85]研究了3mm 薄壁鈦合金焊接結(jié)構(gòu)激光噴丸，發(fā)現(xiàn)激光噴丸改變了熱影響區(qū)的應(yīng)力狀態(tài)，產(chǎn)生深層殘余壓應(yīng)力場，使疲勞強(qiáng)度提高了19%。為了對比噴丸與激光強(qiáng)化的表面完整性特征差別，將部分文獻(xiàn)報道的表面形貌和殘余應(yīng)力場特征分別列入表2[60-61，64，76，84，86]和圖5[86]。

圖5 經(jīng)過表面強(qiáng)化的表面形貌[86]Fig.5 Surface morphology after surface mechanical treatment[86]

表2 噴丸和激光強(qiáng)化鈦合金表面壓應(yīng)力、最大殘余壓應(yīng)力和壓應(yīng)力場深度對比Table 2 Titanium alloy surface compressive stress,the maximum residual stress and compressive stress field depth contrast after spraying and laser hardening

疲勞性能的增益作用是激光噴丸研究的根本目的。Luo 等[86]對比了激光/機(jī)械噴丸對TC4 鈦合金4點彎曲疲勞性能的影響，并通過對比深入解析了疲勞性能增益的原因。Nie 等[87]建立了綜合考慮等效殘余壓應(yīng)力和FINDLEY 模型，在兩倍誤差范圍內(nèi)成功預(yù)測了激光噴丸TC4鈦合金試樣的高周疲勞壽命。

利用激光增材制造零件是當(dāng)前工業(yè)界快速制造的重要方向，在應(yīng)用上，該技術(shù)產(chǎn)生大量內(nèi)部缺陷的問題也同樣引起工業(yè)界的關(guān)注。Aguado-Montero[88]對比研究了機(jī)械、激光噴丸和機(jī)械噴丸+表面化學(xué)處理對增材制造TC4 疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)3 種情況下疲勞強(qiáng)度都遠(yuǎn)高于未經(jīng)表面處理的參考組[89]。賴夢琪等[90]對比了鍛造和增材制造TC4 合金激光強(qiáng)化后的表面完整性狀態(tài)，認(rèn)為激光強(qiáng)化提高了增材制造TC4 合金致密度，但因內(nèi)部疏松的緣故使得殘余壓應(yīng)力數(shù)值小于鍛造態(tài)強(qiáng)化。Jiang等[91]針對激光選區(qū)融化制造構(gòu)件的超高周疲勞研究發(fā)現(xiàn)激光噴丸后疲勞性能更低，原因是該型疲勞試驗疲勞斷口起源于大深度缺陷處。

無保護(hù)（吸收）層激光噴丸（Laser shock peening without protective coating，LSPwC）和改變環(huán)境溫度的激光噴丸（溫激光噴丸，Warm laser peening 或 深冷激光噴丸，Cryogenic laser peening）等新方法研究豐富了激光噴丸技術(shù)樹。Petroni 等[92]對比了有無保護(hù)層激光強(qiáng)化鈦合金微觀結(jié)構(gòu)和性能，發(fā)現(xiàn)有保護(hù)層情況下表面粗糙度更低。Pan 等[93]對比了室溫和300℃激光噴丸后鈦合金組織，特別的是一些在室溫下一般不開動的孿晶（如{10-12}）可在溫激光噴丸過程開動產(chǎn)生。Feng 等[94]對于鈦合金焊接結(jié)構(gòu)溫噴丸研究結(jié)果表明，疲勞極限提高了40%以上。周建忠等[95]采用在極低溫度下進(jìn)行激光噴丸，以產(chǎn)生數(shù)值更大的殘余壓應(yīng)力[96]。

3.3 其他表面強(qiáng)化技術(shù)

為了建立良好的連接，銷釘孔結(jié)構(gòu)是航空器鈦合金零件的重要連接方式，同時，也引入結(jié)構(gòu)弱點（應(yīng)力集中），導(dǎo)致該位置的疲勞性能薄弱，亟待加強(qiáng)。對于銷釘孔結(jié)構(gòu)，艾瑩珺[97]、霍魯斌[98]、羅學(xué)昆[99]、楊廣勇[100]和馬世成[101]等針對TC17、TC4-DT、TB6鈦合金研究了適宜的冷擠壓系列方法，主要優(yōu)化的工藝參數(shù)包括擠壓方式、過盈量、導(dǎo)端角等對孔壁粗糙度、殘余應(yīng)力分布、疲勞性能的影響。

除冷擠壓強(qiáng)化外，超聲噴丸也是近年來鈦合金表面強(qiáng)化研究的熱點之一。Zhu 等[102-103]認(rèn)為超聲噴丸使純鈦表面發(fā)生劇烈形變，可形成納米+非晶的復(fù)合表層。Kumar[104]和Mordyuk[105]等也認(rèn)為超聲噴丸后將導(dǎo)致表面納米化。劉德波等[106]的研究表明，降低氣孔疏松等缺陷，引入強(qiáng)化層是超聲沖擊處理焊縫的主要強(qiáng)化作用。蔡晉等[107]通過建立有限元模型，分析了超聲強(qiáng)化腔體與零件待強(qiáng)化區(qū)域的關(guān)系，并對比了TC4 合金噴丸和超聲噴丸殘余應(yīng)力差別[108]。王謐等[109]開展了超聲噴丸多彈丸仿真。以上研究如能配合實際試驗驗證將更能夠推進(jìn)工藝應(yīng)用。

3.4 鈦合金抗疲勞表面改性技術(shù)展望

根據(jù)以上問題，認(rèn)為鈦合金抗疲勞表面改性技術(shù)主要有以下3 個發(fā)展需求：（1）加強(qiáng)零件結(jié)構(gòu)適應(yīng)性。對于薄壁以及對于表面粗糙度等有特殊要求的零件，需提供專用表面強(qiáng)化手段或工藝參數(shù)，在控制變形和表面完整性狀態(tài)的前提下實現(xiàn)抗疲勞強(qiáng)化。（2）表面改性層高能化、深層化和均勻化。目前高能深層是表面形變強(qiáng)化領(lǐng)域的普遍共識，而均勻化是工業(yè)界保障疲勞性能提高的關(guān)鍵，這方面容易被學(xué)術(shù)領(lǐng)域忽略。（3）提高成本可控性。這主要來自于表面工程技術(shù)的應(yīng)用需求。在工業(yè)上，在實施表面改性技術(shù)后，如何有效表征鈦合金構(gòu)件的疲勞性能，探索建立表面完整性-試樣疲勞性能-構(gòu)件疲勞性能的內(nèi)在聯(lián)系，將是一個研究難點。

4 結(jié)論

從目前西方發(fā)達(dá)國家航空航天零件使用材料的發(fā)展趨勢看，比強(qiáng)度高、密度小的鈦合金材料在很長的一段時間內(nèi)仍將是航空航天使用的主要金屬材料。解決該合金磨損、氧化和疲勞問題是保障鈦合金零件在航空航天器可靠服役的關(guān)鍵。以耐磨涂層、抗氧化涂層和表面改性技術(shù)為代表的表面工程技術(shù)以其低成本、高效和不增重（或少增重）的特點，成為了解決3 大問題的鑰匙。隨著我國國力逐步增強(qiáng)，航空航天技術(shù)將進(jìn)一步快速發(fā)展，鈦合金表面工程技術(shù)發(fā)展機(jī)遇巨大，同樣也面臨著基礎(chǔ)研究和工藝應(yīng)用帶來的巨大挑戰(zhàn)，有待廣大表面工程科技工作者深入研究解決。