航空航天用鈦合金表面工程技術(shù)研究進(jìn)展

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(diǎn)，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。飛機(jī)/直升機(jī)的各類框、梁、機(jī)翼壁板、槳轂等，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，航天用容器、承力結(jié)構(gòu)、緊固件等采用鈦合金材料制造，可謂應(yīng)用廣泛。

與此同時(shí)，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（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。

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。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(shí)滿足耐磨和受載的需求。

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(diǎn)。

Mohazzab和Wu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1000 HV0.1以上，以提高硬度和耐磨性。

Wang等在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(diǎn)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(bào)道的涂層特性列入表1。

表1 鈦合金表層激光熔覆涂層特性

沈志超等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5.2 GPa提高到13.3 GPa，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。李瑞冬等認(rèn)為噴丸+CuNiIn涂層可以改善微動磨損性能。劉道新等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。

從以上文獻(xiàn)分析，耐磨涂層的發(fā)展存在以下幾個(gè)趨勢：

(1) 多元、多工藝復(fù)合處理，利用制備工藝特點(diǎn)，制造多元或多層復(fù)合結(jié)構(gòu)，在保障涂層硬度的同時(shí)，增加韌性，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)韌化匹配；

(2) 加強(qiáng)涂層力學(xué)性能設(shè)計(jì)，通過計(jì)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。

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(diǎn)低于熔點(diǎn)。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(shí)，部件間相對運(yùn)動（如轉(zhuǎn)定子）高速摩擦生熱可能點(diǎn)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。

針對鈦火問題，Anderson等提出物理氣相沉積Pt/Cu/Ni復(fù)合涂層，王長亮等采用熱噴涂鋁涂層，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和Kosing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等采用Ti–Cr和Ti–Cu等多元金屬涂層，通過涂層燃燒不敏感實(shí)現(xiàn)阻燃。

近年來，鈦合金阻燃涂層的一個(gè)研究熱點(diǎn)是多層結(jié)構(gòu)。彌光寶等提出熱噴涂方法制備YSZ+NiCrAl-B.e復(fù)合涂層，實(shí)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(shí)現(xiàn)吸收能量和隔熱，部分涂層結(jié)構(gòu)如圖3所示。

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(shí)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(shí)實(shí)現(xiàn)吸收能量和隔絕熱量等多重目的。

03

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(shí)，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)）來提高鈦合金零件表面完整性狀態(tài)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)長壽命高可靠性要求。

在抗疲勞表面改性中，機(jī)械噴丸和激光沖擊強(qiáng)化（激光噴丸）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)化和適應(yīng)焊接結(jié)構(gòu)的超聲噴丸強(qiáng)化，也開展了系列研究。

1

機(jī)械拋丸

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等對TiB+TiC增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料的噴丸試驗(yàn)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(cuò)密度。

Yao等對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。

馮寶香和蘇雷等分別從試驗(yàn)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(bào)道了噴丸強(qiáng)化層的金相，對比如圖4所示。

圖4 鈦及鈦合金噴丸強(qiáng)化截面組織

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(shí)現(xiàn)工藝構(gòu)件匹配。

杜東興等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、Ti60、TC18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。

2

激光拋丸（激光沖擊強(qiáng)化）

Che等對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0.8 μm。

Wang等對于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；李啟鵬等建立了支持向量機(jī)理論的殘余應(yīng)力松弛模型；Shi等研究了3 mm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(bào)道的表面形貌和殘余應(yīng)力場特征分別列入表2和圖5。

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

圖5 經(jīng)過表面強(qiáng)化的表面形貌

疲勞性能的增益作用是激光噴丸研究的根本目的。Luo等對比了激光/機(jī)械噴丸對TC4鈦合金4點(diǎn)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。

賴夢琪等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(yàn)疲勞斷口起源于大深度缺陷處。

無保護(hù)（吸收）層激光噴丸（LSPwC）和改變環(huán)境溫度的激光噴丸（溫激光噴丸或深冷激光噴丸）等新方法研究豐富了激光噴丸技術(shù)樹。

Petroni等對比了有無保護(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。

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(shí)，也引入結(jié)構(gòu)弱點(diǎn)（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(diǎn)之一。Zhu等 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和 Mordyuk等也認(rèn)為超聲噴丸后將導(dǎo)致表面納米化。

劉德波等的研究表明，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。

王謐等開展了超聲噴丸多彈丸仿真。以上研究如能配合實(shí)際試驗(yàn)驗(yàn)證將更能夠推進(jìn)工藝應(yīng)用。

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(gè)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(shí)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(shí)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(gè)研究難點(diǎn)。

       從目前發(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(shí)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(diǎn)，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。

（作者：王欣，羅學(xué)昆，宇波 ，湯智慧 來源：應(yīng)力與變形控制）