引言：航空航天材料的战略地位与技术需求
航空航天装备作为国家科技实力的核心象征，其性能突破高度依赖关键金属材料的技术革新。据《中国航空航天材料产业白皮书（2024）》数据，钛合金与镍基高温合金占航空发动机总用材量的 65% 以上，其中钛合金主要应用于风扇 / 压气机系统（占发动机钛材用量的 70%），镍基高温合金则垄断涡轮系统热端部件（服役温度 600~1200℃）。
传统材料体系面临三大挑战：一是钛合金牌号繁杂（如 TC4、TC18、TA15 等），标准不统一导致采购成本高、供应链复杂；二是镍基高温合金传统铸造工艺（如定向凝固）难以满足复杂结构一体化需求，且存在成分偏析、晶粒粗大等缺陷；三是极端工况（如高空低温、热端高温腐蚀）对材料性能的要求持续提升，如低压涡轮叶片需同时具备抗低温脆性（-60℃无韧脆转变）与高温蠕变（650℃/300MPa 蠕变寿命＞1000h）能力。
近年来，随着微合金化、增材制造、数字孪生等技术的融入，钛合金与镍基高温合金的制备技术、性能调控及应用场景均取得突破性进展。本文围绕两大材料体系的 “制备 - 性能 - 应用” 全链条，整合最新研究成果与工程案例，为航空航天材料的进一步发展提供参考。
一、航空航天钛合金材料：统标化、高性能化与精密成形进展
钛合金在航空航天领域的应用已从单一结构件向 “结构 - 功能一体化” 拓展，近年在统标统型、超大规格构件制备、叶片失效优化及精密铸造等方向成果显著，解决了 “牌号冗余、性能分散、成形困难” 等行业痛点。
1.1 钛合金统标统型：从 “多标并存” 到 “体系化” 实践
我国航空航天钛合金长期存在 “多标准、多牌号” 问题，如 TC4 棒材同时存在国标（GB/T 2965-2023）、国军标（GJB 2218A-2018）、航标及企业标准，导致采购成本增加 30%、质量一致性差。基于此，国内开展钛合金统标统型工作，形成 “标准统一、牌号精简” 的技术体系。
1.1.1 统标核心原则与实施路径
统标工作以 “优先选用成熟度高、用量大、成本低” 为原则，通过三大路径推进：
标准整合：以航发集团标准为核心，替代冗余的国标、国军标及型号标准。例如 TA15 板材优先采用 GJB 2505A-2018（替代旧版 GJB 2505A-2008），统一熔炼方法（3 次真空自耗）、力学性能指标（抗拉强度≥880MPa，延伸率≥10%）；
牌号替代：性能相近的牌号进行精简，如薄板类用 TC1 替代 TA1、TA7（TC1 耐蚀性与 TA7 相当，成本降低 25%），管材类用 TA18 替代 TA16、TC2（TA18 的焊接性能更优，适用范围更广）；
参数统一：明确关键工艺参数，如 TC4 钛合金棒材的锻造温度（α+β 相区 850~900℃）、退火制度（800℃×2h 空冷），确保不同厂家产品性能偏差≤5%。
1.1.2 工程实践效果
以国内某航空发动机型号为例，通过统标统型：
钛合金牌号从 23 种精简至 12 种，供应链供应商从 15 家整合为 8 家，采购周期缩短 40%；
材料性能分散性降低，如 TC4 棒材的抗拉强度极差从 35MPa 降至 15MPa，满足发动机核心部件 “批次一致性” 要求；
建立 “材料 - 标准 - 工艺” 数据库，覆盖 18 种常用牌号，为新研型号选材提供依据（3）。
1.2 超大规格钛合金构件制备：TC18 棒材的组织与性能调控
随着航空发动机向 “大型化、整体化” 发展，对超大规格钛合金棒材（φ500mm 以上）的需求激增。TC18 钛合金（Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe）作为高强高韧牌号，被用于起落架、承重梁等承力部件，其超大规格棒材的制备难点在于成分均匀性与组织稳定性控制。
1.2.1 制备工艺突破
采用 “3 次真空自耗熔炼 + 多道次镦拔锻造” 工艺，具体流程如下：
熔炼阶段：以高纯海绵钛（纯度 99.95%）与 MoAl、VAl 中间合金为原料，经 3 次真空自耗电弧熔炼（真空度≤10⁻³Pa），制备 φ720mm 铸锭，主元素（Al、Mo、V）极差控制在 0.1% 以内，氧含量≤0.112%（7）；
锻造阶段：80MN 快锻机开坯（相变点以上 900℃），多道次镦拔（变形量≥60%），最终在 α+β 相区（835℃）锻造成 φ500mm 棒材，破碎粗大铸态组织；
热处理阶段：835℃×2h 炉冷至 750℃×2h 空冷，615℃×6h 时效，获得 “近等轴 α 相 + 细针状次生 α 相 +β 基体” 的双态组织，初生 α 相晶粒尺寸 3.94~4.12μm，极差仅 0.18μm（7）。
1.2.2 性能稳定性验证
φ500mm TC18 棒材不同部位（头 / 尾、边部 / 心部）的力学性能测试结果显示：
室温抗拉强度 1104~1115MPa，屈服强度 1047~1057MPa，延伸率 11%~13%，断面收缩率 26%~32%，各部位性能极差≤11MPa；
冲击吸收能量 35.7~40.9J/cm²，断裂韧性 63.3~67.5MPa・m¹/²，满足航空承力部件 “高强度 - 高韧性” 匹配需求（7）。
1.3 钛铝合金叶片失效分析与性能优化
钛铝合金（如 Ti-48Al-2Cr-2Nb）因密度低（4.0g/cm³）、高温强度高，被用于低压涡轮叶片，但存在低温脆性、高温氧化等失效风险。基于某型发动机叶片断裂案例，系统分析失效机制并提出优化方案。
1.3.1 主要失效模式及机理
低温脆性失效：钛铝合金存在韧脆转变温度（约 - 40℃），高空低温启动时，叶片无明显塑性变形即断裂，断口平整无塑性痕迹。某案例中，叶片在 - 55℃启动时，根部圆角处萌生裂纹，10⁴次循环后断裂（4）；
高温氧化与蠕变：650℃以上时，钛铝合金表面氧化膜（Al₂O₃）易因热应力剥落，基体持续氧化，腐蚀速率达 0.012mm / 年；同时在离心力作用下发生蠕变，叶尖伸长量超设计值 0.5mm，导致气动性能下降；
疲劳失效：叶片根部应力集中（最大应力达 600MPa），交变载荷下萌生疲劳裂纹，断口呈现典型疲劳条带，裂纹扩展速率达 5×10⁻⁶mm/cycle（4）。
1.3.2 优化措施
材料层面：添加 Y、La 稀土元素（0.1%~0.3%），细化晶粒至 5~8μm，低温冲击功提升 30%；开发 Ti₂AlNb 基合金，使用温度提升至 800℃，抗蠕变性能提升 40%（4、9）；
工艺层面：采用激光冲击强化（LSP）处理叶片根部，引入 - 500MPa 残余压应力，疲劳寿命延长 2 倍；涂覆 AlSiY 涂层（厚度 50μm），高温氧化速率降至 0.001mm / 年；
设计层面：优化根部圆角半径（从 R2mm 增至 R5mm），应力集中系数从 1.8 降至 1.2；采用空心冷却结构，叶片表面温度降低 80℃（4、10）。
1.4 钛合金精密铸造技术进展
熔模铸造是钛合金复杂构件（如机匣、叶片）的核心成形工艺，近年通过蜡模制备、型壳优化、熔炼控制等技术革新，实现 “高精度、低缺陷” 制造。
1.4.1 关键工艺突破
蜡模制备：采用 MJP 多喷头喷蜡 3D 打印技术，打印精度 ±0.1mm，表面粗糙度 Ra≤1.6μm，替代传统金属模具，研发周期缩短 60%。国内闪铸科技 WaxJet 400 打印机，可打印 φ1200mm 蜡模，适用于大型机匣（9）；
型壳材料：选用 Y₂O₃作为面层材料（惰性好，与钛液无反应），硅溶胶为粘结剂，型壳高温强度≥15MPa，抗热震性（1100℃→室温）无开裂，铸件表面粗糙度 Ra≤3.2μm（9）；
熔炼浇注：采用真空自耗凝壳炉（真空度≤10⁻⁴Pa），定向凝固速率 5~10mm/min，制备的 TiAl 叶片单晶率≥95%，650℃抗拉强度≥750MPa（9）。
1.4.2 工程应用案例
西北工业大学采用熔模铸造技术，制备出 φ2500mm 钛合金整体机匣，壁厚偏差≤0.5mm，无缩孔、气孔缺陷，替代 30 个传统焊接件，减重 25%（9）；
中国科学院金属所研制的 45XD 钛铝合金低压涡轮叶片，通过熔模铸造 + 热等静压（920℃、110MPa）处理，致密度达 99.8%，完成罗・罗 Trent XWB 发动机考核验证（9）。
二、航空航天镍基高温合金：增材制造技术与性能调控
镍基高温合金是航空发动机热端部件（涡轮叶片、燃烧室）的唯一选择，传统铸造 / 锻造工艺难以满足复杂结构需求。增材制造技术（SLM、LDED）凭借 “近净成形、快速迭代” 优势，成为镍基合金制备的核心技术方向，近年在组织调控、缺陷抑制、性能优化方面取得显著进展。
2.1 增材制造镍基合金的组织与缺陷控制
镍基合金（如 GH4169、GH3536）增材制造过程中，高温度梯度（10⁴~10⁵℃/m）与快冷却速率（10³~10⁴℃/s）导致组织各向异性与冶金缺陷（孔隙、裂纹），需通过工艺优化实现调控。
2.1.1 显微组织特征
沉积态组织：主要由 γ 相（基体）、γ'' 相（Ni₃Nb，强化相）、Laves 相（脆性相）组成。SLM 成形 GH4169 的柱状晶沿沉积方向生长，晶粒尺寸 5~10μm，γ'' 相呈针状分布，体积分数约 15%（11）；
热处理调控：采用 “固溶 + 时效” 工艺（GH4169：1040℃×1h 固溶 + 720℃×8h 时效），Laves 相溶解，γ'' 相均匀析出（尺寸 50~100nm），抗拉强度提升至 1200MPa，延伸率 20%（11）；
各向异性改善：通过 “旋转扫描策略”（相邻层扫描方向旋转 67°），柱状晶转变为等轴晶，上下 / 左右方向抗拉强度偏差从 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（粒径 20~50μm 粉末需激光功率≥200W）、气体卷入（真空度≤10⁻³Pa）。采用热等静压（1125℃、110MPa）处理，孔隙率从 0.5% 降至 0.05%（11）；
凝固裂纹：因 Nb、Mo 元素偏析，晶界形成低熔点液膜（熔点＜1200℃）。通过降低 Si 含量（≤0.05%）、添加 TiC 纳米颗粒（0.5%），裂纹密度从 65mm/m² 降至 5mm/m²（11）；
液化裂纹：后续热循环导致晶界 Laves 相重熔。优化扫描速度（800~1200mm/s），减少热输入，液化裂纹发生率降至 1% 以下（11）。
2.2 增材制造镍基合金的性能优化
通过成分设计、工艺参数优化、后处理协同，增材制造镍基合金的力学性能已达到甚至超越锻造件，满足航空发动机热端部件需求。
2.2.1 室温与高温力学性能
不同增材制造工艺下镍基合金的关键性能指标（11）：
| 合金牌号 | 工艺 | 室温抗拉强度（MPa） | 650℃抗拉强度（MPa） | 室温延伸率（%） | 650℃蠕变寿命（h/300MPa） |
| GH4169 | SLM | 1180~1220 | 950~980 | 18~22 | ≥500 |
| GH3536 | LDED | 920~950 | 750~780 | 25~30 | ≥300 |
| Inconel718 | EBM | 1150~1180 | 920~950 | 19~21 | ≥480 |
2.2.2 性能优化案例
GE 航空采用 SLM 技术制备 GH4169 燃烧室，通过 “拓扑优化 + 增材制造”，零件数量从 10 个减至 1 个，重量减轻 40%，650℃下的疲劳寿命达 10⁵次循环（11）；
中国航发北京航空材料研究院开发的 ABD-900AM 专用合金，通过调整 Cr、Mo 含量（Cr 20%、Mo 8%），SLM 成形后无裂纹，800℃抗拉强度≥650MPa，抗热腐蚀性能优于传统 GH3536（11）。
2.3 工程应用进展
增材制造镍基合金已在航空发动机与燃气轮机中实现批量应用，典型案例如下：
航空发动机：
罗罗 Trent XWB 发动机的低压涡轮叶片，采用 SLM 成形 Inconel718，加工周期从 6 个月缩至 1 个月，成本降低 35%（11）；
中国航发 CJ-1000A 发动机的燃油喷嘴，LDED 成形 GH3625，内部冷却通道精度 ±0.2mm，燃油雾化效率提升 15%（11）；
燃气轮机：
GE LM9000 燃气轮机的适配器盖，SLM 替代铸造，生产周期从 18 个月缩至 10 个月，制造成本降低 35%（11）；
西门子 SGT-400 燃气轮机叶片，SLM 成形 Inconel738，1250℃下通过 13000r/min 满负荷考核（11）。
三、先进制备技术：增材制造与精密铸造的协同发展
增材制造与精密铸造并非替代关系，而是协同互补，共同推动航空航天金属材料的 “复杂结构 + 高性能” 制造。
3.1 增材制造与精密铸造的技术融合
蜡模快速制备：增材制造（SLA、MJP）打印蜡模，用于精密铸造，替代传统金属模具，新研件研发周期从 3 个月缩至 2 周（9）；
缺陷修复：采用 LDED 技术修复精密铸造的镍基合金叶片，如 CMSX-4 单晶叶片的裂纹，修复后抗拉强度达母材的 90%（11）；
复合结构制造：增材制造钛合金蜂窝结构，与精密铸造的镍基合金机匣焊接，实现 “轻量化 + 耐高温” 复合，减重 30%（8、9）。
3.2 数字孪生技术的应用
工艺仿真：采用 ProCAST、华铸 CAE 软件，模拟增材制造熔池流动（速度 0.5~1m/s）、凝固过程，预测缩孔位置，准确率达 85%（9、11）；
质量监控：实时监测激光功率（波动≤±5W）、扫描速度（偏差≤±10mm/s），通过 AI 算法调整参数，产品合格率从 70% 提升至 95%（11）；
寿命预测：建立 “材料 - 工艺 - 性能” 数字模型，预测钛合金叶片的疲劳寿命，误差≤10%（4、10）。
四、挑战与未来展望
尽管航空航天关键金属材料取得显著进展，仍面临三大核心挑战：
成本控制：钛合金真空熔炼成本是钢材的 5 倍，镍基合金增材制造粉末价格达 800 元 /kg，限制中低端装备应用；
标准体系：增材制造钛合金 / 镍基合金的性能评价标准（如疲劳、蠕变）不完善，国内仅《钛合金增材制造技术规范》（T/CSAM 002-2020），缺乏国际互认；
材料创新：钛合金 600℃以上蠕变性能不足，镍基合金 1200℃以上抗氧化性能待提升，新型金属间化合物（如 Ti₃AlC₂）尚未实现工程化。
未来发展方向聚焦以下四点：
低成本化技术：开发 Ti-Fe-Mn 低成本钛合金，替代 Ti-6Al-4V，成本降低 40%；推广 “气雾化 + 近净成形”，镍基合金粉末成本降低 30%；
功能复合化：研发 “钛合金 + 陶瓷涂层” 复合构件，表面硬度达 HV1000，耐蚀性提升 5 倍；镍基合金添加石墨烯，高温强度提升 20%；
智能制备：融合 AI 与增材制造，实现工艺参数自动优化，生产效率提升 50%；开发 “实时监测 - 缺陷预警 - 自动修复” 闭环系统；
标准国际化：推动国内标准与 ASTM、ISO 对接，如钛合金棒材性能指标与 ASTM B348-22 一致，促进国际合作。
参考文献
[1] 高性能航空发动机用高温合金材料诞生的背后
[2] 航空发动机高温合金铸件精密成形研究进展
[3] 航空发动机钛合金材料统标统型理论与实践
[4] 航空发动机钛铝合金低压涡轮叶片失效分析
[5] 航空航天紧固件全自动温滚喷工艺研究
[6] 航空用超大规格 TC18 钛合金棒材的制备及组织性能研究
[7] 退火处理对 TC4 钛合金航空发动机叶片组织与力学性能的影响
[8] 增材制造镍基高温合金在航空发动机与燃气轮机中的研究应用进展
相关链接
