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钛合金在航空发动机上的应用钛合金是一种具有高强度、低密度、优良耐腐蚀性和高温稳定性的金属材料，因而被广泛运用于航空航天领域。
在航空发动机上，钛合金的应用主要体现在以下几方面：
首先，钛合金可以用于制造发动机叶片。
发动机叶片是发动机中最关键的零部件之一，其形状和材料的选择直接关系到发动机的效率和性能。
而采用钛合金制造发动机叶片，则可以减轻叶片自身的重量，提高叶片的强度和刚度，同时也能降低叶片在高温和高压力环境下的腐蚀和疲劳损伤。
其次，钛合金还可以用于发动机的外壳和内部零部件的制造。
钛合金具有良好的耐腐蚀性和高温稳定性，可以在复杂的气体环境下长期使用，能够有效地防止发动机内部零部件的损伤。
而且，钛合金的低密度性能也能使得整个发动机的重量减轻，从而提高发动机的整体性能。
总的来说，钛合金在航空发动机上的应用不仅可以提高发动机的效率和性能，还能够降低零部件的损伤和延长发动机的使用寿命，因而在航空领域中得到了广泛的应用和推广。
1、航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势航空发动机是在高温、高压、高速旋转的恶劣环境条件下长期可靠工作的复杂热力机械，在各类武器装备中，航空发动机对材料和制造技术的依存度最为突出，航空发动机高转速、高温的苛刻使用条件和长寿命、高可靠性的工作要求，把对材料和制造技术的要求逼到了极限。
材料和工艺技术的发展促进了发动机更新换代，如：第一、二代发动机的主要结构件均为金属材料，第三代发动机开始应用复合材料及先进的工艺技术，第四代发动机广泛应用复合材料及先进的工艺技术，充分体现了一代新材料、一代新型发动机的特点。
在航空发动机研制过程中，设计是主导，材料是基础，制造是保障，试验是关键。
从总体上看，航空发动机部件正向着高温、高压比、高可靠性发展，航空发动机结构向着轻量化、整体化、复合化的方向发展，发动机性能的改进一半靠材料。
据预测，新材料、新工艺和新结构对推重比12~15一级发动机的贡献率将达到50%以上，从未来发展来看，甚至可占约2/3。
因此，先进的材料和制造技术保证了新材料构件及新型结构的实现，使发动机质量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性不断提高，可以说没有先进的材料和制造技术就没有更先进的航空发动机。
正是由于不断提高的航空发动机性能对发动机材料与制造技术提出了更高的要求，各航空发达国家都投入了大量人力、物力和财力，对航空发动机用的材料与制造技术进行全面、深入的研究，取得了丰硕的成果，满足了先进发动机的技术要求。
从国外航空发动机材料与制造技术的发展情况来看，加强材料与制造技术工程化研究是缩短发动机研制周期、减少应用风险、增加研制投入产出比最有效的途径之一。
因此从20世纪70年代至今，航空发达国家安排了一系列的发动机材料和制造技术工程化研究计划，规划了整个材料和制造技术领域的发展方向，为各种先进军、民用发动机提供了坚实的技术基础。
如美国综合高性能发动机技术(IHPTET)计划、下一代制造技术计划(NG-MTI)，美国空军复合材料经济可承受性计划(CAI)等（见表1)。
![一种钛合金整体叶盘叶片的激光成形制造工艺[发明专利]](https://img.taocdn.com/s1/m/83a52b71326c1eb91a37f111f18583d048640f5b.png)
(10)申请公布号(43)申请公布日 (21)申请号 201510737338.X(22)申请日 2015.11.03B22F 3/105(2006.01)B22F 7/06(2006.01)C23C 24/10(2006.01)(71)申请人中国航空工业集团公司北京航空材料研究院地址100095 北京市海淀区北京81信箱(72)发明人杜博睿 张学军 李能 唐思熠郭绍庆 秦仁耀 李万青(74)专利代理机构中国航空专利中心 11008代理人李建英(54)发明名称一种钛合金整体叶盘叶片的激光成形制造工艺(57)摘要本发明属于钛合金材料及其加工制造技术领域，具体为一种钛合金整体叶盘叶片的激光成形制造工艺。
本发明通过同轴送粉激光熔覆方法，在锻造钛合金盘毂边缘预先加工出的凸台上直接沉积成形钛合金叶片，与现有技术相比，具有无需模具、机械加工余量小、成本低、周期短、高柔性、易操作、成形质量高等优点。
按照本发明所提出的工艺方法，按顺序在每个凸台上只熔覆一层，待该层在一圈凸台上全部熔覆结束后再按顺序熔覆下一层，此方法可使熔覆沉积的各层有充分的时间进行冷却，有效解决边缘塌陷的问题，并且各个叶片的同步增高也消除了激光熔覆头与已成形叶片发生接触和碰撞的可能性。
(51)Int.Cl.(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书1页 说明书3页 附图1页CN 105252001 A 2016.01.20C N 105252001A1.一种钛合金整体叶盘叶片的激光成形制造工艺，其特征在于：该方法的步骤是：(1)通过氩气雾化法或等离子旋转电极法制备钛合金球形粉末，粉末筛分及净化处理后，获得所需粒度范围的纯净粉末，备用；(2)选取将与步骤(1)粉末同种材料的锻造钛合金盘毂，在其边缘机械加工出凸台，凸台的高度为3～5mm，凸台的长度和宽度与盘毂同一位置的叶片尺寸相当；(3)设定激光快速成形工艺的工艺参数：激光功率为1.0～1.6kW，扫描速度为500～600mm/min，送粉速度为3.4～5.2g/cm3，分层厚度为0.3～0.5mm，光斑直径为0.8～1.0mm；(4)在气氛保护箱中，将钛合金盘毂安装于激光快速成形设备的机床工作台，通过同轴送粉激光熔覆方法，将步骤(1)所得钛合金粉末逐层堆积到步骤(2)所述的凸台上，成形出钛合金叶片，获得钛合金整体叶盘近净成形件，所述气氛保护箱中充入的气体为高纯氩；所述激光熔覆沉积的过程为，按顺序在每个凸台上只熔覆一层，待该层在一圈凸台上全部熔覆结束后再按顺序熔覆下一层，如此往复循环；(5)对步骤(4)所得整体叶盘近净成形件进行退火热处理；(6)通过五轴数控机床，按零件图纸对整体叶盘进行最终精细机械加工，去除叶片与凸台多余的材料。
先进航空发动机用高温钛合金双性能整体叶盘的制造蔡建明; 李娟; 田丰; 叶俊青【期刊名称】《《航空制造技术》》【年(卷),期】2019(062)019【总页数】7页(P34-40)【关键词】钛合金双性能整体叶盘; 分区控温梯度热处理; 局部包覆控时梯度热处理【作者】蔡建明; 李娟; 田丰; 叶俊青【作者单位】中国航发北京航空材料研究院北京100095; 贵州安大航空锻造有限责任公司安顺561005【正文语种】中文先进航空发动机高推重比、高增压比、高涡轮前温度及低油耗目标的实现，除了采用先进的结构设计和精准的强度计算外，还强烈依赖于轻质耐热钛合金材料及高效轻量整体叶盘结构的综合应用。
传统钛合金受航空发动机压气机转子部件高温、高压、高速工作状态引起的蠕变、保载疲劳、氧化、钛火等因素的制约，长时工作温度不能超过600℃[1–2]，典型的600℃高温钛合金有英国IMI834及我国Ti60等。
与国内其他常用航空钛合金如TC11、TA19、TC17相比，Ti60钛合金在500℃以上有显著的蠕变性能优势，适用于高压压气机后段的整体叶盘、机匣等部件。
在400～600℃温度区间，与GH4169镍基高温合金相比，Ti60钛合金的比强度和比疲劳强度有优势，在获得相同使用性能情况下，通过以钛代镍，可实现约40%的减重效果[3]，且钛合金转子相对降低了对压气机轴的载荷作用，从而可以提高发动机的推重比和使用可靠性。
与传统榫齿连接结构相比，采用整体叶盘结构可以显著提高发动机的部件减重效果，提高压气机空气增压效率和气动稳定性，并可避免榫齿连接结构因叶片榫头与盘榫槽接触区域发生微动磨损引发疲劳失效的风险。
航空发动机压气机整体叶盘工作时，叶片和盘承受的温度条件和应力条件有着显著差异，相对而言，叶片工作温度高、应力小、振动频率大，主要承受离心拉应力和高频振动应力的综合作用，且有受到外物冲击的可能，因此应重点考虑叶片的拉伸强度、高周疲劳和抗外物冲击性能；盘承受高的多轴低频循环应力作用，工作温度相对较低，且从盘心到盘缘沿径向有较大的温度梯度和应力梯度[4]，又考虑到叶片与机匣需保持小的间隙以及盘破裂会带来发动机非包容损伤的巨大危害，因此应更加强调盘的高温蠕变、低周疲劳和损伤容限性能[5]，可见，同一个整体叶盘零件的不同部位实际上对力学性能是有不同特定要求的。
航空发动机高温合金叶片制备航空发动机高温合金叶片是航空发动机中的重要部件，用于承受高温、高压和高速气流的冲击。
这些叶片必须具有优异的高温强度、耐腐蚀性和疲劳寿命，以确保发动机的可靠运行。
本文将介绍航空发动机高温合金叶片的制备方法及其材料特性。
航空发动机高温合金叶片的制备采用粉末冶金工艺。
首先，选取合适的高温合金材料，如镍基合金、钴基合金等作为原料。
这些材料具有良好的高温强度和耐腐蚀性，适合用于制造航空发动机叶片。
然后，将这些原料进行粉末冶金处理，包括粉末混合、挤压成型和烧结等步骤。
在粉末混合阶段，将选择的高温合金材料粉末按一定比例混合。
这些粉末通常具有细小的颗粒大小和均匀的化学成分分布。
混合后的粉末将具有更好的可塑性和可压性，有利于后续的挤压成型和烧结工艺。
挤压成型是航空发动机高温合金叶片制备过程中的关键步骤之一。
通过挤压成型，可以将混合后的高温合金粉末加工成具有复杂形状的叶片前体。
挤压成型通常在高温和高压环境下进行，以提高粉末的流动性和塑性。
在挤压成型过程中，需要考虑叶片的几何形状、壁厚和孔隙率等因素，以确保叶片具有良好的力学性能和气流动力学性能。
烧结是航空发动机高温合金叶片制备的最后一步。
通过烧结，可以使挤压成型后的叶片前体形成致密的结构，并提高叶片的强度和硬度。
烧结过程通常在高温下进行，以使合金粉末颗粒相互结合和扩散。
在烧结过程中，需要控制好温度、时间和气氛等参数，以确保叶片的质量和性能。
航空发动机高温合金叶片制备完成后，需要进行一系列的热处理和表面处理工艺。
热处理可以进一步提高叶片的力学性能和耐腐蚀性能。
表面处理可以增加叶片的抗氧化和抗腐蚀能力，延长叶片的使用寿命。
航空发动机高温合金叶片的制备是一个复杂而关键的过程。
通过粉末冶金工艺，可以制备出具有优异高温强度和耐腐蚀性的叶片材料。
制备过程中需要考虑叶片的几何形状、材料组成和工艺参数等因素，以确保叶片满足航空发动机的工作要求。
未来，随着材料科学和制造技术的进一步发展，航空发动机高温合金叶片的制备将得到更大的突破和改进。
航空发动机用先进高温钛合金材料技术研究与发展蔡建明;弭光宝;高帆;黄浩;曹京霞;黄旭;曹春晓【期刊名称】《材料工程》【年(卷),期】2016(044)008【摘要】新一代高推重比航空发动机压气机和涡轮系统高温环境使用的叶片、盘、机匣、整体叶盘和整体叶环等构件设计通常选用先进高温钛合金材料。
本文综述近年来我国600℃高温钛合金、阻燃钛合金、TiAl合金、连续SiC纤维增强钛基复合材料及其应用技术取得的最新研究进展，并提出材料及构件设计、加工和使用亟待突破的关键技术，包括工业铸锭成分高纯化和均匀化控制技术、大规格棒材及特殊锻件制备技术、整体叶盘和整体叶环零件机械加工技术、材料性能评价及应用设计技术等。
先进高温钛合金材料的不断应用将有力推动我国航空发动机技术发展。
【总页数】10页(P1-10)【作者】蔡建明;弭光宝;高帆;黄浩;曹京霞;黄旭;曹春晓【作者单位】北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095;北京航空材料研究院先进钛合金航空科技重点实验室，北京100095【正文语种】中文【中图分类】TG146.2【相关文献】1.航空发动机用600℃高温钛合金的研究与发展 [J], 蔡建明;李臻熙;马济民;黄旭;曹春晓2.俄航空发动机用高温钛合金发展综述 [J], 魏寿庸;何瑜;王青江;刘羽寅3.21世纪航空航天技术用材料的基本发展方向--(Ⅱ)先进燃气涡轮发动机用的热强材料 [J], 宁兴龙4.航空发动机用耐650℃高温钛合金研究现状与进展 [J], 陈子勇; 刘莹莹; 靳艳芳; 马小昭; 柴丽华; 崔亚鹏5.先进航空发动机用高温钛合金双性能整体叶盘的制造 [J], 蔡建明; 李娟; 田丰; 叶俊青因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
航空发动机叶片关键制造技术首先，航空发动机叶片的材料选择是制造过程中的一个重要考虑因素。
一般来说，叶片需要具备高温和高压力环境下的稳定性和强度。
因此，钛合金和镍基合金是常用的叶片材料。
钛合金具有良好的耐高温性能和强度，但是制造难度较大；而镍基合金则具有较高的强度和抗蠕变能力。
其次，航空发动机叶片的制造通常采用铸造和锻造两种工艺。
铸造是制造大型和复杂形状叶片的常用方法。
树脂砂铸造和单晶铸造是两种常见的铸造工艺。
树脂砂铸造可以制造出较大规模的叶片，而单晶铸造可以制造出无晶粒界的单晶叶片，提高了叶片的耐高温性能。
锻造是制造高强度和复杂形状叶片的一种有效方法。
采用锻造工艺可以提高叶片的综合机械性能和抗蠕变能力。
另外，表面处理也是航空发动机叶片制造中的一个重要环节。
表面处理可以改善叶片的表面质量和适应性。
例如，机械抛光和电解抛光可以提高叶片的光洁度和表面平整度。
化学镀和阳极氧化等技术可以提高叶片的耐腐蚀性和抗氧化性。
此外，还可以通过表面涂覆特殊涂层来提高叶片的热防护能力和抗磨损性能。
最后，航空发动机叶片的质量控制也是制造过程中的一项重要任务。
叶片的尺寸、形状和材料性能需要进行严格的检测和测试。
通常采用的方法包括非破坏性检测、尺寸测量和材料性能测试。
非破坏性检测可以通过超声波检测、X射线检测和磁粉检测等方法来检测叶片内部的隐性缺陷。
尺寸测量可以通过光学投影仪、三坐标测量机和激光扫描仪等设备来进行。
材料性能测试通常包括拉伸、硬度和金相显微组织分析等。
总之，航空发动机叶片的关键制造技术涉及材料选择、工艺选择、表面处理和质量控制等方面。
通过不断提升制造技术，可以制造出更高质量、更高性能的航空发动机叶片，提升整个航空发动机的性能和可靠性。
航空发动机压气机整体叶盘电解加工技术张明岐;张志金;黄明涛【摘要】介绍了整体叶盘电解加工技术的国内外发展及应用情况，重点阐述了高效电解预加工技术及精密振动电解加工技术的工艺路线、参数制定等关键技术问题。
还介绍了与叶型加工相关的主要加工方法，包括机械加工、切割加工等。
%The development and application of electrochemical machining on blisk are introduced in the paper. The key technologies such as the craft route and parameters of high efifciency pre-ECM and PECM are emphatically discussed. Moreover, the main methods about blisk of aeroengine compressor including mechanical processing, cutting processing are also introduced in this paper.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)021【总页数】7页(P86-92)【关键词】整体叶盘;电解加工;数控加工【作者】张明岐;张志金;黄明涛【作者单位】中航工业北京航空制造工程研究所，北京 100024;中航工业北京航空制造工程研究所，北京 100024;中航工业北京航空制造工程研究所，北京100024【正文语种】中文张明岐中航工业基础院电加工技术首席专家，现为北京航空制造工程研究所电加工专业技术带头人，全国电化学加工委员会副主任。
长期从事电化学加工工艺与装备技术研究工作，在高频窄脉冲电解加工、电液束优质小孔加工、精密振动电解加工技术等领域做出了突出的成绩。
近年来主持研究的多项技术成果推进了国内特种加工技术应用，成为航空、航天、兵器等军工领域优质制孔、复杂结构加工等工艺的重要技术支撑。
钛合金材料在航空发动机中的应用研究航空发动机作为飞机的心脏，具有重要的作用和影响力。
近年来，随着航空业的快速发展，航空发动机对材料性能的要求也越来越高。
钛合金材料作为一种理想的轻质高强度材料，被广泛应用于航空发动机中，本文将对钛合金材料在航空发动机中的应用进行研究分析。
钛合金材料的优越性能使其成为航空发动机领域首选材料之一。
首先，钛合金材料的密度较轻，具有较高的比强度和比刚度。
这使得航空发动机在确保材料强度的同时，能够减轻整个发动机的重量，提高飞机的燃油效率和飞行性能。
其次，钛合金材料的耐高温性能良好，能够承受高温、高压等恶劣工况环境下的作用，保证发动机的长期稳定运行。
此外，钛合金材料还具有良好的抗腐蚀性能和优秀的机械性能，能够有效抵御外部环境的侵蚀和冲击，提高航空发动机的使用寿命。
在航空发动机中，钛合金材料主要应用于以下几个方面。
首先是发动机压气机（包括风扇、低压压气机和高压压气机）的叶片制造。
航空发动机的压气机是实现空气压缩和燃料燃烧的重要部件，对材料的强度、刚度和耐高温性能提出了较高要求。
钛合金材料具有良好的高温强度和低密度，能够在高温和高压的工作环境下保持较高的刚度和强度，提高发动机的工作效率和稳定性。
其次，钛合金材料还广泛应用于航空发动机的燃烧室、外壳和涡轮等关键部件的制造。
燃烧室和外壳是承受高温和高压燃烧气体作用的部件，对材料的高温和抗腐蚀性能提出了严格要求。
钛合金材料的优异性能能够保证燃烧室和外壳的稳定性和安全性。
此外，涡轮是航空发动机的关键部件之一，对材料的高温强度和耐磨性要求较高。
钛合金材料的高温强度和抗磨损性能使其成为制造涡轮叶片和轴承等部件的理想选择。
钛合金材料在航空发动机中的应用研究也面临一些挑战和问题。
首先是材料的供应和成本。
钛合金材料的生产成本较高，对于航空发动机的大规模应用具有一定的限制。
此外，钛合金材料的制备和加工技术相对复杂，需要高技术水平和先进的设备支持，给制造过程带来一定的难度。
航空发动机双性能盘制造技术与机理的研究进展高峻;罗皎;李淼泉【摘要】具有双重组织的双性能涡轮盘和压气机盘因其优秀的综合性能而成为制造高推重比航空发动机的研究热点.介绍国内外航空发动机用高温合金、钛合金双性能盘的研究进展,对双合金双组织双性能盘和单合金双组织双性能盘进行比较,着重分析两类盘在制造过程存在的主要问题,未来双性能盘的研究重点将落在适合双重热处理的粉末合金和钛合金、双重热处理装置改进、超细晶盘坯和双合金连接弱化方面.%Dual property turbine or compressor disk for high thrust-weight ratio areo-engine was in deeply studied due to its dual micro-structure and excellent mechanical properties in recent years. The advance in aero-engine dual property disk of superalloy and titanium alloy was introduced. And dual property disks consisting of two alloys and one alloy were compared. Moreover, the encounter problems in the study were analysed with emphasis. In the future, the research focuses on dual property disks of P/M superalloy and titanium alloy which are suitable for dual microstructure heat treatment (DMHT) , apparatus improvement for DMHT, ultrafine-grained billet and improving the performance of dual alloy disk joints.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2012(032)006【总页数】7页(P37-43)【关键词】航空发动机;双性能盘;高温合金;钛合金【作者】高峻;罗皎;李淼泉【作者单位】西北工业大学材料学院,西安710072;西北工业大学材料学院,西安710072;西北工业大学材料学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V223;V215.5提高航空发动机推重比，同时有效保证发动机使用的持久性和可靠性，是发动机设计者的永恒追求。
先进航空发动机用高温钛合金双性能整体叶盘的制造蔡建明1，李 娟1，田 丰2，叶俊青2（1. 中国航发北京航空材料研究院，北京 100095； 2. 贵州安大航空锻造有限责任公司，安顺 561005）[摘要] 钛合金整体叶盘是先进航空发动机压气机系统的典型轻质高效结构。
整体叶盘零件工作时，叶片和盘承受不同的热力条件，采用“双性能”代替传统的“均质”设计，是提高压气机转子减重效果及满足愈加严苛且多变的温度和载荷工作条件使用的有效措施。
对比分析了两种“梯度热处理”工艺，即分区控温梯度热处理工艺和局部包覆控时梯度热处理工艺制备钛合金双性能整体叶盘的可行性，评估了叶片、盘及过渡区的显微组织控制能力。
试验结果表明：两种工艺均能在钛合金整体叶盘的叶片与盘之间的过渡区形成稳定可控的温度梯度，得到双重组织，即叶片为双态组织，盘为细小的片层组织，过渡区位置和尺寸可控，显微组织呈渐变特征。
可根据整体叶盘锻件的外形特点和组织性能要求，选用适合的制备工艺及相应的工艺参数。
关键词： 钛合金双性能整体叶盘；分区控温梯度热处理；局部包覆控时梯度热处理DOI:10.16080/j.issn1671–833x.2019.19.034同使用性能情况下，通过以钛代镍，可实现约40%的减重效果[3]，且钛合金转子相对降低了对压气机轴的载荷作用，从而可以提高发动机的推重比和使用可靠性。
与传统榫齿连接结构相比，采用整体叶盘结构可以显著提高发动机的部件减重效果，提高压气机空气增压效率和气动稳定性，并可避免榫齿连接结构因叶片榫头与盘榫槽接触区域发生微动磨损引发疲劳失效的风险。
航空发动机压气机整体叶盘工作时，叶片和盘承受的温度条件和应力条件有着显著差异，相对而言，叶片工作温度高、应力小、振动频率大，主要承受离心拉应力和高频振动应力的综合作用，且有受到外物冲击的可能，因此应重点考虑叶片的拉伸强度、高周疲劳和抗外物冲击性能；盘承受高的先进航空发动机高推重比、高增压比、高涡轮前温度及低油耗目标的实现，除了采用先进的结构设计和精准的强度计算外，还强烈依赖于轻质耐热钛合金材料及高效轻量整体叶盘结构的综合应用。
传统钛合金受航空发动机压气机转子部件高温、高压、高速工作状态引起的蠕变、保载疲劳、氧化、钛火等因素的制约，长时工作温度不能超过600℃[1–2]，典型的600℃高温钛合金有英国IMI834及我国Ti60等。
与国内其他常用航空钛合金如TC11、TA19、TC17相比，Ti60钛合金在500℃以上有显著的蠕变性能优势，适用于高压压气机后段的整体叶盘、机匣等部件。
在400~600℃温度区间，与GH4169镍基高温合金相比，Ti60钛合金的比强度和比疲劳强度有优势，在获得相蔡建明工学博士，高级工程师，主要从事航空发动机用高性能高温钛合金的科研工作。
在国内外学术期刊上发表论文30余篇。
多轴低频循环应力作用，工作温度相对较低，且从盘心到盘缘沿径向有较大的温度梯度和应力梯度[4]，又考虑到叶片与机匣需保持小的间隙以及盘破裂会带来发动机非包容损伤的巨大危害，因此应更加强调盘的高温蠕变、低周疲劳和损伤容限性能[5]，可见，同一个整体叶盘零件的不同部位实际上对力学性能是有不同特定要求的。
传统的压气机转子叶片/盘的榫齿连接结构，叶片和盘分别制造，可以灵活选用钛合金材料及组织状态，叶片宜采用α+β区变形和α+β区热处理以得到细小的双态组织，盘宜采用β区锻造或β区热处理以得到细小的网篮组织或片层组织，可以实现力学性能的最优化配置。
但是，对于采用整体锻件并采用高速铣削或电化学加工等减材方法制造的整体叶盘，整体锻件一般得到的是“均质”组织，即锻件所有区域的组织是相同的。
航空发动机性能的提高，要求转子承受愈加严苛多变的热力条件，为了进一步优化发动机的结构设计，需要保证钛合金整体叶盘各部位有适应使用条件的力学性能，一个很好的解决措施是实现整体叶盘“双性能”，即叶片与盘体获得不同且特定的显微组织。
航空发动机盘件（包括整体叶盘）的“双性能”设计构思由来已久，在镍基高温合金涡轮盘和钛合金压气机盘上进行过探索研究。
为了获得同种合金的双性能盘或整体叶盘，开发了多种制造方法，如局部高频感应加热法[6–7]、分区控温热处理法[8–9]、双重组织热处理法（DMHT）[10]，其技术共性是在盘辐与盘缘（或盘体与叶片）之间的某个位置形成精确可控的温度梯度，工艺装置的设计制造与工艺参数的精确控制是技术核心，需要精确掌控工艺实施过程中部件不同位置的温度随时间的动态变化及显微组织演变的规律。
对于镍基高温合金双性能涡轮盘，通过特殊的工艺措施，控制盘缘和盘辐采用不同的固溶温度来实现，即将盘缘在γ′相溶解温度以上固溶处理得到粗晶组织，将盘辐在γ′相溶解温度以下固溶处理得到细晶组织[11]。
对于大尺寸叶片的风扇或低压压气机钛合金整体叶盘，一种高效率的方法是将单个叶片焊接到盘体上，基于疲劳性能、焊接接头完整性等因素，目前最可行的方法是线性摩擦焊技术[12]。
德国MTU公司开发和验证了双材料钛合金线性摩擦焊整体叶盘（DUTIFRISK：Dual MaterialTitanium Alloy Linear FrictionWelded Blisk）技术[13]，盘体采用高强高韧的Ti–6246或Ti–17（网篮组织），叶片采用高温高强的Ti–6242S或Ti–6Al–4V（双态组织），使得叶片和盘的材料和组织状态更适应整体叶盘实际使用工况对力学性能的要求[14]；英国罗罗公司开发了异种钛合金整体叶盘的线性摩擦焊工艺，并评估了部件的低周疲劳性能，部件通过了20000次循环的低周疲劳试验[15]。
对于叶片尺寸较小的高压压气机钛合金整体叶盘，通过将盘在β转变温度以上变形或固溶处理，得到细小的片层组织或网篮组织，将叶片在β转变温度以下变形和固溶处理，得到双态组织。
本文以我国600℃高温钛合金Ti60整体叶盘锻件为例，开发了分区控温梯度热处理工艺和局部包覆控时梯度热处理工艺技术，评估了这两种工艺制备双性能整体叶盘的可行性，实现盘体、叶片双重组织以及过渡区位置及尺寸等的控制能力。
试验材料试验用材料为中国航发北京航空材料研究院研制的Ti60钛合金，名义成分为Ti–5.8Al–4Sn–4Zr–0.7Nb–1.5Ta–0.4Si–0.06C，合金化的主要特点是加入Nb和Ta两个弱β稳定化元素，由于其在α–Ti中具有较大的固溶度，可增强α相的固溶强化作用，有助于提高高温蠕变抗力。
通过严格控制合金低的Fe和O元素含量，最大程度地改善高温蠕变抗力。
通过加入微量C，扩大合金α+β两相区上部的工艺窗口，使合金具有更好的锻造及热处理工艺适应性。
Ti60钛合金的Tβ转变温度约为1050℃。
将Ti60钛合金Φ300mm棒材在α+β两相区进行改锻和近等温模锻，经粗加工得到图1所示的整体叶盘锻件，外径Φ650mm，最大截面厚度60mm。
试验结果与分析1 梯度热处理工艺设计为了实现钛合金整体叶盘锻件的“双性能”，设计了特殊的热处理工艺，即在预固溶处理与时效处理之间，增加一次梯度热处理工艺。
预固溶处理温度根据所要求的初生α相含量而定，一般控制在Tβ转变温度以下15~50℃，时效处理温度一般控制在700~750℃。
通过梯度热处理独特的工装设计以及工艺参数的精确控制，在整体叶盘锻件的叶片与盘之间的区域（即过渡区）形成足够的温度梯度，如图2所示，控制盘区的温度进入β相区，经过β热处理和随后的冷却，得到所需的片层组织；控制叶片区的温度低于预固溶处理温图1 Ti60钛合金整体叶盘锻件示意图Fig.1 Diagram of Ti60 titanium alloyblisk forging度，即控制在α+β相区的较低温度，以保持预固溶处理状态的双态组织。
为了实现图2所示的在整体叶盘锻件叶片与盘过渡区达到设计要求的温度梯度条件，设计了两种梯度热处理工艺方法，即分区控温梯度热处理工艺和局部包覆控时热处理工艺。
与整体叶盘锻件外部轮廓相匹配，设计和制造相应的工装，通过试验分析两种工艺的优缺点，评估获得双性能整体叶盘的可行性和控制能力。
2 分区控温梯度热处理工艺2.1 工装设计与实施根据图1所示的Ti60钛合金整体叶盘锻件轮廓结构，设计了一套具有专利技术的分区控温梯度热处理装置，如图3所示，三维结构装配示意图如图4所示。
分区控温梯度热处理工艺具体操作步骤为：先将工件的叶片区罩上空心的风冷套装置，盘体暴露于外，风冷套外层包覆隔热材料，风冷套内设置与外部连通的压缩空气管路，将风冷套装置连同工件一起组装完毕后整体移入加热炉进行β相区固溶处理。
工装和工件的不同位置设计安装负载热电偶，记录和监控热处理过程的实时温度，并与热处理炉温度控制箱连接，使用可激活的压缩空气冷却系统管理和控制风冷套内的温度，一旦温度达到设定值（对于Ti60钛合金，设定为900℃），自动开启压缩空气阀对风冷套内进行强制冷却，风冷套内的温度始终保持在900℃以下。
梯度热处理时，盘体的温度控制在β相区（即1050℃以上），因此，在Ti60钛合金整体叶盘锻件过渡区形成大于150℃的温度梯度。
该工艺方法需要一套特殊的压缩空气管路并要进入炉体内部，整套装置上装有多条负载热电偶，还要求整个热处理的入炉和出炉操作过程迅速，因此，工装的装配密封、入炉出炉转移等具体操作有较大难度。
此外，还需要对常规的热处理炉进行改造以适应各种管路的连通。
受具体操作限制，梯度热处理后只能采取空冷的冷却方式。
在进行实际梯度热处理工艺试验前，先进行数值模拟计算，对整个热处理过程的热传导、工件温度动态分布等进行模拟计算。
将工艺模拟与实践操作相结合，不断优化工装设计、工艺参数及热电偶放置位置、测温仪表、压缩空气管路排列等细节，改进数据记录和热电偶监控能力，在规定的时间和空间内，保证梯度热处理过程操作的稳定可靠。
2.2 低倍组织和显微组织分析采用分区控温梯度热处理工艺制备的Ti60钛合金整体叶盘锻件径向低倍组织如图5所示，叶片和盘的显微组织如图6所示，过渡区的显微组织如图7所示。
叶片区的低倍组织为完全的模糊晶，显微组织为双态组织，初生α含量约40%，保持了α+β两相区预固溶处理得到的组织状态，说明在梯度热处理过程，风冷套内的温度始终低于设定值。
盘体低倍组织为细小的清晰晶，β晶粒尺寸在0.5~1mm ，高倍组织为片层组织，说明梯度热处理时盘体温度进入了β相区，随后冷却时形成片层组织。
过渡区呈略微弓出的“C ”形，与DMHT 工艺的镍基高温合金双性能涡轮盘的特征相同[16]，过渡区的显微组织从盘体的片层组织到叶片图2 整体叶盘锻件径向温度梯度示意图Fig.2 Diagram of radial temperature gradient of blisk forging图3 分区控温梯度热处理装置示意图Fig.3 Diagram of device for separated-region temperature-controlled GHTP图4 分区控温梯度热处理装置三维截面结构示意图Fig.4 3D cross-section diagram ofseparated-region temperature-controlledGHTP deviceair cooling chamberadiabatic layerblisk forgingthermocoupleT T βbladebladedisc body transition zone图6 分区控温梯度热处理工艺制备的Ti60钛合金双性能整体叶盘锻件盘体和叶片的显微组织Fig.6 Microstructures of disk and blade of Ti60 titanium alloy dual-property blisk forgingmanufactured by separated-region temperature-controlled GHTP图7 分区控温梯度热处理工艺制备的Ti60钛合金双性能整体叶盘锻件过渡区的显微组织Fig.7 Microstructures of transition zone of Ti60 titanium alloy dual-property blisk forging manufactured byseparated-region temperature-controlled GHTP（a ）盘体（b ）叶片200μm200μm 200μm 图5 分区控温梯度热处理工艺制备的Ti60钛合金双性能整体叶盘锻件径向低倍组织Fig.5 Radial macrostructure of Ti60 titanium alloy dual-property blisk forging manufacturedby separated-region temperature-controlled GHTP的双态组织呈现渐进变化，初生α含量递增，过渡平缓。
