王敏涓, 黃 浩*, 王 寶, 韓 波, 楊平華, 黃 旭

（1.中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095；2.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán) 先進(jìn)鈦合金重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095 ）

復(fù)合材料是一類將兩種或兩種以上物質(zhì)復(fù)合而成的材料。根據(jù)增強(qiáng)體形態(tài)的不同可分為顆粒增強(qiáng)、晶須增強(qiáng)和纖維增強(qiáng)復(fù)合材料；根據(jù)被增強(qiáng)基體的不同可分為樹脂基、金屬基和陶瓷基復(fù)合材料。連續(xù)SiC纖維增強(qiáng)鈦基（SiCf/Ti）復(fù)合材料是一種重要的纖維增強(qiáng)金屬基復(fù)合材料，兼具了陶瓷纖維和鈦合金的材料特性，具有耐高溫、高比強(qiáng)度、高比剛度、抗蠕變和耐疲勞等特性?？紤]到纖維增強(qiáng)的特點(diǎn)，SiCf/Ti適合制作特定取向選擇性增強(qiáng)的部件，如航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸、葉環(huán)以及高速飛行器蒙皮等桿、環(huán)和板類部件，在航空、航天、兵器等尖端領(lǐng)域具有重要的應(yīng)用前景。本文回顧了SiCf/Ti復(fù)合材料的發(fā)展歷程和應(yīng)用現(xiàn)狀，從SiC纖維、界面、基體的組織和性能調(diào)控、復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計(jì)和成型工藝等方面系統(tǒng)梳理了SiCf/Ti復(fù)合材料的制備技術(shù)，并概述了超聲、CT、同步X射線以及聲發(fā)射等無損檢測(cè)技術(shù)在該材料缺陷檢測(cè)中的應(yīng)用，最后對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

1 SiCf/Ti復(fù)合材料的應(yīng)用

1.1 SiCf/Ti復(fù)合材料的發(fā)展歷程

需求牽引了制造，也進(jìn)一步催化了應(yīng)用。正是由于SiCf/Ti復(fù)合材料優(yōu)良的性能特點(diǎn)，因而在航空航天領(lǐng)域展現(xiàn)出較大的應(yīng)用前景。早在20世紀(jì)70年代，美國(guó)太空飛機(jī)的夢(mèng)想便催生了鈦基復(fù)合材料的早期發(fā)展，并相繼受到了美國(guó)、日本、英國(guó)、德國(guó)及法國(guó)等國(guó)家的廣泛關(guān)注與研究[1-2]。到了80年代，英美兩國(guó)均有明確的項(xiàng)目對(duì)該材料予以支持，如表1所示[3-4]。國(guó)家航天飛機(jī)計(jì)劃（NASP）和高性能發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃（IHPTET）為SiCf/Ti復(fù)合材料的研究提供了大量的資金支持，使得SiCf/Ti復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域均獲得了大量應(yīng)用。近年來，伊朗和印度等國(guó)科研人員針對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料開展了相應(yīng)的研究，并取得了一定的進(jìn)展[5-7]。

表1 各國(guó)關(guān)于SiCf/Ti復(fù)合材料構(gòu)件研制的項(xiàng)目規(guī)劃[3-4]Table 1 Project planning in different countries for developing SiCf/Ti composite components[3-4]

到了20世紀(jì)90年代初，SiCf/Ti復(fù)合材料受到了各大航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司的關(guān)注并在其支持下獲得了更持續(xù)的發(fā)展。例如，英國(guó)Rolls-Royce公司，美國(guó)GE公司、ARC公司和普惠公司，德國(guó)宇航局等均針對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料及構(gòu)件開展了相關(guān)研究。20世紀(jì)90年代后期，Rolls-Royce公司致力于葉環(huán)的研發(fā)和應(yīng)用，采用一系列材料和多種制備方法制備葉環(huán)及轉(zhuǎn)動(dòng)軸等構(gòu)件。美國(guó)3M公司采用電子束物理氣相沉積（EBPVD）法制作了直徑10.2 cm的模擬葉環(huán)。ARC公司通過將纖維/金屬絲編織為條帶，再與鈦粉混合后進(jìn)行熱壓成型，制備了直徑為17.8 cm的葉環(huán)模擬件。GE公司研制的SiCf/Ti壓氣機(jī)整體葉環(huán)可實(shí)現(xiàn)減重50%。AADC公司采用SiCf/Ti葉環(huán)作為XTCl6/lA系列核心機(jī)的第三級(jí)和第四級(jí)壓氣機(jī)，大幅減輕了轉(zhuǎn)子質(zhì)量，使第三級(jí)轉(zhuǎn)子從鎳基合金的25 kg減輕至復(fù)合材料葉環(huán)轉(zhuǎn)子的4.5 kg[8]。

SiCf/Ti復(fù)合材料在高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)（如壓氣機(jī)葉片、葉環(huán)、渦輪軸等）和超音速空天飛行器（如飛機(jī)蒙皮、支撐衍梁、加強(qiáng)筋等）中展示出良好的應(yīng)用前景，成為高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制所需的關(guān)鍵新材料。由于SiCf/Ti復(fù)合材料具有較強(qiáng)的軍事應(yīng)用背景，國(guó)外在設(shè)計(jì)、制備以及原材料等方面均對(duì)我國(guó)進(jìn)行嚴(yán)格封鎖。我國(guó)的SiCf/Ti復(fù)合材料研制起步于20世紀(jì)80年代，北京航空材料研究院和中國(guó)科學(xué)院金屬研究所均開展了連續(xù)SiC纖維及SiCf/Ti復(fù)合材料的自主研發(fā)工作[6，9-13]。隨著各類裝備發(fā)展的迫切需求，近十年來在各方的大力支持下，國(guó)內(nèi)在相關(guān)材料及構(gòu)件研制方面也取得了較大的突破。

1.2 SiCf/Ti復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)和性能特點(diǎn)

SiCf/Ti復(fù)合材料由連續(xù)SiC陶瓷纖維和鈦合金基體復(fù)合而成，兼具陶瓷材料和金屬材料的性能特點(diǎn)，是一種可在800 ℃長(zhǎng)時(shí)服役、1000 ℃短時(shí)應(yīng)用的輕質(zhì)耐高溫結(jié)構(gòu)材料[14-15]。在各類飛行裝備設(shè)計(jì)研制過程中，比強(qiáng)度、彈性模量和比模量為設(shè)計(jì)所考慮的重要指標(biāo)。與鈦合金基體相比，高強(qiáng)度（超過3000 MPa）和高模量（可達(dá)400 GPa）SiC纖維的引入，使得SiCf/Ti復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度、高比剛度、優(yōu)良的抗蠕變和抗疲勞性能。例如，SiCf/Ti復(fù)合材料軸向強(qiáng)度和模量都可以比基體高出近一倍，而且復(fù)合材料還有更低的疲勞裂紋擴(kuò)展速率和更高的疲勞強(qiáng)度[15-16]。表2給出了國(guó)內(nèi)外幾種典型SiCf/Ti復(fù)合材料軸向拉伸的力學(xué)性能，從表2中可以看出，復(fù)合材料的模量和強(qiáng)度都明顯高于其對(duì)應(yīng)的基體材料[1，6，15-17]。目前國(guó)外主要有兩種SiC纖維，即美國(guó)的SCS和英國(guó)的SM系列，國(guó)內(nèi)有中國(guó)科學(xué)院金屬研究所開發(fā)出IMR系列，對(duì)比三種纖維增強(qiáng)的Ti6Al4V材料的力學(xué)性能，可以看出國(guó)內(nèi)SiCf/Ti6Al4V力學(xué)性能指標(biāo)已經(jīng)與國(guó)外水平相當(dāng)。

表2 國(guó)內(nèi)外典型SiCf/Ti復(fù)合材料軸向拉伸性能[1，6，15-17]Table 2 Axial tensile properties of typical SiCf/Ti composites[1，6，15-17]

除了具有優(yōu)異的綜合力學(xué)性能之外，由于包含了具有陶瓷特性的SiC纖維， SiCf/Ti復(fù)合材料具有較低的熱膨脹系數(shù)。與高溫合金、高強(qiáng)鋼等傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)材料相比，其從室溫至1000 ℃均具有較低的熱膨脹系數(shù)（約 8×10-6·℃-1），這在一定程度上拓寬了該材料的應(yīng)用領(lǐng)域及范圍[18-19]。

1.3 SiCf/Ti復(fù)合材料國(guó)內(nèi)外應(yīng)用現(xiàn)狀

據(jù)最新報(bào)道，SiCf/Ti復(fù)合材料在下一代民用和軍用發(fā)動(dòng)機(jī)中都存在潛在的應(yīng)用[20]。據(jù)美國(guó)航空航天及宇航總署（NASA）預(yù)測(cè)，未來的航空發(fā)動(dòng)機(jī)用材料中，鈦基復(fù)合材料約占30%，鈦鋁基復(fù)合材料約占15%。SiCf/Ti復(fù)合材料由于其良好的耐高溫性能可以用在航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件以及超高速飛機(jī)蒙皮上，如低壓壓氣機(jī)葉片、低壓壓氣機(jī)葉環(huán)、高壓壓氣機(jī)葉環(huán)、矢量噴嘴和渦輪軸等。此外，由于其具有高比強(qiáng)度和比剛度，SiCf/Ti復(fù)合材料在要求輕質(zhì)高強(qiáng)的結(jié)構(gòu)件上也有著廣泛應(yīng)用，如起落架阻力臂和拉伸桿、液壓驅(qū)動(dòng)活塞桿和側(cè)撐、緊固件等[1，17]。根據(jù)構(gòu)件的應(yīng)用部位、受力特點(diǎn)以及外形特征，可分為環(huán)類構(gòu)件、桿類構(gòu)件以及板類構(gòu)件三大類。

由于鈦基復(fù)合材料單向排布性能優(yōu)異，在環(huán)類轉(zhuǎn)動(dòng)件上的優(yōu)勢(shì)尤其明顯，其良好的高溫性能有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能。圖1為采用SiCf/Ti復(fù)合材料研制的構(gòu)件。圖1（a）為從傳統(tǒng)葉盤和葉片設(shè)計(jì)到榫頭結(jié)構(gòu)葉盤和葉環(huán)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。采用鈦基復(fù)合材料葉環(huán)替代葉盤中的隔膜和孔區(qū)域，可實(shí)現(xiàn)超輕量級(jí)的葉環(huán)設(shè)計(jì)，相比鎳合金減重約70%；圖1（b）為在英國(guó)國(guó)防部支持下制備的EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)葉環(huán)驗(yàn)證件，減重可達(dá)37%，且可同時(shí)使溫度提高10%、轉(zhuǎn)速提高15%；圖1（c）為Rolls-Royce公司制備的SiCf/Ti葉環(huán)等構(gòu)件[1]。

圖1 采用SiCf/Ti復(fù)合材料研制的構(gòu)件 （a）傳統(tǒng)榫頭結(jié)構(gòu)葉盤至TiMMC葉環(huán)結(jié)構(gòu)的演變圖，內(nèi)插圖為最終形式的TiMMC葉環(huán)的剖面圖[1] ；（b）英國(guó)國(guó)防部所支持項(xiàng)目研制的EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)葉環(huán)構(gòu)件；（c）Rolls-Royce公司研制的各類TiMMC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件[1]Fig. 1 Components manufactured by SiCf/Ti composite material （a）structure evolution from the traditional disk to the TiMMC bling， illustration shows the cross-sectional view of the final form of TiMMC bling[1]；（b）EJ200 engine bling components developed by project of UK Ministry of Defense；（c）various TiMMC engine components developed by Rolls Royce[1]

SiCf/Ti復(fù)合材料是設(shè)計(jì)和制造高度一體化的材料，具有極強(qiáng)的設(shè)計(jì)性。根據(jù)構(gòu)件的服役溫度和受力特點(diǎn)，可設(shè)計(jì)具有不同結(jié)構(gòu)特征的構(gòu)件。SiCf/Ti復(fù)合材料除可應(yīng)用于葉環(huán)構(gòu)件外，還可用于制備各類桿狀構(gòu)件，并根據(jù)服役的環(huán)境和載荷特征，可大致分為渦輪軸、連桿以及緊固件等。采用SiCf/Ti復(fù)合材料制備渦輪軸相比鋼或鎳基合金構(gòu)件，可以實(shí)現(xiàn)減重約50%。剪切模量會(huì)比未增強(qiáng)的鈦合金軸增加約40%。圖2 為采用SiCf/Ti復(fù)合材料研制的桿件。圖2（a）和圖2（b）分別為采用不同鋪放角度的全尺寸SiCf/Ti渦輪軸和推力桿實(shí)物圖。F119發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管驅(qū)動(dòng)器傳動(dòng)活塞桿采用SiCf/Ti復(fù)合材料研制（長(zhǎng)35.6 cm，見圖2（c））[21]。GE公司用感應(yīng)等離子體沉積（IPD）法，將與軸向成±15°～45°的纖維條帶疊層熱壓復(fù)合制成長(zhǎng)127 cm、直徑12.1 cm的GE XTE-45實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪傳動(dòng)軸構(gòu)件，減重30%并提高剛度40%，如圖2（d）所示[21]。用預(yù)制的Ti箔/SiC織物單條帶及等離子噴涂條帶熱壓復(fù)合成F110發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片及尾噴部分的一些壓縮連桿，可減重43%，已在F-16上成功實(shí)驗(yàn)，如圖2（e）所示[21]。

圖2 采用SiCf/Ti復(fù)合材料研制的桿件 （a）全尺寸層鋪TiMMC渦輪軸[1]；（b）TiMMC 推力桿實(shí)物圖[1]；（c）F119發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管驅(qū)動(dòng)器傳動(dòng)活塞桿[21]；（d）GE XTE-45低壓風(fēng)扇軸圖2[21]；（e）F110連桿[21]；（f）SiCf/Ti復(fù)合材料連接件[19]Fig. 2 Rod components fabricated by SiCf/Ti composite （a）full size layered TiMMC turbine shaft[1]；（b） image of TiMMC strut[1]；（c）F119 engine vector nozzle driver transmission piston rod[21]；（d）GE XTE-45 low-pressure fan shaft[21]；（e）F110 connecting rod[21]；（f）SiCf/Ti composite joining element[19]

除了在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用之外，SiCf/Ti在飛機(jī)其他部件也獲得了較大的應(yīng)用。2003年，荷蘭的SP公司成功制備出F16戰(zhàn)斗機(jī)起落架的鈦基復(fù)合材料阻力臂，并在荷蘭進(jìn)行飛行實(shí)驗(yàn)[15]，與傳統(tǒng)鋼結(jié)構(gòu)構(gòu)件相比，大約可以實(shí)現(xiàn)減重40%～45%。此外，英國(guó)通過綜合機(jī)翼計(jì)劃采用SiCf/Ti制備了液壓驅(qū)動(dòng)活塞桿和側(cè)撐[1]。采用SiCf/Ti制備活塞桿的疲勞壽命是預(yù)期疲勞壽命的3倍，且通過幾何尺寸設(shè)計(jì)最多可以實(shí)現(xiàn)40%的減重。日本住友精密工業(yè)株式會(huì)社制備的起落架拉伸桿和傳統(tǒng)的300M鋼相比，可以實(shí)現(xiàn)約32%的減重。理想的SiCf/Ti應(yīng)該是沿著軸向承受載荷，連接部件是一個(gè)典型軸向受力應(yīng)用。圖2（f）為超高強(qiáng)度SiCf/Ti螺栓，既擁有高剛度又具有低的熱膨脹系數(shù)[19]。這類應(yīng)用利用了SiCf/Ti相對(duì)輕的質(zhì)量以及沿著纖維方向具有高的強(qiáng)度和剛度等優(yōu)勢(shì)，是未來航空航天領(lǐng)域極具潛力的緊固件選材。

SiCf/Ti復(fù)合材料板類構(gòu)件憑借其優(yōu)異的耐高溫和輕質(zhì)高強(qiáng)的性能，可以應(yīng)用在蒙皮和葉片上。利用SiC纖維在室溫和高溫高剛度的特性，通過對(duì)構(gòu)件中的纖維進(jìn)行三維排布，可進(jìn)一步提高構(gòu)件的強(qiáng)度。因此，SiCf/Ti復(fù)合材料板材是未來武器裝備的另一大需求。如美國(guó)Textron公司將SiC纖維夾在0.01 mm Ti合金箔片間，用熱壓擴(kuò)散結(jié)合法制成板材，并用于NASP的飛機(jī)蒙皮[22]，如圖3所示。采用SiCf/Ti復(fù)合材料制備發(fā)動(dòng)機(jī)葉片不但可以實(shí)現(xiàn)減重，還可以提高葉片的扭轉(zhuǎn)和振動(dòng)性能，英國(guó)TISICS采用纖維-箔制備方法制備出TiMMC壓氣機(jī)葉片，Rolls-Roycs公司研制了空心SPF風(fēng)扇葉片，DERA公司和普惠公司也成功開發(fā)了SiCf/Ti風(fēng)扇葉片。

圖3 航天飛機(jī)蒙皮[22]Fig. 3 Skin structures of space shuttles[22]

基于其優(yōu)良的性能特征和較強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性，SiCf/Ti復(fù)合材料還在諸多新興的領(lǐng)域展示出了應(yīng)用前景。利用SiCf/Ti復(fù)合材料制備的壓力容器，具備更薄的壁厚和更輕的質(zhì)量，同時(shí)擁有更短的定制周期，具有更強(qiáng)的耐疲勞壽命和承受熱沖擊的能力[23]。薄壁管狀的SiCf/Ti復(fù)合材料還可以用作空間飛行器機(jī)身的桁架結(jié)構(gòu)，隨著復(fù)合材料制造成本的降低，在機(jī)身結(jié)構(gòu)上有著廣泛的應(yīng)用前景[1]。SiCf/Ti復(fù)合材料的高剛度和低密度，使其在機(jī)器臂上也展現(xiàn)出了應(yīng)用潛質(zhì)，英國(guó)TISICS公司已經(jīng)做出原型機(jī)，復(fù)合材料的引入可以優(yōu)化加載路徑，提升強(qiáng)度并降低質(zhì)量[24]。

中國(guó)SiCf/Ti復(fù)合材料的應(yīng)用也主要集中航空航天領(lǐng)域，如發(fā)動(dòng)機(jī)葉環(huán)和渦輪軸、緊固件、飛機(jī)蒙皮等。北京航空材料研究院和中國(guó)科學(xué)院金屬研究所于“十一五”期間開展了鈦基復(fù)合材料葉環(huán)模擬件的制備工作。經(jīng)過十年來的技術(shù)積累和工藝攻關(guān)，已打通了鈦基復(fù)合材料葉環(huán)制備的全流程工藝路線，并掌握了葉環(huán)內(nèi)部缺陷控制、復(fù)合材料芯形狀及尺寸控制等關(guān)鍵技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了全尺寸鈦基復(fù)合材料葉環(huán)的制備，并通過了超轉(zhuǎn)破裂等地面考核工作[8，25]。十三五以來，北京航空材料研究院和中國(guó)科學(xué)院金屬研究所聯(lián)合開展了SiCf/Ti復(fù)合材料高溫緊固件研制，實(shí)現(xiàn)了不同規(guī)格不同頭型復(fù)合材料緊固件的制備。北京航空材料研究院還突破了異形板材制備技術(shù)，并通過了相關(guān)環(huán)境考核，為實(shí)際應(yīng)用提供了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。中國(guó)航空制造技術(shù)研究院等單位制備了SiCf/β21S復(fù)合材料蒙皮結(jié)構(gòu)，薄壁蒙皮帶筋條結(jié)構(gòu)件外形尺寸無缺陷，幾何尺寸與設(shè)計(jì)外形相符合，結(jié)構(gòu)件橫斷面微觀組織顯示復(fù)合材料具有良好的纖維排布，層間結(jié)合良好[26]。北京科技大學(xué)制備出了SiCf/TB8的蒙皮結(jié)構(gòu)件，完成蒙皮試件的性能考核驗(yàn)證，560 ℃熱平衡條件下的隔熱溫差達(dá)到75 ℃，700 ℃熱平衡條件下的隔熱溫差達(dá)到100 ℃，為SiC增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料在高超聲速飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用奠定理論與技術(shù)基礎(chǔ)[27]。

SiCf/Ti復(fù)合材料雖然經(jīng)過了幾十年的發(fā)展歷程，且國(guó)外已經(jīng)在材料研究及構(gòu)件研制方面取得了較大的突破，但供應(yīng)鏈中部分制造技術(shù)尚不成熟，同時(shí)材料的研制成本較高，制約該材料進(jìn)一步商業(yè)化發(fā)展。

2 SiCf/Ti復(fù)合材料設(shè)計(jì)、制備及檢測(cè)技術(shù)

2.1 SiCf/Ti復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計(jì)技術(shù)

SiCf/Ti復(fù)合材料制備的各類動(dòng)力裝置的零部件引發(fā)了結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度設(shè)計(jì)的巨大變化，是典型的設(shè)計(jì)-制造一體化的材料，因此構(gòu)件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化為整體性能優(yōu)化的先決基礎(chǔ)。以葉環(huán)零件為例，目前國(guó)外有多種結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料葉環(huán)，根據(jù)溫度和載荷分布的特點(diǎn)，所設(shè)計(jì)的復(fù)合材料葉環(huán)包含了單芯、雙肩、三縱以及五芯四種結(jié)構(gòu)，如圖4所示。在葉環(huán)設(shè)計(jì)時(shí)，復(fù)合材料芯的位置、形狀、尺寸以及纖維體積分?jǐn)?shù)為葉環(huán)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。據(jù)報(bào)道，SiCf/Ti復(fù)合材料通常在纖維體積分?jǐn)?shù)為35%～42%時(shí)獲得最佳力學(xué)性能，而對(duì)于不同基體的鈦基復(fù)合材料構(gòu)件，其內(nèi)部殘余應(yīng)力狀態(tài)不盡相同，因此其對(duì)纖維體積分?jǐn)?shù)的需求也存在一定差異。

圖4 國(guó)外SiCf/Ti復(fù)合材料葉環(huán)不同的設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu) （a）單芯結(jié)構(gòu)；（b）雙肩結(jié)構(gòu)；（c）三縱結(jié)構(gòu)；（d）五芯結(jié)構(gòu)Fig. 4 Different design structures of SiCf/Ti composite bling （a）single-core structure；（b）double-shoulder structure；（c）threelongitudinal structure；（d）five-core structure

SiCf/Ti復(fù)合材料桿類構(gòu)件的設(shè)計(jì)大致可分為兩類，承受轉(zhuǎn)動(dòng)載荷和承受軸向載荷。承受轉(zhuǎn)動(dòng)載荷時(shí)，通常纖維通常沿±45°進(jìn)行纏繞以同時(shí)提高抗扭抗彎性能，承受軸向載荷時(shí)則通常設(shè)計(jì)承載方向沿著纖維軸向。SiCf/Ti復(fù)合材料因具有強(qiáng)烈的各向異性，在板材設(shè)計(jì)時(shí)則根據(jù)不同方向的強(qiáng)度和剛度需求，按照0°、90°、±45°以及不同角度之間的組合進(jìn)行設(shè)計(jì)，從而獲得滿足性能要求的構(gòu)件。

2.2 SiCf/Ti復(fù)合材料及構(gòu)件制備技術(shù)

目前常用的SiCf/Ti復(fù)合材料的制備方法有多種，主要為箔壓法（foil-fiber-foil，F(xiàn)FF）[28]、基體涂層法（matrix coated fiber， MCF）[29]、粉末漿料法（powder method）[30]、等離子噴涂法（plasma spray）[31]、金屬絲法（metal wire method）[32]、真空吸鑄法（suction casting）[33]、放電等離子燒結(jié)法（spark plasma sintering）[34]以及增材制造法（additive manufacturing）[35]等。表3給出了SiCf/Ti復(fù)合材料不同制備方法優(yōu)缺點(diǎn)的對(duì)比。箔壓法為將金屬箔材和纖維交替疊放后進(jìn)行熱壓成型。箔壓法工序簡(jiǎn)單，適用于板類構(gòu)件的研制，如蒙皮、葉片等。此方法制備過程中金屬基體的組織容易控制，且成型過程中體積收縮較小，可更好地實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料形狀的控制。但該方法制備的復(fù)合材料中纖維分布不均勻，容易發(fā)生纖維碰撞接觸，造成應(yīng)力集中引發(fā)內(nèi)部缺陷，因此纖維的固定以及均勻分布為該方法的關(guān)鍵技術(shù)之一。早期研究中通過有機(jī)黏結(jié)劑將纖維固定在箔材上，在熱壓過程中通過加熱的方法去除膠體后再進(jìn)行成型。該方法在一定程度上可以避免纖維的移動(dòng)，但在膠體去除后仍無法完全規(guī)避纖維的“移位”問題。近年來興起的箔材刻槽技術(shù)可將纖維固定在箔材表面的凹槽內(nèi)以防止纖維發(fā)生錯(cuò)位，美國(guó)已采用該方法制備了環(huán)類構(gòu)件。同時(shí)鈦合金箔材制備的高成本也制約了該技術(shù)的推廣。α+β合金軋制時(shí)需要頻繁的退火和非常嚴(yán)格的過程控制，而近α合金和金屬間化合物箔材制備難度更大，因此較難獲得滿足使用要求的箔材，故箔壓法只能適用于構(gòu)型簡(jiǎn)單的零件。

表3 SiCf/Ti復(fù)合材料不同制備方法的比較Table 3 Comparison of different manufacturing methods for SiCf/Ti composites

基體涂層法的最早使用可追溯于50年前，該方法將目標(biāo)鈦合金基體預(yù)先涂覆在纖維表面，制備成鈦合金先驅(qū)絲。然后根據(jù)零件形狀進(jìn)行先驅(qū)絲的鋪排或纏繞，并經(jīng)過熱壓或熱等靜壓實(shí)現(xiàn)內(nèi)部致密化成型，因此適用于纏繞形式的產(chǎn)品，如環(huán)、盤以及軸等。在熱壓或熱等靜壓的過程中先驅(qū)絲依次經(jīng)歷緩慢致密化階段、加速致密化階段、快速致密化階段和減速致密化階段。先驅(qū)絲堆垛排布方式、纖維體積分?jǐn)?shù)、熱等靜壓升溫和升壓速率都會(huì)對(duì)致密度產(chǎn)生影響，選擇適當(dāng)?shù)臒岬褥o壓參數(shù)是降低復(fù)合材料內(nèi)部缺陷的關(guān)鍵手段[36]。該方法適用于各類鈦合金基體，因?yàn)殁伜辖鸢胁倪h(yuǎn)比鈦合金箔材易于獲得。先驅(qū)絲外層均勻包覆的鈦合金鍍層可使復(fù)合材料中纖維有序、均勻的分布，同時(shí)可通過調(diào)節(jié)鈦合金鍍層的厚度實(shí)現(xiàn)對(duì)纖維體積分?jǐn)?shù)的調(diào)控，獲得綜合力學(xué)性能優(yōu)異的復(fù)合材料。通過對(duì)各種不同路線中提取的纖維進(jìn)行拉伸實(shí)驗(yàn)對(duì)比，結(jié)果表明基體涂層法是所有工藝過程中對(duì)纖維損傷最小的方法。圖5為不同制備方法復(fù)合材料的纖維間距分布和疲勞性能，從圖5（a）纖維間距分布情況中可以看出，基體涂覆法中纖維分布最均勻[37]。圖5（b）顯示基體涂覆法制備的復(fù)合材料疲勞性能遠(yuǎn)高于FFF法制備的復(fù)合材料，因此該方法成為目前SiCf/Ti復(fù)合材料的主要制備方法。

圖5 不同制備方法復(fù)合材料的纖維間距分布和疲勞性能[37] （a）纖維間距分布；（b）疲勞性能Fig. 5 Fiber spacing distributions and fatigue performances of composite materials with different preparation methods[37] （a）fiber spacing distribution；（b）fatigue performance

粉末漿料法是一種低成本制備SiCf/Ti復(fù)合材料的方法。該方法通過將粉末與有機(jī)黏結(jié)劑混合為漿料，然后將纖維垂直從漿料中穿過后實(shí)現(xiàn)先驅(qū)絲制備，隨后進(jìn)行除膠熱壓實(shí)現(xiàn)成型。該方法的關(guān)鍵為選擇合適的黏結(jié)劑，需滿足在成型中的較低溫度下完全去除的要求[7]。通常選用聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）和聚乙烯醇（PVA）等。但該方法所獲得的先驅(qū)絲厚度不均勻，且所能制備的鈦合金基體較為有限，需要較為成熟的合金制粉工藝，因此目前很難成為鈦基復(fù)合材料的主流制備工藝。

等離子噴涂法通過在纖維表面進(jìn)行金屬噴涂以形成纖維帶，制備為預(yù)制體后致密化成型。但該方法很難實(shí)現(xiàn)高質(zhì)量鈦合金鍍層的涂覆，同時(shí)涂覆溫度較高，易導(dǎo)致纖維和基體發(fā)生嚴(yán)重的界面反應(yīng)，因此其實(shí)際應(yīng)用受到局限[31]。金屬絲法是將纖維與直徑約為200～250 μm的鈦合金絲進(jìn)行有序排列后進(jìn)行熱壓成型，該方法的難點(diǎn)仍在于小尺寸且直徑均勻的鈦合金絲材的獲得[32]。

增材制造技術(shù)顯著提升了設(shè)計(jì)的自由度和制造的靈活性，適合復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的直接成形，在小批量生產(chǎn)時(shí)具有明顯的周期短成本低的優(yōu)勢(shì)。齊海波課題組嘗試?yán)眉す馊鄹帛B層增材制造技術(shù)制備SiCf/Ti6Al4V復(fù)合材料[35，38]。首先通過鋪絲裝置將SiC纖維均勻的鋪設(shè)在鈦合金基板上，而后通過激光直接沉積制備出單層SiCf/Ti復(fù)合材料，最后采用最優(yōu)的單層工藝參數(shù)，制備疊層塊體試樣。與傳統(tǒng)制造方式不同的是，增材制造中激光和鈦合金熔體產(chǎn)生的高溫環(huán)境會(huì)損傷SiC纖維，因此控制成型工藝參數(shù)（激光功率、掃描速度和角度等）對(duì)于減少材料缺陷和提升性能至關(guān)重要。比如，激光掃描方向與纖維平行，單根纖維受到持續(xù)的熱載荷，易造成燒損；激光掃描方向與纖維夾角垂直，單根纖維受到循環(huán)熱載荷，不易燒損。隨著熔覆層數(shù)的增加，由于表面粗糙度增加，鈦粉熔融滴落過程中會(huì)導(dǎo)致纖維的燒損和移動(dòng)，進(jìn)而增加了材料的缺陷。增材制造是一個(gè)急冷急熱的過程，這使得纖維和金屬之間的元素?cái)U(kuò)散時(shí)間短，界面均勻程度和界面產(chǎn)物的控制較困難，通過高溫?zé)岜┞短幚砜稍谝欢ǔ潭壬蠝p輕界面缺陷[38]。盡管增材制造技術(shù)在SiCf/Ti復(fù)合材料制備中顯現(xiàn)出一定的應(yīng)用前景，目前還有一些技術(shù)問題需要克服，如纖維損傷、界面缺陷、后續(xù)熔覆層纖維排列和纖維層間距控制等。

當(dāng)然，SiCf/Ti復(fù)合材料的制備方法并不僅限于上述工藝方法，也可進(jìn)行不同制備方法之間的組合，這完全取決于材料設(shè)計(jì)者和制造者的創(chuàng)意。隨著整個(gè)工業(yè)發(fā)展中各類技術(shù)的成熟，未來SiCf/Ti復(fù)合材料的制備工藝也會(huì)不斷地得到優(yōu)化和提升。

2.2.1 SiC纖維制備及性能優(yōu)化技術(shù)

區(qū)別于束絲SiC纖維，單絲SiC纖維通常以W芯或C芯為載體，通過化學(xué)氣相沉積（chemical vapor deposition，CVD）方法，在（MTS CH3SiCl3）和/或（DCMS CH3SiHCl2）的氫和/或氬混合反應(yīng)氣體中裂解生長(zhǎng)中獲得，因此稱為單絲SiC纖維。目前已商業(yè)化的連續(xù)單絲SiC纖維公司主要有兩家公司，美國(guó)的Specialty Materials（前身為Textron公司）和英國(guó)的TISICS公司（前身為DERA公司）。Specialty Materials公司是目前全世界唯一一家C芯SiC纖維生產(chǎn)商，其研發(fā)的SCS系列纖維使用C芯作為纖維的芯材[39]，最高使用溫度可達(dá)1400 ℃。而TISICS公司研發(fā)的SM（Sigma）纖維采用W芯作為纖維芯材，最高使用溫度為1100 ℃。隨著纖維制備技術(shù)的發(fā)展，兩家公司均推出了較早期性能更優(yōu)異的SiC纖維[40]，如表4所示[41-42]。

表4 目前商業(yè)化SiC纖維參數(shù)[41-42]Table 4 Parameters for current commercialized SiC fiber[41-42]

國(guó)內(nèi)北京航空材料研究院和中國(guó)科學(xué)院金屬研究所均于20世紀(jì)末期開展了W芯SiC纖維的研制工作。研究初期中國(guó)科學(xué)院金屬研究所通過射頻加熱CVD法制備了SiC纖維，但由于高頻電磁輻射嚴(yán)重且極不穩(wěn)定，存在纖維產(chǎn)量低、批次不穩(wěn)定等問題[6]。通過工藝改進(jìn)和優(yōu)化，現(xiàn)采用分段式直流電阻工藝實(shí)現(xiàn)了高性能SiC纖維的制備。北京航空材料研究院在纖維研制方面起步略晚，通過系統(tǒng)研究常壓下直流電阻加熱工藝中關(guān)鍵工藝參數(shù)對(duì)纖維生長(zhǎng)的影響規(guī)律[43]，具體包括硅烷原料配比、氣體流量比、沉積溫度以及走絲速率等對(duì)纖維微觀結(jié)構(gòu)以及性能的影響，獲得了最佳的SiC纖維沉積工藝窗口，并實(shí)現(xiàn)了高性能W芯SiC纖維的研制。在實(shí)際纖維工程化應(yīng)用過程中發(fā)展了SiC纖維在線無損檢測(cè)技術(shù)，采用激光測(cè)徑儀在線連續(xù)監(jiān)測(cè)纖維直徑的變化，以此識(shí)別纖維沉積過程中明顯的生長(zhǎng)缺陷。

由于SiC纖維反應(yīng)器結(jié)構(gòu)和沉積條件（沉積溫度、氣體種類、原料比例等）十分復(fù)雜，因此SiC纖維的微觀結(jié)構(gòu)對(duì)工藝具有較強(qiáng)的敏感性，故探索SiC纖維的強(qiáng)度與其成分和微觀結(jié)構(gòu)之間的關(guān)系十分必要。因此北京航空材料研究院團(tuán)隊(duì)針對(duì)所制備的SiC纖維開展了纖維的生長(zhǎng)機(jī)理和失效行為的研究[44]，結(jié)果表明，高性能SiC纖維（≥3800 MPa）和低性能SiC纖維（≤3200 MPa）的斷裂均發(fā)生在W/SiC界面反應(yīng)層，裂紋在該處起源后向W芯和SiC鞘層兩個(gè)方向同時(shí)擴(kuò)展，并在W芯處出現(xiàn)解理面， 而SiC鞘層則呈現(xiàn)扇形特征，如圖6所示。與低性能纖維相比，高性能SiC纖維具有高結(jié)晶度SiC柱狀晶（圖7所示），使得裂紋沿β-SiC柱狀晶的擴(kuò)展臺(tái)階更高，裂紋擴(kuò)展路徑也更長(zhǎng)，故斷裂消耗的能量也越大，導(dǎo)致具有該結(jié)構(gòu)特征的纖維具有更高的拉伸強(qiáng)度。

圖6 兩種SiC纖維拉伸斷口詳細(xì)的SEM圖[44] （a）SiC-3200纖維；（b）SiC-3800纖維Fig. 6 Detailed SEM tensile fracture morphologies of two types of SiC fibers[44] （a） SiC-3200 fiber；（b） SiC-3800 fiber

圖7 SiC-3800纖維和SiC-3200纖維的顯微結(jié)構(gòu)特征示意圖[44]Fig. 7 Schematic diagrams of microstructure characteristics of SiC-3800 fiber and SiC-3200 fiber[44]

作為高溫結(jié)構(gòu)材料，SiC纖維主要服役環(huán)境為高溫環(huán)境，因此經(jīng)過高溫?zé)岜┞逗螅浣Y(jié)構(gòu)和性能的變化情況就顯得十分重要。SiCf/Ti17復(fù)合材料經(jīng)過激光表面重熔后，由于纖維的高溫經(jīng)歷，W/SiC的界面發(fā)生反應(yīng)，生成W2C和W5Si3相[45]。界面結(jié)構(gòu)的改變會(huì)影響SiCf纖維的力學(xué)性能，以強(qiáng)度為3500 MPa的W芯SiC纖維為研究對(duì)象，研究其經(jīng)過1100、1200、1300 ℃和1400 ℃溫度下2 h的真空熱處理后W/SiC界面、SiC鞘層和表面C涂層的結(jié)構(gòu)演化及對(duì)應(yīng)的拉伸強(qiáng)度變化。研究結(jié)果表明，經(jīng)過1100 ℃熱處理后，W/SiC界面層厚度增至500 nm，引發(fā)裂紋重疊及合并效應(yīng)，W/SiC界面層厚度增加提高了應(yīng)力集中程度，導(dǎo)致纖維力學(xué)性能大幅度退化，但仍達(dá)到3000 MPa。1200 ℃熱處理后，界面層增厚并出現(xiàn)柯肯達(dá)爾孔洞，裂紋擴(kuò)展加速且鏡面區(qū)增加，導(dǎo)致纖維強(qiáng)度大幅退化至2160 MPa。更高溫度（1300 ℃和1400 ℃）熱處理導(dǎo)致了界面反應(yīng)層厚度超過3 μm，鏡面區(qū)也超過2.5 μm，纖維強(qiáng)度退化到1000 MPa[46]。

經(jīng)過近十年來的努力，國(guó)內(nèi)研制的W芯SiC纖維室溫抗拉強(qiáng)度可到3800 ～ 4200 MPa，模量400 GPa，直徑約為（100±2） μm。纖維研制可達(dá)到世界領(lǐng)先水平，且均實(shí)現(xiàn)了纖維的小批量制備，可滿足工程化應(yīng)用的需求。為瞄準(zhǔn)未來裝備對(duì)耐溫材料更高的輕量化的要求，目前北京航空材料研究院也正積極發(fā)展C芯SiC纖維沉積技術(shù)。

2.2.2 界面涂層的設(shè)計(jì)及調(diào)控

復(fù)合材料的力學(xué)性能取決于金屬基體、增強(qiáng)體，以及它們之間用于載荷傳遞和應(yīng)力協(xié)調(diào)的界面反應(yīng)層[47]。界面反應(yīng)層的厚度和界面剪切強(qiáng)度對(duì)斷裂行為有重要的影響。通常而言，適中的界面結(jié)合強(qiáng)度有利于充分發(fā)揮纖維和基體材料的優(yōu)勢(shì)。為了獲得充分黏合的界面，有必要了解界面的微觀結(jié)構(gòu)以及熱穩(wěn)定性、界面力學(xué)性能以及加工和使用條件，而界面的關(guān)鍵在于涂層，因此SiCf/Ti復(fù)合材料的界面調(diào)控應(yīng)從涂層著手進(jìn)行研究。

SiCf/Ti復(fù)合材料致密化成型及服役環(huán)境均為高溫，在700 ℃以上時(shí)SiC纖維和鈦合金基體發(fā)生的劇烈的界面反應(yīng)將阻礙鈦基復(fù)合材料在高溫下的實(shí)際應(yīng)用[48-49]。涂層不僅可以在高溫下減緩界面反應(yīng)程度，還可改善因纖維和基體之間因熱膨脹系數(shù)不匹配而導(dǎo)致的熱殘余應(yīng)力，并保護(hù)纖維在搬運(yùn)與操作過程中不受傷害?，F(xiàn)有的SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料體系中，常采用C[50-51]、TiB2[52]、TiC、TiN以及Mo[53-54]等作為惰性涂層以緩解界面反應(yīng)。美國(guó)的SCS系列通常采用1～3 μm富C涂層，富C涂層或碳芯SCS-6纖維暴露在600 ℃或者更高溫度下時(shí)，會(huì)快速氧化且降低復(fù)合材料性能。英國(guó)SM 32XX 系列纖維采用了雙涂層結(jié)構(gòu)，分別為OLC（on-line coating）和ILC（in-line coating）涂層，其中ILC為C和SiC以一定比例混合形成的片層結(jié)構(gòu)的涂層，用以保護(hù)纖維并在成型過程中形成界面反應(yīng)層[40]。另據(jù)研究表明，界面反應(yīng)速率會(huì)被合金元素降低，尤其是β穩(wěn)定元素。因此呂祥鴻研究了C/Mo涂層對(duì)SiCf/Ti6Al4V的影響，采用C/Mo涂層時(shí)形成的界面在700 ℃時(shí)具有良好的熱穩(wěn)定性，可對(duì)纖維起到良好的保護(hù)作用[52]。值得注意的是，Mo是一種β穩(wěn)定元素，Mo涂層可以在鈦合金基體和涂層之間形成β相區(qū)域，由于β相較軟，Mo涂層的引入可以抑制熱暴露后界面剪切強(qiáng)度的升高[55]。

對(duì)界面涂層的優(yōu)化，不僅體現(xiàn)在涂層種類的選擇上，也體現(xiàn)在涂層微觀結(jié)構(gòu)的控制上。根據(jù)涂層的種類和結(jié)構(gòu)特征，可采用化學(xué)氣相沉積或物理氣相沉積的方法制備惰性涂層?；瘜W(xué)氣相沉積采用單獨(dú)的沉積室可實(shí)現(xiàn)C涂層的制備，其制備工藝對(duì)涂層及界面層結(jié)構(gòu)具有重要的影響。北京航空材料研究院研究團(tuán)隊(duì)深入研究了C涂層沉積過程中沉積溫度對(duì)其結(jié)構(gòu)和性能的影響，研究表明較高的沉積溫度（1000 ℃）所形成的C層中亂層石墨涂層具有較高的有序度（高織構(gòu)），而在920 ℃時(shí)形成的C層為中織構(gòu)涂層，含有較多的非晶C，從而獲得具有不同微結(jié)構(gòu)的界面反應(yīng)層[56]。

2.2.3 鈦合金基體組織調(diào)控及性能優(yōu)化技術(shù)

SiCf/Ti復(fù)合材料中高性能鈦合金先驅(qū)絲沉積是承上啟下的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，決定了纖維體積分?jǐn)?shù)以及基體微觀組織及性能，其最高服役溫度與鈦合金基體的各項(xiàng)性能特征密切相關(guān)，因此SiCf/Ti復(fù)合材料的材料體系主要根據(jù)所采用的鈦合金基體種類來劃定。表5總結(jié)了目前SiCf/Ti研究中所涉及的鈦合金種類，包括Ti-6-4，Ti-15-3，Ti17，Ti-22Al-23Nb、Ti-15-3、Ti-15-3-3-3等[41-42，57]。

表5 金屬基復(fù)合材料中常用的鈦合金基體及分類[41-42，57]Table 5 Classification for reinforced titanium alloy matrix in metal matrix composites[41-42，57]

鈦合金先驅(qū)絲通?？赏ㄟ^物理氣相沉積（PVD）制備，其中磁控濺射法是目前應(yīng)用最廣的方法。對(duì)復(fù)合材料先驅(qū)絲制備工藝的調(diào)控是后續(xù)制備出高質(zhì)量構(gòu)件的關(guān)鍵。目前英國(guó)和美國(guó)已經(jīng)將PVD這種沉積方法建成了中試規(guī)模。采用該方法制備的鈦合金涂層組織非常細(xì)小，與纖維結(jié)合良好且沒有裂紋。復(fù)合材料中纖維體積分?jǐn)?shù)取決于先驅(qū)絲厚度，通過調(diào)控先驅(qū)絲沉積厚度實(shí)現(xiàn)對(duì)纖維體積分?jǐn)?shù)的調(diào)節(jié)。通常纖維體積分?jǐn)?shù)為35%～42%時(shí)復(fù)合材料具有良好的綜合性能，當(dāng)纖維直徑為100 μm時(shí)，先驅(qū)絲厚度對(duì)應(yīng)約為24.5～27 μm。采用物理氣相沉積法沉積至SiC纖維表面的鈦合金涂層具有一定的生長(zhǎng)應(yīng)力，因此當(dāng)涂層厚度較厚時(shí)涂層內(nèi)部易出現(xiàn)開裂的情況。通過調(diào)節(jié)先驅(qū)絲沉積過程的關(guān)鍵工藝參數(shù)，可實(shí)現(xiàn)對(duì)先驅(qū)絲鈦合金涂層生長(zhǎng)應(yīng)力的調(diào)控，實(shí)現(xiàn)較厚（＞28 μm）鈦合金涂層的涂覆，同時(shí)先驅(qū)絲厚度精度可控制在±1 μm。在高性能鈦合金先驅(qū)絲沉積技術(shù)方面，國(guó)內(nèi)已開展了一系列鈦合金先驅(qū)絲沉積技術(shù)的研究，從中高溫鈦合金（TC4、TC17）至高溫鈦合金（TA19、TA29），再至金屬間化合物（Ti2AlNb、Ti3Al、TiAl）的沉積，已突破了高性能鈦合金先驅(qū)絲沉積技術(shù)，圖8為各類鈦合金先驅(qū)絲橫截面照片[42，58 ]。

圖8 不同牌號(hào)的鈦合金先驅(qū)絲照片 （a）SiCf -TC17；（b）SiCf -Ti60；（c）SiCf -TA19；（d）SiCf -TiAlFig. 8 Morphologies of precursor wires with different titanium alloys （a） SiCf -TC17；（b） SiCf -Ti60；（c） SiCf -TA19；（d）SiCf -TiAl

相比磁控濺射法制備鈦合金先驅(qū)絲，美國(guó)3M和FMW發(fā)明了一種更為簡(jiǎn)單的氣相沉積技術(shù)——電子束蒸鍍（EBPVD）。英國(guó)DERA公司也創(chuàng)建了類似的設(shè)備，且Rolls-Royce公司采用該方法制備了大量金屬基復(fù)合材料葉環(huán)。EBPVD法可提高鈦合金先驅(qū)絲的連續(xù)化程度，但電子束蒸鍍過程的鈦合金材料利用率較低，僅為5%。近年來開發(fā)的離子濺射法可實(shí)現(xiàn)鈦合金先驅(qū)絲的制備，且直徑控制在±3 μm內(nèi)，目前德國(guó)DLR、法國(guó)ONERA和英國(guó)Rolls-Royce公司開展了相關(guān)研究。

鈦合金先驅(qū)絲作為SiCf/Ti復(fù)合材料的中間材料，其各項(xiàng)性能對(duì)后續(xù)工藝及性能的影響至關(guān)重要[58]。北京航空材料研究院團(tuán)隊(duì)通過開展磁控濺射工藝（如靶基距、沉積溫度、濺射偏壓、沉積壓強(qiáng)等）對(duì)各類鈦合金先驅(qū)絲微觀結(jié)構(gòu)等影響規(guī)律研究，發(fā)現(xiàn)調(diào)控濺射偏壓Vb可實(shí)現(xiàn)對(duì)涂層微觀結(jié)構(gòu)的有效調(diào)整。其原理為在等離子體和基片之間施加額外的電場(chǎng)，負(fù)偏壓對(duì)濺射離子產(chǎn)生加速作用。濺射偏壓越大，入射粒子能量越大，在基片表面的遷移能力就越強(qiáng)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)涂層微結(jié)構(gòu)的改變。例如，在沉積Ti2AlNb涂層時(shí)采用高Vb誘導(dǎo)Nb偏析到晶界，可促使Ti2AlNb涂層的非晶化，當(dāng)Vb為-120 V時(shí)，形成富Nb非晶殼包裹Ti2AlNb納米晶核的均勻納米晶-非晶雙相納米結(jié)構(gòu)，該獨(dú)特結(jié)構(gòu)可使Ti2AlNb涂層在保持韌性的情況下硬度提高至15.2 GPa[42]。此外，通過調(diào)控Vb還可對(duì)生長(zhǎng)應(yīng)力進(jìn)行調(diào)節(jié)，隨著濺射偏壓的增大，沉積的鈦合金涂層逐漸從張應(yīng)力狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力狀態(tài)，有利于提高鈦合金涂層與纖維的結(jié)合狀態(tài)，此規(guī)律已在TC17、Ti60、TiAl等多種類鈦合金先驅(qū)絲制備研究中得到了印證，因此通過調(diào)控濺射偏壓實(shí)現(xiàn)對(duì)先驅(qū)絲中鈦合金的成分、結(jié)構(gòu)以及性能的綜合調(diào)控是較為有效的方法。

針對(duì)鈦合金先驅(qū)絲的性能研究，受限于SiCf/Ti復(fù)合材料中鈦合金基體的空間尺寸，基體材料的宏觀測(cè)試受到局限，納米壓痕具有較高的定位能力和微區(qū)表征能力，因此采用該方法可開展對(duì)鈦合金基體進(jìn)行微觀力學(xué)性能的研究。北京航空材料研究院團(tuán)隊(duì)通過采用不同應(yīng)變速率對(duì)具有不同微觀組織的鈦合金基體進(jìn)行了微觀力學(xué)性能的研究，表明了SiCf/TC17復(fù)合材料中具有片層組織的鈦合金基體具有更低的應(yīng)變速率敏感因子m，反映出更優(yōu)的抗變形能力[59]。

2.2.4 SiCf/Ti復(fù)合材料成型工藝

SiCf/Ti復(fù)合材料的成型在于實(shí)現(xiàn)各組分之間的熔合和致密化，在該過程中SiC纖維外層涂層與鈦合金發(fā)生界面反應(yīng)，形成穩(wěn)定的化學(xué)結(jié)合。鈦合金涂層發(fā)生塑性流動(dòng)實(shí)現(xiàn)孔洞的閉合，因此成型過程需協(xié)同調(diào)控界面反應(yīng)和致密化程度。通常采用熱壓（VHP）和熱等靜壓（HIP）對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料進(jìn)行成型，其控制參量主要為成型溫度、成型壓力以及保溫保壓時(shí)間。近年來研究者們開發(fā)了超塑成形/擴(kuò)散結(jié)合（SPF/DB）、火花等離子燒結(jié)技術(shù)（SPS）及快速紅外成型技術(shù)[60]。其中火花等離子燒結(jié)技術(shù)和快速紅外成型技術(shù)均利用了高溫下快速成型的特點(diǎn)以縮短成型時(shí)間，以期控制界面反應(yīng)程度。快速紅外成型技術(shù)的時(shí)間短、溫度高、溫度控制較難，所制備的材料無法實(shí)現(xiàn)大尺寸化，同時(shí)界面反應(yīng)存在較大的波動(dòng)，因此尚未被廣泛采用。北京航空材料研究院團(tuán)隊(duì)開展了SiCf/Ti復(fù)合材料的SPS成型技術(shù)，在50 MPa、900 ℃下保溫15 min基體可實(shí)現(xiàn)致密化，相對(duì)密度達(dá)到99.4%。相比傳統(tǒng)的致密化成型工藝，可大幅縮短成型時(shí)間，反應(yīng)層厚度可控制在0.8 μm左右。整個(gè)燒結(jié)過程可分為先驅(qū)絲表面凈化與活化、快速致密化和蠕變致密化3個(gè)階段[34]。未來可嘗試采用該方法制備尺寸更大的板類構(gòu)件。

2.3 SiCf/Ti復(fù)合材料無損檢測(cè)技術(shù)

隨著對(duì)裝備中各級(jí)零部件的性能、壽命、可靠性和安全性要求的不斷提高，構(gòu)件的質(zhì)量問題也受到了更多的關(guān)注和重視。要求檢出構(gòu)件中更小的缺陷，并在維修維護(hù)的檢測(cè)要求中有更快速以及原位檢測(cè)的技術(shù)。這些需求也推動(dòng)了各類無損檢測(cè)技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用。目前SiCf/Ti復(fù)合材料內(nèi)部缺陷的無損檢測(cè)方法主要有超聲法和射線法等，近年來工業(yè)（微納）CT、同步X射線以及聲發(fā)射等檢測(cè)技術(shù)也在該材料的檢測(cè)中獲得越來越多的應(yīng)用。每種檢測(cè)方法因檢測(cè)原理不同而使檢測(cè)信號(hào)的側(cè)重點(diǎn)和局限性不同，將不同測(cè)試方法結(jié)果結(jié)合可擴(kuò)大有效檢測(cè)范圍，實(shí)現(xiàn)對(duì)材料和構(gòu)件更全面的檢測(cè)以及認(rèn)識(shí)。

超聲檢測(cè)是利用超聲波對(duì)材料中的宏觀缺陷進(jìn)行檢測(cè)，主要根據(jù)超聲波在材料中傳播時(shí)的特性，如聲波在通過材料時(shí)能量會(huì)發(fā)生損失，在兩種介質(zhì)的分界面會(huì)發(fā)生反射等。在評(píng)估缺陷時(shí)所收集的信息包含來自材料內(nèi)部各種不連續(xù)的反射信號(hào)及其幅度，入射信號(hào)與接收信號(hào)之間的聲傳播時(shí)間以及聲波通過材料以后能量的衰減。北京航空材料研究院在20世紀(jì)80年代中期開始研究超聲C掃描檢測(cè)技術(shù)，研發(fā)了國(guó)內(nèi)最初的數(shù)控和計(jì)算機(jī)控制的掃描成像系統(tǒng)。采用超聲水浸聚焦C掃描可對(duì)復(fù)合材料葉環(huán)進(jìn)行缺陷檢測(cè)和底波損失檢測(cè)。當(dāng)纖維與界面結(jié)合良好時(shí)信號(hào)幅度較均勻，在C掃描圖上呈現(xiàn)出較為統(tǒng)一的顏色；當(dāng)界面結(jié)合不良時(shí)，界面反射信號(hào)幅度升高，在C掃描圖上表現(xiàn)出明顯的顏色變化[61]。在整體葉環(huán)結(jié)合界面的超聲檢測(cè)中，利用底波監(jiān)控與缺陷檢測(cè)結(jié)果，可識(shí)別結(jié)合界面處的孔洞類界面缺陷信號(hào)，缺陷反射信號(hào)幅度增高同時(shí)伴隨底波反射幅度明顯降低，且C掃描圖像中出現(xiàn)明顯的不連續(xù)[62]。孔洞類缺陷其超聲、X射線以及CT檢測(cè)結(jié)果對(duì)應(yīng)較好，如圖9所示，從圖中可以明顯分辨環(huán)形件中的異常區(qū)域，且兩種檢測(cè)方式具有較好的對(duì)應(yīng)關(guān)系?；诔曨^波理論，利用超聲爬波法能夠成功地檢測(cè)纖維環(huán)試樣中不同深層的斷絲缺陷，有望解決SiCf/Ti復(fù)合材料整體葉環(huán)中深埋型纖維環(huán)斷絲缺陷的無損檢測(cè)難題[63]。Rokhlin等通過研究SiCf/Ti15V-3Cr-3Al-3Sn復(fù)合材料在疲勞損傷過程中不同階段的超聲聲速、回波信號(hào)的反射譜、超聲衰減系數(shù)等參數(shù)的變化，對(duì)材料的疲勞損傷進(jìn)行評(píng)價(jià)，包括微觀結(jié)構(gòu)的變化等[64]。雖然超聲檢測(cè)在復(fù)合材料領(lǐng)域應(yīng)用較多，但理論模型和預(yù)測(cè)研究仍然較少，僅停留在通過實(shí)驗(yàn)建立對(duì)應(yīng)關(guān)系階段。

圖9 SiCf/Ti復(fù)合材料環(huán)形件超聲和CT檢測(cè)缺陷信號(hào)圖 （a）超聲檢測(cè)；（b）CT檢測(cè)Fig. 9 Ultrasonic signal map and CT signal map of the defect in SiCf/Ti composite bling （a） ultrasonic；（b） CT

由于不同鈦合金制件中纖維與金屬結(jié)合界面質(zhì)量存在的問題不同，而界面結(jié)合質(zhì)量對(duì)整體葉環(huán)的性能影響較大，是整體葉環(huán)內(nèi)部質(zhì)量的檢測(cè)重要環(huán)節(jié)。因此采用高超聲技術(shù)評(píng)價(jià)SiCf/Ti復(fù)合材料中纖維與金屬界面結(jié)合質(zhì)量是重要的研究方向。對(duì)不同結(jié)構(gòu)、不同牌號(hào)的鈦基復(fù)合材料環(huán)形件開展缺陷檢測(cè)實(shí)驗(yàn)和方法研究，正確評(píng)價(jià)復(fù)合材料與金屬界面的缺陷，最終為鈦基復(fù)合材料葉環(huán)的質(zhì)量評(píng)價(jià)以及出廠檢驗(yàn)提供技術(shù)支撐。

X射線法是利用強(qiáng)度均勻的X射線束透照射物體，因內(nèi)部的缺陷或者結(jié)構(gòu)差異而改變物體對(duì)射線的衰減，使不同部位透射射線強(qiáng)度不同，從而判斷構(gòu)件內(nèi)部的缺陷和物質(zhì)分布。射線檢測(cè)技術(shù)為一個(gè)完整的技術(shù)體系，根據(jù)具體技術(shù)細(xì)節(jié)的不同包含了多種檢測(cè)技術(shù)，其中工業(yè)CT技術(shù)和同步輻射X射線技術(shù)為SiCf/Ti復(fù)合材料研究中較為常用的檢測(cè)技術(shù)。

采用工業(yè)CT可對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料內(nèi)部的微觀缺陷進(jìn)行檢測(cè)和識(shí)別，包括基體未致密、單纖維斷裂、基體裂紋等，精度可達(dá)到10 μm以內(nèi)。近年來發(fā)展的原位XCT技術(shù)可實(shí)現(xiàn)材料在載荷下的內(nèi)部微觀測(cè)試，加上高精度檢測(cè)的特點(diǎn)，可捕捉復(fù)合材料內(nèi)部裂紋的萌生和擴(kuò)展等信號(hào)[65]。圖10為SiCf/Ti復(fù)合材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)及基體裂紋的CT信號(hào)圖，由圖可清楚地識(shí)別復(fù)合材料內(nèi)部的鎢芯、纖維以及鈦合金基體，并提示裂紋的分布情況。相類似地，同步輻射X射線技術(shù)在材料裂紋擴(kuò)展研究方面也起到了舉足輕重的作用。Hung等采用同步輻射X射線技術(shù)對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料裂紋的擴(kuò)展進(jìn)行了原位跟蹤并進(jìn)行載荷再分布的重構(gòu)[66]。隨著檢測(cè)技術(shù)的不斷發(fā)展，未來高精度的X射線檢測(cè)技術(shù)將在科學(xué)研究中發(fā)揮越來越多的作用。但以上兩種檢測(cè)技術(shù)僅僅適用于尺寸較小的薄制件，對(duì)于厚度超過10 mm的工件，由于射線的穿透能力明顯減弱，導(dǎo)致成像分辨率迅速降低。當(dāng)零件外形尺寸大于400 mm時(shí)，高能CT也無法穿透零件得到清晰的圖像，因此工業(yè)CT僅適用于小尺寸的SiCf/Ti復(fù)合材料內(nèi)部缺陷的檢測(cè)和研究。

圖10 SiCf/Ti復(fù)合材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)及缺陷CT圖Fig. 10 Internal structure and defects CT image of SiCf/Ti composite material

聲發(fā)射又稱為應(yīng)力波發(fā)射，是材料或構(gòu)件發(fā)生不可逆塑性變形后釋放應(yīng)變能的現(xiàn)象。復(fù)合材料中重要的聲發(fā)射來源包括了基體開裂、層間分離、纖維和基體間界面分離和纖維斷裂等多種缺陷。隨著數(shù)字化聲發(fā)射系統(tǒng)的推出，可捕獲復(fù)合材料纖維斷裂、纖維破碎、基體變形、基體斷裂、反應(yīng)層斷裂、界面脫粘，以及缺陷與損傷的萌生和擴(kuò)展，成為了研究和生產(chǎn)中重要的動(dòng)態(tài)無損檢測(cè)技術(shù)[67-69]。

Takashima等采用聲發(fā)射技術(shù)對(duì)SCS-6/Ti-6Al-4V復(fù)合材料的損傷演化進(jìn)行了評(píng)估，通過監(jiān)測(cè)恒定循環(huán)振幅載荷的四點(diǎn)彎曲中的聲發(fā)射信號(hào)，觀察到與纖維斷裂相關(guān)的高振幅AE信號(hào)，而小振幅聲發(fā)射信號(hào)與基體裂紋擴(kuò)展相關(guān)[70]?？仔竦炔捎寐暟l(fā)射技術(shù)研究了SiCf/Ti6242復(fù)合材料在熱機(jī)械疲勞過程中的損傷行為，結(jié)果表明纖維斷裂和基體裂紋共同控制了熱機(jī)械損傷行為[71]。Jia等研究了SiCf/TC17復(fù)合材料在200 ℃橫向加載時(shí)的聲發(fā)射行為變化，斷裂伴隨著強(qiáng)烈的聲發(fā)射信號(hào)，根據(jù)加載中聲發(fā)射行為的變化證實(shí)該復(fù)合材料在橫向拉伸的失效過程包括三個(gè)階段[72]。利用聲發(fā)射技術(shù)監(jiān)測(cè)到SiCf/Ti6242復(fù)合材料在熱機(jī)械疲勞的加載和保載階段出現(xiàn)纖維斷裂和基體裂紋等信號(hào)[71]，表明其熱機(jī)械疲勞損傷機(jī)制由纖維斷裂和基體斷裂共同控制。隨著聲發(fā)射對(duì)實(shí)時(shí)波形和瞬態(tài)分析等信號(hào)處理技術(shù)的提升，可進(jìn)一步區(qū)分纖維斷裂、基體開裂、分層、脫粘等不同的破壞形式，為損傷機(jī)理的研究提供更準(zhǔn)確的手段。雖然目前聲發(fā)射技術(shù)尚未在SiCf/Ti復(fù)合材料構(gòu)件的檢測(cè)中廣泛應(yīng)用，但通過技術(shù)的發(fā)展對(duì)材料缺陷的檢測(cè)也將發(fā)揮重要的作用。

原位表征技術(shù)可以直觀的表征材料結(jié)構(gòu)的演化狀態(tài)，是揭示材料失效機(jī)制的有效手段。利用原位高速攝像方式實(shí)時(shí)觀察葉環(huán)在高速旋轉(zhuǎn)過程中斷裂過程，發(fā)現(xiàn)超速旋轉(zhuǎn)的裂紋首先出現(xiàn)在葉環(huán)的內(nèi)徑，而后裂紋迅速擴(kuò)展，導(dǎo)致SiCf/Ti復(fù)合材料核心迅速失效[73]。此外原位XRD和原位X射線三維成像技術(shù)也用來研究SiCf/Ti復(fù)合材料在高溫疲勞過程中的損傷積累，將經(jīng)過高溫疲勞后的疲勞裂紋和纖維斷裂的三維形態(tài)進(jìn)行重構(gòu)，對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料中橋接和斷裂纖維與疲勞裂紋附近的基體之間的應(yīng)力分配進(jìn)行研究，表明低應(yīng)力幅和高應(yīng)力幅具有不同的裂紋生長(zhǎng)機(jī)制[11]。

經(jīng)過十多年的發(fā)展，國(guó)內(nèi)已初步掌握了針對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料的各類無損檢測(cè)技術(shù)。通過多種無損檢測(cè)手段相結(jié)合，掌握了材料中主要的缺陷類型、分布特點(diǎn)及變化規(guī)律，并建立了適用的無損檢測(cè)與評(píng)價(jià)方法，為材料的質(zhì)量控制和工藝改進(jìn)提供技術(shù)支持和可靠保證。

3 結(jié)論與展望

SiCf/Ti復(fù)合材料作為新一代輕質(zhì)高溫結(jié)構(gòu)材料，未來在軍用和民用航空上均有重要的應(yīng)用前景。目前該材料的主要制備方法為箔壓法和基體涂層法。其中箔壓法工序簡(jiǎn)單，適用于制備板類構(gòu)件；基體涂層法較好地解決了纖維分布不均的問題，適用于制備環(huán)、盤以及軸等類型構(gòu)件。在制備過程中調(diào)控SiC纖維性能、界面結(jié)構(gòu)和鈦合金基體組織是調(diào)控復(fù)合材料性能的關(guān)鍵手段。為了保證SiCf/Ti復(fù)合材料實(shí)際應(yīng)用的可靠性，國(guó)內(nèi)外開發(fā)了超聲檢測(cè)、X射線檢測(cè)和聲發(fā)射等無損檢測(cè)手段，這推動(dòng)了復(fù)合材料的實(shí)用化。目前，國(guó)外SiCf/Ti復(fù)合材料已經(jīng)成功應(yīng)用在發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸、推力桿、葉環(huán)等桿和環(huán)類構(gòu)件，并取得明顯減重效果。國(guó)內(nèi)在該類構(gòu)件的設(shè)計(jì)、制造、檢測(cè)和驗(yàn)證等方面開展了眾多基礎(chǔ)工作，由于關(guān)鍵材料和技術(shù)等的限制，仍需增加投入并加快研究進(jìn)度，實(shí)現(xiàn)SiCf/Ti復(fù)合材料在高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器上的應(yīng)用。綜合國(guó)內(nèi)外SiCf/Ti復(fù)合材料的研究現(xiàn)狀，雖然在過去幾十年間取得了突破性進(jìn)展，但仍有大量技術(shù)需要完善與突破，主要包括以下幾方面：

（1）SiCf/Ti復(fù)合材料的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證及考核技術(shù)。SiCf/Ti復(fù)合材料構(gòu)件為設(shè)計(jì)-制造高度一體化的材料?；诓牧系男阅芴卣?，性能優(yōu)勢(shì)的充分發(fā)揮可提高構(gòu)件的性能，但要將材料性能發(fā)揮至極致并非易事，需要先進(jìn)的設(shè)計(jì)理念、可靠的數(shù)據(jù)支撐以及多輪次的設(shè)計(jì)制造的迭代反饋，方能獲得較好的構(gòu)件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。而針對(duì)不同的設(shè)計(jì)方案，建立相應(yīng)的失效準(zhǔn)則以開展對(duì)不同構(gòu)件的考核驗(yàn)證，獲得有效的構(gòu)件性能評(píng)價(jià)。其次，SiCf/Ti復(fù)合材料的制造周期長(zhǎng)，優(yōu)良的設(shè)計(jì)方案可節(jié)省大量的制造成本和工藝周期，為材料和構(gòu)件的制造奠定良好的基礎(chǔ)。

（2）SiCf/Ti復(fù)合材料的低成本制造技術(shù)。復(fù)合材料價(jià)比黃金，雖然SiCf/Ti復(fù)合材料帶來了諸多的性能紅利，但面對(duì)實(shí)際應(yīng)用時(shí)，成本仍是較大的桎梏。因此發(fā)展低成本的SiCf/Ti復(fù)合材料制備技術(shù)，如低成本的纖維制備技術(shù)以及低成本的箔材制備技術(shù)等，是世界范圍內(nèi)需攻克的難題。但伴隨著全球工業(yè)產(chǎn)業(yè)鏈中各項(xiàng)技術(shù)的日趨完善和成熟，包括成型技術(shù)的不斷更新和優(yōu)化，有望推動(dòng)SiCf/Ti復(fù)合材料制造經(jīng)濟(jì)性的提高。而在現(xiàn)有技術(shù)環(huán)境下，國(guó)內(nèi)各材料組分的制備技術(shù)已接近成熟，今后可通過固化工藝、擴(kuò)大產(chǎn)量以及提高管理效能等提高SiCf/Ti復(fù)合材料及構(gòu)件的批次穩(wěn)定性，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)SiCf/Ti復(fù)合材料成本的控制。

（3）SiCf/Ti復(fù)合材料的失效分析與壽命預(yù)測(cè)技術(shù)。SiCf/Ti復(fù)合材料中各組分具有不同的性能特征，且實(shí)際服役過程中由于幾何結(jié)構(gòu)以及加載方式的影響，總是處于多軸應(yīng)力狀態(tài)，因此其失效機(jī)制也較為復(fù)雜。不同的載荷類型對(duì)應(yīng)了不同的斷裂機(jī)制，深入開展試樣級(jí)別、構(gòu)件級(jí)別的失效分析，建立纖維-界面-基體特性-拉伸-疲勞-蠕變-持久-壽命之間的關(guān)系，形成各種斷口圖譜及力學(xué)性能數(shù)據(jù)庫。探索各類載荷譜下的微宏觀力學(xué)行為，建立各類環(huán)境載荷作用下適用于SiCf/Ti復(fù)合材料的壽命預(yù)測(cè)模型。

SiCf/Ti復(fù)合材料未來的發(fā)展并非僅局限于上述三點(diǎn)，在現(xiàn)有的技術(shù)體系下通過界面涂層和基體微觀結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，完善從室溫、400～800 ℃溫度內(nèi)長(zhǎng)時(shí)使用的復(fù)合材料體系，進(jìn)一步優(yōu)化材料的各項(xiàng)力學(xué)性能，使其滿足各類裝備對(duì)材料的性能要求。相信通過更多研究者們的努力，SiCf/Ti復(fù)合材料能呈現(xiàn)給我們更多的驚喜和期待。