前言

航空渦輪發動機的壓氣機（含風扇+壓氣機）承擔為發動機提供持續、穩定、大流量空氣的任務。壓氣機被渦輪轉子高速驅動，旋轉時在壓氣機葉片的進/排氣邊形成空氣壓差從而產生推力，而葉片通過燕尾型榫槽聯結于輪盤[1]。壓氣機輪盤承受自身離心載荷，以及葉片氣動+離心作用的復合載荷。若再考慮壓縮空氣的溫升、燃燒室部件傳熱，則情況更復雜[2]。

由此可知：壓氣機輪盤的熱力耦合載荷情況復雜，對輪盤選材、設計、制造過程均提出極高要求。鈦合金因其比強度高，耐蝕性好，300℃~600℃溫度區間持久、抗蠕變性能優良，因而成為航空發動機壓氣機盤的首選材料，目前先進燃氣渦輪發動機壓氣機盤幾乎均選用鈦合金材料[3]。

壓氣機盤鍛件屬于大型盤類鍛件，合金鑄錠經過開坯鍛造（β轉變溫度以上，歷經3～5火次），快鍛與精鍛（α+β雙相區，歷經4～6火次）后制成大規格棒材（?180mm以上）[4]，隨后大規格棒材經過坯料的鍛錘壓鍛及最終的壓力機模鍛而成盤鍛件，熱工藝流程繁多，而鈦合金鍛造過程同時發生組織轉變與再結晶，因此鍛件毛坯質量是決定產品質量的基礎，而制定科學標準是毛坯質量的重要保障。

然而，由于鍛件標準體現設計員對零件承載類型、受力狀況、材料組織、熱處理與性能等諸多方面的全面要求，對設計人員知識、經驗要求較高，我國航空發動機部件設計人員大多從院校畢業后即從事設計工作，缺乏生產現場實踐經驗，導致在擬定鍛件標準過程中硬搬國外標準，或套用普通鈦合金模鍛件通用標準的現象，致使發動機產品質量存在安全隱患。基于上述情況，有必要選擇典型的壓氣機盤鍛件標準，結合實物檢測數據進行技術細節的對比與分析，從而幫助厘清思路，明辨技術細節，積累設計經驗，加強質量管控水平，提高產品質量。

1、實驗材料與方法

1.1實驗材料

選擇XX7渦噴發動機的TC11合金制盤鍛件（爐號351-120598）、XX17渦扇發動機的TC8-1合金制盤鍛件（爐號TC8-1-20122238），以及XX13渦扇發動機的TC25合金制盤鍛件（爐號241-0007）為對象。對比三者盤鍛件標準的取樣、測試項目、性能要求，并與實物狀態測試數值比較，最終獲得實驗結論。

1.2化學成分

TC11鈦合金名義成分為Ti-6.5Al-1.5Zr-3Mo-0.25Si，TC25為Ti-6.7Al-1.5Sn-1.5Zr-2Mo-1W-0.25Si，TC8-1為Ti-6.3Al-1Sn-1Zr-3.3Mo-0.18Si。

根據Al當量[Al]與Mo當量[Mo]的計算公式[5]，將三種鈦合金的計算結果及β轉變溫度列于表1。

1.3輪盤承載

以圖1說明壓氣機盤工作過程承受的復雜的熱—載荷耦合作用：①輪盤+葉片的高速旋轉，產生徑向與周向離心載荷，疊加輪緣—輪轂溫度梯度形成的熱應力，導致輪緣芯部呈三向應力狀態。其中壁厚較薄的幅板與輪轂部位徑向應力大，線速度最高的輪緣周向應力最大[6]；②工作過程的輪緣長期為高溫拉伸狀態，長時使用后產生蠕變殘余變形；③隨發動機啟動—加速—最大—停車循環，盤件上述拉伸的應力幅值呈周期變化，表現為疲勞載荷特征[7]。

由于輪轂部位工作溫度較低（不超過200℃），輪緣部位溫度高達450℃～550℃[8]，結合上述載荷分析可知，壓氣機盤的靜強度：輪轂部位的低溫（低于200℃）抗拉強度，幅板部位沿徑向中溫（約為350℃）抗拉強度，輪緣部位沿周向高溫抗拉強度（≥450℃）要求較高，避免上述部位在最高轉速下發生一次性大應力撕裂（瞬時斷裂）破壞。

輪緣部位尺寸大且易產生蠕變變形，故壓氣機盤輪緣部位的高溫（≥450℃）持久、蠕變強度要求加高，避免盤件長時工作后的形狀、尺寸精度降低影響葉尖間隙，從而惡化壓氣機效率[9]。另外，壓氣機盤的幅板-輪緣轉接R處存在尺寸突變，易形成應力集中，因此盤部位的中溫（350℃）疲勞強度要求加高，避免幅板部位疲勞載荷作用下萌生疲勞裂紋，發生疲勞斷裂。

1.4取樣部位與項目

圖1為標準規定的TC11盤鍛件的顯微組織取樣圖，取樣位置為輪緣表面、輪緣芯部，幅板芯部，及輪轂芯部；力學性能取樣均來自輪緣部位。TC25、TC8-1盤鍛件力學性能的取樣部位參照TC11盤鍛件進行。

由于TC11與TC8-1盤鍛件均采用等溫鍛造，TC25盤鍛件采用β鍛造。顯微組織應以追求盤鍛件的各區域的顯微組織均勻為目標，因此組織檢查應選擇輪緣、幅板、輪轂的典型部位，另外選取易形成組織缺陷的特殊部位進行組織取樣檢查。

力學性能取樣應考慮典型部位承載特點，測試該部位的力學性能。TC8-1盤鍛件檢驗的力學性能項目有：室溫拉伸，高溫拉伸，高溫持久，高溫蠕變，熱穩定性能，取樣部位為輪緣，沿周向選取，如表2所示[9]。

2、實驗結果

2.1顯微組織要求與測試結果

鍛件標準規定的組織級別與實際檢驗結果列于表3[10～12]，具體組織形貌見圖3與圖4。

圖3a為片層狀魏氏組織：原始β晶界清晰可見，且該部位析出連續α相，晶內α相與β轉相呈片層排列。魏氏組織的斷裂韌度值高但沖擊韌性差，抗疲勞性能最差[13]。壓氣機盤幅板與轉接R處應避免出現魏氏體組織。

圖3b為近似網籃組織：晶界析出連續α相，晶內α相與β轉相生長方向呈片層排列，未編織成網籃。可認為這是一種未充分網籃化的片層組織，而網籃組織的塑性、抗疲勞性能優于片層組織。壓氣機盤幅板與轉接R處應避免出現魏氏體組織。

圖3c組織特點為α相呈現大塊狀、粒狀與蠕蟲狀等不同形態，來自GJB2218A《航空用鈦及鈦合金棒材和鍛坯規范》標準，組織形態可歸為大塊“蠕蟲”狀α相夾雜著β轉變組織的雙態組織，該組織在生產實踐中較罕見。

圖4a可見，TC11盤鍛件組織均勻，初生α相再結晶進行的較為完全，基本均呈圓滑的粒狀分布；β轉變組織含量適中，且內部可見片狀的次生α相與β相。此組織屬于典型的雙態狀組織，組織變形充分，總體而言，屬良好的鍛造組織。

圖4b的TC25盤鍛件為典型網籃狀組織：原始β晶界區域析出的初生α相呈彌散狀分布。形貌圓滑，鍛壓過程破碎充分。晶內α相與β轉相交互編織的網籃細小、齊整，屬于優良的β鍛組織。圖4c的TC8-1盤鍛件顯微組織細小，均勻。α相已明顯的等軸化，不可見次生α相。屬變形充分的優良等軸狀組織。

從上述顯微組織對比結果來看，輪盤鍛件變形充分，顯微組織均勻、細小，滿足標準要求。但應值得注意的是，圖3a與圖3c用來表征變形不充分的雙態組織是不恰當的。換言之，在α+β雙相區靠上部，小變形量條件下變形組織并非上述特征。

2.2力學性能要求與測試結果

鍛件標準對盤鍛件的室溫力學性能要求以及盤鍛件的實測數據列于表4，熱穩定性能列于表5。

從表4可見，三種合金的盤鍛件力學性能較之標準規定數值均有較大的裕度。TC25合金塑性指標尤其是斷面收縮率Z較之TC11與TC8-1合金合金明顯偏小，這符合網籃組織塑性低于等軸組織的特性。

從表5來看，TC8-1與TC25合金的抗熱損傷性能優異，較之室溫拉伸試驗結果相差不大,說明三種合金均適合作為高溫長時承載件使用，符合熱強鈦合金的性能特征。

3、分析與討論

從成分特點可看出，TC25合金較之TC11合金的[Al]更高，接近α+β雙相鈦合金的成分極限，且TC25合金含少量共析型β相穩定元素W，因此TC25合金熱強性能更好，符合高溫高強鈦合金的成分特點[4]。而TC8-1合金較之TC11合金適當增加了Mo含量，降低Si元素含量，并以Sn替代部分的Al元素。[Mo]決定馬氏體鈦合金的相變強化效果；長時使用后鈦合金析出的硅化物導致合金脆化[5]，調整Si含量可抑制此不利影響。故TC8-1合金適合作為高強，長壽命壓氣機盤使用。

分析三種合金輪盤的顯微組織，TC11與TC25盤的輪緣、幅板與輪轂屬于不同變形量的區域，故進行顯微組織檢查以驗證鍛造工藝參數的正常性。但值得注意的是，靠近輪緣外部的顯微組織檢查為鍛造組織缺陷檢查，因為在盤件模鍛過程，根據鍛造“X理論”[8]，輪緣外部屬于小形變量區域，容易形成晶界初生α相連續，原始β晶粒粗大等形變不足導致的組織缺陷，應加強對此區域的顯微組織檢查。

從力學性能取樣來看，輪緣部位長時在高溫下處于兩向拉伸狀態，對高溫持久性能、熱穩定性要求高。但應注意，疲勞失效也是盤類零件較普遍的一種失效方式[9]，有必要在幅板部位沿周向檢測疲勞性能。實際取樣過程中，由于疲勞試樣尺寸較長（?6mm×90mm，夾持處螺紋M12），幅板部位弦長較短，難以滿足取樣要求，故多數情況下從輪緣取樣進行代替。

另外，在幅板部位測試斷裂韌度KIC，也是一項常見的取樣要求，國內某渦扇發動機用TC17鈦合金盤鍛件即有此項要求。斷裂韌度KIC表征材料在高應力作用下抵御斷裂的能力，取決于強度與塑性的匹配[11]，屬靜強度范疇。抗疲勞性能表征材料在周期應力作用下抵御斷裂能力，屬疲勞強度范疇。只有循環周次極少的疲勞破壞，才與斷裂韌度近似。二者不可一概而論，以片層魏氏組織為例，KIC值高但抗疲勞性能差。

以目前國內某大流道渦扇發動機整體風扇葉盤的力學性能取樣圖[12]（圖4）為例，沿盤輪緣弦向檢驗抗疲勞性能，輪緣徑向或弦向檢驗KIC值，室溫拉伸試樣取自葉身徑向（葉片離心載荷所致）與盤周向（此載荷亦誘發疲勞源）。可見，該鍛件的取樣圖最為完備合理，符合以上推論。

從力學性能來看，等軸α相的尺寸與體積分數，次生α相厚度，α相與β相的組織形態等均對力學性能構成影響。初生等軸α相體積分數高則塑性、韌性升高，而片層組織（次生α相+β轉相）體積分數高則塑性、韌性降低而斷裂韌度升高。次生α相是高溫下的強化相，其含量影響合金高溫拉伸與高溫持久強度。

拉伸應力作用下，晶界α相內位錯發生滑移，對于TC25盤的網籃狀組織而言，其原始β晶粒較粗大，故晶界α相相對含量少，難以協調變形[17]，因此網籃組織塑性遜于等軸組織，但高溫持久、蠕變強度優異。

高溫強度取決于次生α含量與尺寸，TC25盤屬于網籃狀組織，該組織的α相與β相相互交錯編織，高溫下不易滑動，熱損傷效應較小。TC8-1合金屬于高[Mo]、低Si含量合金，長時在高溫暴露后Ti5Si3脆性相析出受到抑制，故熱穩定性能優異。

4、結論

通過TC11，TC25，TC8-1鈦合金制發動機壓氣機盤的標準與實物對比，并參照TC17鈦合金制壓氣機盤鍛件標準，形成結論如下：

（1）顯微組織需選取典型變形部位檢測，三種鈦合金盤鍛件選取輪緣、幅板、輪轂部位，符合鍛件的變形特征。

（2）三種鈦合金盤鍛件變形充分，顯微組織均勻、細小，均滿足標準規定。但TC11合金、TC8-1合金輪盤標準引用的顯微組織級別與圖片不夠科學。

（3）壓氣機盤的輪緣部位對高溫拉伸、蠕變性能要求較高；幅板部位對中溫抗疲勞性能要求高；輪轂部位對低溫拉伸強度要求較高。

（4）對照輪盤部位—性能項目關系，三種鈦合金盤鍛件標準規定的力學性能檢驗項目存在少量缺失。另外，可取消輪盤檢熱穩定性能。

（5）實際盤件的顯微組織、力學性能較之標準規定數值均有較大的裕度。說明目前三種鈦合金盤鍛造工藝相對成熟。可適當提高標準要求，嚴格鍛件質量控制。

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