Ti₂AlNb合金研究进展及在航空发动机上应用可行性分析

Research progress of Ti₂AlNb alloy and feasibility analysis of its application in aero engines

摘要

Ti₂AlNb合金优良的综合高温性能使其有望取代部分镍基合金，作为航空发动机关键结构材料实现发动机自身减重。针对未来高性能航空发动机轻量化设计需求，结合统计对比、对照实验、有限元仿真分析等方法，从材料特性、合金冷/热加工工艺性能、减重收益等方面分别进行分析，讨论该合金在航空发动机中应用的优势、潜力以及仍需解决的问题。分析结果表明，该合金在减重方面优势显著，且较好地实现了强度、韧性和塑性的综合匹配，无明显短板；具有可接受的冷、热加工性能，通过变形、铸造等方式均可制备工程可用的大规格零件；应用于机匣等静子件可在镍基高温合金基础上减重35.3%，应用于整体叶盘/轮盘等转子件可在镍基高温合金基础上减重37.3%。

Abstract

The excellent comprehensive high-temperature performance of Ti₂AlNb alloy makes it a potential substitute for some nickel-based alloys， serving as a key structural material for weight reduction in aviation engines. In response to the lightweight design requirements of future high-performance aviation engines， a combination of statistical comparison， control experiments， finite element simulation analysis， and other methods are used to analyse the material properties， alloy cold/hot processing performance， weight reduction benefits， etc. The advantages， potential， and remaining issues of the alloy’s application in aviation engines are discussed. The analysis results indicate the feasibility of using Ti₂AlNb alloy in aviation engines， with significant advantages in weight reduction： the alloy achieves a good balance of strength， toughness， and plasticity without obvious shortcomings； it has acceptable cold and hot processing performance， and can obtain engineering-sized parts through deformation， casting， and other methods； its combustion resistance is superior to traditional titanium alloys； when applied to static components such as casings， it can achieve a weight reduction of 35.3% compared to high-temperature alloys， and when applied to integral blade/disks and rotor components， it can achieve a weight reduction of 37.3% compared to nickel-based high-temperature alloys.

Graphical abstract

关键词

Ti₂AlNb / 航空发动机 / 减重 / 材料特性 / 加工工艺

Key words

Ti₂AlNb / aero engine / weight reduction / material property / process technology

钛合金比强度远高于铁基和镍基高温合金，是理想的航空发动机材料。自20世纪50年代钛合金进入工业化应用以来，研究人员通过对成分和加工工艺的优化，不断提高钛合金的使用温度，目前钛合金在航空发动机中的服役温度已经达到600 ℃^［1-2］。为继续提高钛合金的使用温度，钛铝系金属间化合物（如γ-TiAl，Ti₃Al，Ti₂AlNb等）由于金属键和共价键的共同作用，使其具有更优异的高温强度、抗氧化性和抗蠕变性能，成为了高温结构材料领域的研究热点^［3-6］。然而，钛铝系金属间化合物较低的塑性和断裂韧度严重限制了其在航空航天领域作为重要结构件的应用，目前仅γ-TiAl在国外先进民用航空发动机低压涡轮叶片上获得应用。相比于γ-TiAl合金，Ti₂AlNb合金显著改善了塑性和断裂韧度^［7-8］，具有与镍基高温合金相当的高温强度，密度相比于后者下降了约40%，更容易被加工成大规格零件和复杂零件，在航空发动机机匣、转子等重要零件上应用，可获得可观的减重效果，成为取代传统镍基高温合金的候选材料之一^［9］。

Ti₂AlNb合金研究成果包括：主要组成相（β/B2，α₂，O）和亚稳相（ω）特性、Ti-（22，23，25，27）Al-xNb伪相图、主要元素（Al，Nb，Mo等）作用、主要组成相间的转变机制、不同形态组织形成条件和性能、不同制备工艺下合金特性等^［5］。目前，Ti₂AlNb合金研究不足之处包括有序无序转变动力学和成分对相变动力学或生长动力学影响^［10］、合金成分设计及内部微结构（β/B2，α₂，O）优化和全面评估其对变形行为影响^［4］等，研究热点是新型制备工艺如增材制造等对Ti₂AlNb合金非平衡相变、组织、性能的系统性研究^［11］及Ti₂AlNb合金与同种或异种合金连接问题。尽管Ti₂AlNb合金已成为航空发动机高温结构材料的热点，但目前实际应用案例却鲜有报道。笔者参与的Ti₂AlNb构件试制研究工作中，Ti₂AlNb合金代替镍基高温合金作为压气机后面级机匣等静子件，已通过整机地面考核验证；作为压气机后面级转子件，已经通过零件考核验证。与传统金属合金相比，Ti₂AlNb合金作为金属间化合物具有更优异的高温强度、抗氧化性和抗蠕变性能，仍在塑性、断裂韧度、缺口敏感性等方面表现出金属陶瓷的材料属性和特点，这也是Ti₂AlNb合金实际应用中令人担忧的问题。本文针对航空发动机关键结构材料需求，从材料特性、加工性能等角度全面分析该合金在发动机中应用的可行性，并针对某发动机关键零组件开展设计分析、对比合金带来的减重收益。

1 材料特性分析

1.1 合金晶体结构

Ti₂AlNb合金的显微组织由β/B2相、O相和α₂相组成，它们的晶体结构参数汇总于表1^［5］，其中B2相、α₂相和O相的晶体结构如图1所示^［12］。

Ti₂AlNb合金的高温相为β/B2相。其中，B2相为有序体心立方（BCC）结构，β相为无序BCC结构，两者会随着合金成分和热处理温度不同而转化，属于塑性相。随温度降低，α₂相从β/B2相中析出，其化学成分为Ti₃Al，其有序的密排六方结构的滑移系有限，属于脆性相。α₂相在低Nb元素的Ti₂AlNb合金中含量较高，但由于其稳定性高，在高Nb元素的Ti₂AlNb合金中也可以稳定存在。随Nb元素含量提高，Ti₃Al进一步有序化形成正交结构的Ti₂AlNb（O相），因此Ti₂AlNb合金也被称为O相合金。与常规的α₂相和B2相基体相比，O相具有良好的抗蠕变性、高温稳定性和强化效果优异等诸多优点^［13］，在提供强化效应的同时，对合金塑性和韧性的损伤较小，是降低合金本征脆性的关键组成相^［14-15］。

1.2 合金组织结构

Ti₂AlNb合金具有四种典型的组织形貌，包括等轴、双态、网篮和魏氏，如图2（a）~（d）所示^［16］。Ti₂AlNb合金等轴组织可以经过等温锻造得到，等轴相由α₂+rim-O组成。由于等轴α₂/O相在较高温度下相对不稳定，因此具有等轴α₂/O组织的合金不适用于中高温长期使用。当Ti₂AlNb合金的终锻温度为β/B2单相区，可得到网篮组织。若想得到魏氏组织，则需要在β/B2单相区保温，并以较慢的冷却速度（炉冷等）冷至600 ℃以下。Hagiwara等^［17］研究发现层状O相与B2基体之间的界面呈共格关系，特别是在较慢的冷却速度下，片层O相和晶界α₂相将发生明显的粗化，这种微观组织形貌会严重降低材料的力学性能，因此在热机械加工和热处理过程中应避免这种组织形貌的出现。

双态组织可以认为是基体中初生等轴或片层α₂/O相和次生针状O相的组合，如图2（b）所示。这种双态组织可以通过调控热机械加工且匹配相对应的热处理工艺来获得。例如，合金在（α₂+β/B2）高两相区进行固溶处理时，即比β/B2相转变温度低约20 ℃，此时在晶界处形成的α₂相可以抑制β/B2晶粒的生长，从而避免β/B2相发生粗化而降低合金的力学性能。大量研究表明，Ti₂AlNb合金的力学性能与组织形貌之间存在密切的关联性。例如，具有等轴组织的Ti₂AlNb合金具有良好的室温塑性，但其抗蠕变性能和高温强度较差。板条组织尽管可以提高Ti₂AlNb合金的抗蠕变性能，但却降低了合金的室温塑性。双态组织结合了上述两种组织的优点，通常可以获得较好的综合力学性能。

1.3 力学性能分析

Ti₂AlNb合金较好地实现了物理和力学性能的良好匹配，弥补了近α型钛合金高温性能的不足，改善了同为Ti-Al金属间化合物γ-TiAl存在的脆性问题。本节从该合金潜在服役的航空发动机工况和零部件出发，重点关注和讨论拉伸、疲劳和断裂等主要性能。

比强度是航空发动机轻量化设计关键选材考虑因素。Ti₂AlNb合金具有显著优于镍基高温合金的比强度（以600 ℃为例，其比强度是GH4169的1.13倍），见图3（a）^［5］。Ti₂AlNb合金对比常见的航空发动机金属材料在1000 ℃以下具有最低的线性热膨胀系数（LTEC），见图3（b） ^［5］。较低的热膨胀系数有利于发动机结构设计时降低间隙余量，提高发动机工作效率。尤其是面对摩擦可能导致的钛火时，相同间隙余量情况下，较低的热膨胀系数会降低产生钛火的风险。图4为Ti₂AlNb与其他合金屈服强度对比^［18］，由图4可知，Ti₂AlNb的室温拉伸屈服强度虽然略低于GH4169，但其在中、高温段（400~800 ℃）展现出相当甚至优于典型镍基高温合金的强度性能。因此，该合金因高比强度在500~700 ℃区间取代镍基高温合金的减重优势明显。

Ti₂AlNb合金可潜在用作机匣、叶片类或轮盘类等关键零件，除了拉伸强度外，还应关注其高周、低周疲劳性能以及低周保载疲劳性能。对Ti₂AlNb合金疲劳行为产生影响因素包括合金成分、显微组织以及表面状态等。已有研究表明，Ti₂AlNb合金的高周疲劳强度优于近α型钛合金^［19］；而O相析出会使得合金低周疲劳极限提高^［20］；此外，已有研究也表明，可以通过表面强化等手段提高疲劳极限和疲劳寿命^［21］。从公开报道的研究来看，相较其他合金，Ti₂AlNb合金在疲劳性能方面未见明显的不足，但是关于其保载疲劳的研究仍需加强。

对于航空发动机关键结构件，损伤容限设计是目前广为接受的结构设计理论。损伤容限设计思想兼顾了材料的静强度、疲劳性能和断裂性能，在考虑合金强度的同时，要求合金具有较高的断裂韧度，以确保构件服役过程中的可靠性。高的断裂韧度意味着长的疲劳裂纹扩展寿命，一定的裂纹扩展寿命可保证轮盘不容易出现突然破裂。设计所希望Ti₂AlNb合金的室温断裂韧度要达到40 MPa·m^1/2以上。然而，Ti₂AlNb作为一种金属间化合物，Ti₂AlNb合金具有本征脆性，即断裂韧度较差^［22］。Ti₂AlNb合金的室温断裂韧度一般在30 MPa·m^1/2以下^［23］，低于传统钛合金（Ti60，TC4和IN718合金的室温断裂韧度分别为41.3，50 MPa·m^1/2和100 MPa·m^1/2以上^［24］）；钢铁研究总院的王红卫等研发的Ti₂AlNb合金实现了40~50 MPa·m^1/2高断裂韧度^［25］，该性能优于已服役于国产先进航空动力的Ti60合金，这对于Ti₂AlNb合金的工程应用具有很强的支撑作用。当前提升Ti₂AlNb合金断裂韧度研究主要从成分和组织两方面入手。在成分调整方面，随Al含量增加Ti₂AlNb合金断裂韧度断口由韧性断裂特征向脆性的解理形式特征转变，这可能与Al元素对基体的固溶强化作用有关。王红卫等正是降低了Ti-22Al-25Nb合金中Al元素含量，使得其断裂韧度大幅提升。但降低Al含量会降低合金的持久和抗氧化性能，因此应严格控制Al含量最低值。在组织调整方面，Zhang等^［26］认为晶界O相、亚晶界O相、晶内粗大O相板条和晶内针状O相对裂纹扩展阻碍能力依次降低，多尺寸O相Ti-22Al-25Nb合金断裂韧度可达39.1 MPa·m^1/2；Xue等^［27］提出裂纹扩展与B2相晶粒取向相关，改变B2相晶粒取向可提高Ti₂AlNb合金断裂韧度。总的来看，Ti₂AlNb合金经成分和组织调整后已可初步满足使用需求。但关于Ti₂AlNb合金在室温和高温下断裂机制的研究与报道仍较为有限。此外，合金在变形过程中各组成相的滑移变形机制与交互作用仍有待进一步澄清。因此，研究Ti₂AlNb合金的显微组织特征与断裂韧度之间的关系并阐明其在室温和高温下的断裂机制可以从根源上为这类材料提供有效的增韧策略，进一步发挥该材料作为重要结构件在高温领域的应用。另外，由于Ti₂AlNb合金复杂的相组成（通常包括β/B2相、O相和α₂相），以及合金的力学性能对显微组织较为敏感，较小的显微组织特征差异将会造成力学性能的显著变化。为了使Ti₂AlNb合金获得优异的强度、韧性和塑性的综合匹配，开展Ti₂AlNb合金的强韧化机制研究，明晰此类合金在热加工和热处理过程中的组织演变特点和规律，掌握合金微观组织结构对合金宏观力学性能的影响机制是本领域未来研究重点内容。

1.4 抗氧化与耐腐蚀性

发动机服役条件苛刻，除满足力学性能指标外，还需考虑到高温乃至高盐条件下的抗氧化、抗腐蚀性能。研究发现，Ti₂AlNb合金高温氧化初期表面先转变为O相，后转变为α₂相，当α₂晶格吸收O原子达到饱和度上限后，分解形成氧化物层^［28］。Ti₂AlNb合金高温氧化膜的主要组成相一般是TiO₂，AlNbO₄，并含有少量Al₂O₃和Nb₂O₅。四方晶系金红石结构的TiO₂为表面疏松多孔的形貌，致密性较差；六方结构的Al₂O₃微观组织致密，能有效隔绝空气，改善抗氧化性。尽管热力学条件上Al₂O₃和TiO₂的自由生成能很接近，但是Ti氧化动力学特性由于Al，使得Ti₂AlNb合金在高温氧化初期表面形成TiO₂并向基体内部生长。Nb元素掺杂提高了TiO₂形成时的氧分压，并降低了TiO₂中离子扩散系数，提高抗氧化能力；而过多的Nb含量也容易生成疏松粗大的AlNbO₄和易裂纹、鼓泡的Nb₂O₅，降低Ti₂AlNb合金抗氧化能力^［29］。Ti-22Al-24Nb-0.5Mo（TAN-2）合金650 ℃等温氧化增重实验表明，该合金150 h内平均氧化速率0.020 g/（m²·h），满足HB52528—2000中0.1 g/（m²·h）完全抗氧化标准^［30］。为进一步提高Ti₂AlNb合金抗氧化性，还可采用合金化和表面处理等改性手段。Li等^［31-32］通过第一性原理计算表明，经Si，Sc，V，Cr，Mn，Fe，Y，Zr，Mo，Hf，Ta和W元素掺杂后Ti₂AlNb合金表面更稳定，Nb被Sc，Zr，Hf替代有利于抑制氧化物剥落，提高抗氧化性。张明达等^［33］通过Ti₂AlNb合金氧化实验证明，Mo元素引起合金750 ℃以上抗氧化性能降低，而Zr和W元素对不同氧化层的协同抑制作用提高了合金抗氧化性。Ti₂AlNb合金Cr-Y涂层^［34］，Al/Cr涂层^［35］及TiAl涂层^［36］氧化实验表明，涂层保护也可大大提高Ti₂AlNb合金抗氧化性。

与单纯高温氧化相比，模拟海洋环境的高温热盐和高温热盐-水汽协同腐蚀会严重威胁Ti₂AlNb合金的服役寿命。Ti₂AlNb合金在550 ℃下表现出优异抗热盐腐蚀能力，650 ℃下表现出良好抗热盐腐蚀能力，而750 ℃下抗热盐腐蚀能力大大降低^［37］。杨琦等^［38］采用强脉冲电子束对Ti₂AlNb合金表面改性，结果表明辐照样品在3.5%NaCl溶液样品中腐蚀电流密度降低一个数量级。

综上所述，Ti₂AlNb合金在650 ℃表现出良好的高温抗氧化和抗热盐腐蚀能力，在更高温度长期或热盐-水汽等恶劣服役环境使用时需要采取合金化或表面处理手段提高抗氧化、抗腐蚀能力。

1.5 阻燃性能

钛合金在航空发动机上的使用，需要特别关注“钛火”问题^［39］，Ti₂AlNb合金也不例外。航空发动机“钛火”的易发性是钛的物理化学特性与其在发动机中的工作模式/环境共同决定的。首先，相比镍基、铁基等合金，钛合金具有非常低的热导率、高的氧化反应热、高的燃烧温度、点燃温度小于熔化温度、随氧气压力增加着火温度迅速降低、氧化物的蒸发温度低于基体等热力学特点，使得钛合金具有易发生“爆燃”的特点。钛具有远高于其他金属元素的热敏感性（定义为金属比热的导数与热导率的比值），这意味着钛零件局部加热至燃点的速率非常高。除材料特性的因素外，钛合金在航空发动机中一般被用在极小工作间隙下（0~0.5 mm）、处于高温（几十到数百摄氏度）、高压（常压到几十个大气压）、高速气流环境中的转、静子关键零部件上，在飞机机动飞行、加减速等瞬态过程或其他异常情况导致的转、静子位置不匹配或变形不协调时，不可避免发生转静子径向碰磨，造成涂层磨损、零部件损伤、发动机性能衰退、转子系统振动特性变化，甚至产生大量摩擦热点燃钛合金^［40］。Ti₂AlNb合金中仍存在相当比例的钛，且被用于气流压力和温度更高的环境，因此，针对Ti₂AlNb的着火问题仍需要持续关注和研究。

由于钛火成因的复杂性，目前国内并无衡量钛合金阻燃性能的国家标准。现有测试钛合金阻燃性能的方法包括基于摩擦氧浓度法的行业标准HB 20541—2018，以及模拟其他产生“钛火”工况的滴液法、激光法、碰撞摩擦法等。邱越海等^［41］采用高温高速点燃法研究了Ti-24Al-15Nb-1Mo合金在220~380 m/s气流环境中起燃行为，结果表明，该合金在气体流速240~340 m/s区间发生起燃，而低流速下由于表面氧浓度低于临界值，高流速下由于对流散热影响合金并未起燃。常用Ti₂AlNb合金成分与Ti-24Al-15Nb-1Mo成分接近且Nb含量更高，参考Ti-24Al-15Nb-1Mo合金起燃实验可推测，Ti₂AlNb合金起燃条件窗口较窄，较低、较高气体流速均不利于合金起燃，合金有较好阻燃特性。

在航空发动机实际服役条件下，从高压压气机前几级往后，气流压力与温度会落在易使传统钛合金着火的范围内^［42］。从热力学角度讲，钛铝系金属间化合物由于共价键的存在，其反应放热远低于传统钛合金；从动力学角度讲，铝含量的增加有利于更多致密Al₂O₃氧化膜的形成，减少氧气输送。上述两方面原因使得Ti₂AlNb合金的抗氧化、阻燃特性优于传统钛合金。因此，采用阻燃性更好的Ti₂AlNb合金将比一般钛合金获得更佳的安全冗余度。此外，从作者参与的发动机研究项目来看，Ti₂AlNb合金用于压气机后段机匣，在发动机转静子发生连续碰磨后未见燃烧迹象。然而，Ti₂AlNb的“钛火”问题仍需要持续关注和研究，尤其将该合金用于航空发动机高压压气机后面级时，发生“钛火”的风险仍可能存在。因此，还应通过模拟工况下的高速摩擦实验研究，进一步探明Ti₂AlNb合金在发动机中的着火边界和安全使用范围，为该合金在发动机上的可靠服役提供更多支撑。

2 加工工艺性能分析

材料的加工工艺性涉及材料的物理、化学、力学等多个方面，是指材料在加工过程中所表现出的特性，包括可加工性、可塑性、可焊性、可切削性、耐磨性、热处理性等。材料的加工性能不仅影响发动机性能，也会直接或间接对质量、生产效率和成本产生影响。Ti₂AlNb合金的加工工艺特点主要包括：

（1）变形抗力大，动态再结晶能力差，易开裂，对锻压等设备的吨位要求高；

（2）工艺窗口窄，成分/组织均匀性/缺陷敏感度高，对变形和热处理相关工艺参数敏感，性能分散度大；

（3）组成元素熔点、密度差异大，易出现偏析、孔隙、粗大组织以及铸造和焊接裂纹。

2.1 制备方法与力学性能

美国通用电气公司于1991年申请了第一个Ti₂AlNb合金的相关专利，专利内容涉及高Nb含量Ti₂AlNb合金的研发与制备，并利用该合金试制了多种航空发动机的零部件。随后，Boehlert团队^［43-45］研制出Ti₂AlNb合金的全流程制备技术，对合金的熔炼、锻造、轧制以及热处理等工艺进行了探索，分析了热加工工艺对合金显微组织以及力学性能的影响，并对合金中各组成相之间的关系和显微组织对力学性能的影响机制进行了初步的分析，为Ti₂AlNb合金的工业化和批量化制备奠定了基础。日本国立材料研究所的Emura等^［46］开展了Ti₂AlNb合金的强韧化研究工作。首先利用α₂相对晶粒生长的抑制作用，将Ti-22Al-27Nb合金的B2晶粒尺寸控制在8~49 μm范围内，随后通过添加V，W和Mo等元素来取代部分Nb元素，在降低合金成本的同时，有效提高了合金的室温强度和蠕变强度。此外，通过添加适量的B元素，使晶界处聚集TiB颗粒，起到细化晶粒的目的，进而有效地提高合金室温性能。Illarionov等^［5］系统总结了俄罗斯Ti₂AlNb合金相关研制工作，并认为Ti₂AlNb合金展示出优良的室温及高温性能。

我国在Ti₂AlNb合金的探索和研究方面基本与欧美发达国家同步。目前，Ti₂AlNb合金正逐步从实验室研究向工业化生产的转变。现已成功制备出成分精准以及合金元素分布均匀的大尺寸合金铸锭，并可加工出具有不同规格和尺寸的棒材、饼坯、板材和环形锻件等。目前国内具有自主研发的Ti₂AlNb合金的单位主要为北京钢铁研究总院和中国科学院金属研究所。其中，北京钢铁研究总院^［47］研制了Ti-22Al-25Nb（原子分数/%，下同），企业牌号为TAC-3A，该合金在室温和高温下均具有良好的力学性能。此外，在Ti-22Al-25Nb合金的基础上通过添加Ta元素开发出了Ti-22Al-24Nb-3Ta以及Ti-22Al-20Nb-7Ta合金，并对这两种四元合金在热加工工艺和热处理方面开展了大量的探索工作^［48-49］。其中Ti-22Al-20Nb-7Ta合金经过三相区热变形和O+B2两相区热处理后获得较为优异的综合力学性能，合金的室温屈服强度、抗拉强度和伸长率分别已达到1200 MPa，1320 MPa和9.8%。为了满足发动机整体叶盘对综合力学性能的需求，张建伟团队开发了一种Ti-22Al-25Nb合金饼坯的等温锻造工艺，最终得到塑性、断裂韧度和疲劳性能的良好匹配^［50］。西北工业大学Zeng团队^［51-53］研究了Ti₂AlNb合金的高温变形行为、再结晶机制和O相变体选择的特点，同时对经过热加工变形和热处理后合金的高温蠕变和疲劳损伤行为进行了研究，研究发现蠕变断裂是由于O相与基体之间蠕变应变不协调所致。

中国科学院金属研究所卢斌团队^［54-56］通过添加Mo元素设计并开发出了Ti-22Al-24Nb-（0.5~1.0）Mo合金体系，并对名义成分为Ti-22Al-24Nb-0.5Mo的合金申请了国标牌号，命名为TAN-2。该团队研究了热处理工艺对双态组织的室温、高温拉伸性能的影响，研究表明该合金双态组织下获得最佳强塑性匹配的热处理工艺为980 ℃/2 h油冷+780 ℃/24 h空冷，室温屈服强度和伸长率分别为1135 MPa和14.5%。目前，中国科学院金属所已经成功制备了TAN-2合金锻件、叶片锻坯、机匣环件以及离心泵叶轮，如图5所示^［12］，可以用于制作压气机轮盘、叶片以及机匣等部件，也可用于超音速及高超音速巡航弹的环、涡轮转子等结构件。中国科学院金属研究所Xu团队^{［3， 57］}率先采用粉末冶金法成功制备出Ti₂AlNb合金，研究了粉末制备、热等静压致密化机制、组织与性能的优化和高温变形机制等，其研究成果对于粉末冶金法制备Ti₂AlNb合金的工程化应用做出了重要贡献。王玉敏团队^［58-59］选用SiC纤维作为Ti₂AlNb合金的增强体，制备出纤维体积分数为50%的SiC_f/Ti₂AlNb复合材料及SiC_f/Ti₂AlNb增强Ti65，TC17合金，表现出更为优异的高温性能和复杂的断裂机制。此外，哈尔滨工业大学^［60］、南昌航空大学^［61］、西北有色研究院^［62］、四川燃气涡轮研究院^［63］、北京航空材料研究院^{［33， 64］}、上海交通大学^［65］以及太原理工大学^［66］等众多科研院所对Ti₂AlNb合金开展了广泛研究工作，对于促进我国航空工业用Ti₂AlNb合金应用与发展起到积极推动作用。

热加工成型的Ti₂AlNb合金构件虽然综合性能优异，但也面临生产工艺复杂，加工周期长、材料浪费多、焊接困难等问题。对于大尺寸、复杂结构的Ti₂AlNb构件，采用精密铸造工艺具有降低生产周期、提高材料利用率、减少加工工序、节约成本等优势。Ti₂AlNb合金熔模精密铸造工艺研究目前主要集中在铸造合金成分优化及铸件的组织性能调控方面。因为以往基于热加工成型而设计的Ti₂AlNb合金并不侧重熔融合金的流动性、合金/型壳界面反应特性、铸造缺陷控制等铸造成型性。铸造Ti₂AlNb合金沿用锻造成分后，往往会因为合金铸造成型性差，提高了精密铸造大尺寸铸件成型的难度。另外，铸造Ti₂AlNb合金由于缺少有效晶粒细化工艺，粗大晶粒使得铸造Ti₂AlNb合金通常强度低、塑性差。以上问题可通过优化铸造Ti₂AlNb合金成分及后续热处理工艺等方法加以控制。如加入原子分数为0.8% Er元素后，Ti-22Al-25Nb合金铸锭平均晶粒尺寸从600 μm减小到70 μm^［67］。加入原子分数为0.1% B元素后，Ti-22Al-24Nb合金铸造流动性提高且平均晶粒尺寸有所降低^［68］。杨龙川等^［69］研究了不同铸态组织的Ti-22Al-25Nb合金发现，铸态为O相组织时合金的极限抗拉强度较β/B2相组织提高近100 MPa。骆晨等^［70］发现铸造Ti-22Al-25Nb合金进行980 ℃固溶热处理后，O相板条宽度增大，拉伸强度降低100 MPa，伸长率从1%增加到3%。综上，铸造Ti₂AlNb合金组织和性能虽不及锻造合金，但可制备低成本大尺寸复杂结构铸件，且铸件组织及力学性能一定范围内可调控。

增材制造方法也已被应用在Ti₂AlNb合金制备，主要包括基于粉末床的激光选取熔化法/电子束选区熔化法、基于熔融粉末冲击成形的激光金属沉积法和基于丝材的电弧定向能量沉积法。Liu等^［71］通过选区激光熔化（SLM）的方法成功制备出Ti-22Al-25Nb合金，其表现出良好抗蠕变性能。但是通过SLM方法制备的Ti-22Al-24Nb-0.5Mo合金在650 ℃下拉伸测试表现出远低于室温的脆性^［72］。楚瑞坤等^［73］优选热处理工艺后，SLM法制备的Ti-22Al-25Nb合金室温拉伸性能达到锻件水平。车倩颖等通过电子束选区熔化法获得室温拉伸强度1061 MPa，伸长率3.6%的Ti-22Al-25Nb合金^［62］，再经热处理后，其室温伸长率可达7.3%^［74］。而点式锻压激光成形的Ti-22Al-25Nb合金伸长率也可达11.6%^［75］，调整锻压头下压量后Ti-22.1Al-24.9Nb合金强度达1001.5 MPa、伸长率13.3%^［76］。通过双电子束熔化丝材的方法可制备出致密且成分均匀的Ti-22Al-25Nb合金，但合金塑性较差^［77］。而通过多丝电弧定向能量沉积法制备的Ti-22Al-23Nb合金展现出色的室温及650 ℃拉伸性能^［78］。综上，增材制造方法可以制备出致密完好的Ti₂AlNb合金，经过工艺参数优化及热处理后，部分增材制造Ti₂AlNb合金室温拉伸性能可接近锻件水平。

此外，新型工艺如放电等离子烧结（SPS）、热态气压成形法等也被用于Ti₂AlNb制备中。李博等^［79］以Al-Ti粉和其他元素单质粉形式采用SPS工艺制备出V掺杂Ti₂AlNb合金，发现V元素抑制hcp结构向bcc结构转变，合金中α₂和O相含量增加且O相趋于圆润并均匀分布。刘子儒等^［80］采用V单质粉和Ti₂AlNb合金粉形式采用SPS工艺制备出Ti-22Al-25Nb-1V合金，发现V元素使得B2晶粒和O/α₂相细化且合金硬度提高。窦博等^［81］则全部以单质粉形式采用SPS工艺成功制备出Ti-22Al-27Nb合金，王恒荣等^［82］、陈金坤等^［83］以此为基础分别研究了烧结温度和烧结时间对Ti₂AlNb合金组织和拉伸性能影响，发现B2+O→α₂相变是可逆的，并将拉伸强度提高至454 MPa。刘志强等^［84］和刘钢等^［85］通过建立Ti₂AlNb合金高温成型极限、薄壁构件虚拟加工系统、全流程模拟、热态气压成形和热处理对组织及力学性能影响预测模型，成功采用热态气压成形法制备出不规则薄壁空心构件。

为进一步提高Ti₂AlNb合金性能，不同增强方法的Ti₂AlNb复合材料也在开发中。其中包括SiC_f/Ti₂AlNb，SiC_f/Ti-Ti₂AlNb^［86］等纤维增强复合材料，TiB/Ti₂AlNb^［87-88］，TiB_w/Ti₂AlNb^［89］，（Ti/Nb）B/Ti₂AlNb^［90］，Al₂O₃/Ti₂AlNb^［91］颗粒增强复合材料，TA15/Ti₂AlNb^［92］，TC4/Ti₂AlNb^［93］，TiAl/Ti₂AlNb^［94］层状复合材料及TA15/Ti₂AlNb^［95］激光沉积梯度层状材料等。

总体来说，Ti₂AlNb合金的显微组织和力学性能与加工制备工艺（如铸造、锻造、粉末冶金等）和热处理工艺（如固溶、再结晶、去应力退火、时效等）密切相关。从发展历史看，采用常规铸造方法制备的Ti₂AlNb合金晶粒粗大，导致合金的强度较差。此外，由于Al和Nb元素熔点差异较大，合金在熔炼过程中易发生成分偏析，导致成分和显微组织的不均匀。为了解决上述问题，通常采用热锻、热轧等方法对合金铸锭进行热机械加工处理，在实现组织成分均匀和细化晶粒的同时，达到消除缺陷的目的。目前作为该合金发展的重点方向，Ti₂AlNb合金β锻造工艺路线越来越引起科研和应用人员的重视，β锻造后获得典型的片层组织，具有较高的断裂韧度，易满足航空结构件对高损伤容限的苛刻需求。探究Ti₂AlNb合金在B2单相区的变形行为以及相应的组织演变规律，明确应变速率、变形温度和晶粒尺寸等因素对B2相晶粒、晶界形貌和晶粒内部微结构的影响，这对于Ti₂AlNb合金的应用具有重要的指导意义。此外，新型制备方法如增材制造、放电等离子烧结、复合材料等是如今的研究热点，虽整体性能不及锻造制备，但经过修改工艺参数和热处理后表现出性能的明显进步，进一步拓展了Ti₂AlNb的性能和加工方式。

2.2 切削加工性能

航空发动机在高温、高压、高速等恶劣条件下工作，其构件在加工时产生的内部应力及残余应力将对强度和耐久性产生负面影响，因而需要确保构件的表面完整性^［96］。冷加工性能方面，相比传统合金，Ti₂AlNb塑性和导热系数偏小、强度高，合金加工单位切削力大、切削温度高，造成刀具磨损较大、表面完整性差、切削加工效率不高等问题。刀具磨损机理主要表现为黏结磨损和磨粒磨损，磨损形式为沟槽磨损、微崩刃、刀尖磨损和刀刃破损^［97］。Ti₂AlNb的车削实验时发现比较明显鳞刺现象^［98］，当采用硬质合金刀具加工Ti₂AlNb时，加工硬化程度小（深度50 μm），表面无明显损伤，加工表面存在残余压应力^［99］。何临江^［18］研究了实际加工时Ti₂AlNb表面形貌、表面残余应力与切削参数和冷却条件的关系，其发现在切削速度50~80 m/min，射流压力6~8 MPa时，可获得较好的表面粗糙度和残余应力状态，见图6。

此外，新型铣削方式可以加工出更优秀的Ti₂AlNb合金表面。Xia等^［100］研究发现，经纵向扭转超声波辅助铣削获得的Ti₂AlNb合金表面比传统铣削表面摩擦因数低约27%。而多维超声振动加工Ti₂AlNb合金表面相对于传统铣削表面硬度可提高10%，摩擦因数降低15%^［101］。另外，物理气相沉积涂层也可以改善Ti₂AlNb合金的表观黏着磨损和磨料磨损^［102］。除直接切削加工外，直流短电弧铣削加工（SEAM）也被应用于Ti₂AlNb合金加工中^{［103-105］}。

结合文献研究和笔者参与的研究来看，Ti₂AlNb的延展性和冷加工性能优于γ-TiAl，采用传切削加工方式，经优化的工艺参数和冷却方式可实现复杂高精度零件的切削加工，既能获得高于镍基合金的加工效率，也能获得满足设计要求的零件表面完整性。

2.3 焊接性能

随着Ti₂AlNb合金的开发和应用，国内外相继开展了焊接方面的研究。目前面临的主要问题是Ti₂AlNb的合金化程度高，在高温下对组织成分变化敏感，焊接接头中的Nb元素偏析易形成脆性相。此外，Ti₂AlNb合金中有序的金属间化合物相居多造成塑性相对一般钛合金较差，且高温下组织易受环境因素影响^［106］，焊接热影响区性能主要与冷速相关，因此需要严格控制焊接时的工艺参数来保证焊接质量。Ti₂AlNb合金的焊接工艺主要采用熔焊和扩散焊，钎焊和摩擦焊的研究也有进行。焊接相关研究主要集中在焊缝成型机理、热加工对接头部位组织演变及力学性能的影响、焊缝裂纹缺陷的成因及控制方法等，不同焊接方法比较如表2所示^［107］。

目前常用于Ti₂AlNb合金的熔焊工艺是能量密度较高的电子束和激光焊。其中又因电子束焊接工艺能量密度高、电子束穿透能力强、焊接效率高、焊接速度快、焊接变形小等特点，成为Ti₂AlNb合金优选的焊接工艺^{［108-110］}。Ti₂AlNb合金采用电子束焊接的航空发动机机匣实测证明：电子束焊缝成型良好，达到Ⅰ级焊缝质量要求；焊接接头达母材拉伸强度的90%以上。而激光焊接技术具有能量密度高、热输入小、焊接速度快等优点。Hussain等^［111］将高熵合金作为中间层引入Ti-22Al-27Nb激光焊接头，使得合金的强度、伸长率均接近母材，分别达到1062 MPa和11.2%。异种材料焊方面，Ti₂AlNb合金与Ti60^［112］、近α高温钛合金梯度材料焊接头^［113］和40CrMo^［114］等也通过激光焊接工艺成功制备。

扩散焊工艺仅需给试件施加一定压力便可实现焊件紧密连接，具有焊接基体不熔化、热循环时间长、易实现异种金属连接等优点。相比于熔焊，扩散焊由于母材不熔化不会产生夹杂气孔等问题，焊接裂纹不易产生，且一般在真空环境进行，也不易受环境因素影响。卜志强等^［115］研究表明Ti₂AlNb合金在960 ℃- 60 MPa-120 min焊接参数时通过扩散焊可形成无缺陷焊接接头，其抗拉强度为972 MPa，达母材强度98%。Du等^［116］研究发现添加高熵合金后的Ti₂AlNb焊接头塑性和强度同时提升。此外，Ti₂AlNb合金与TA2^［117］，TC17^［118］，Ti₃Al，TiAl^{［119-120］}等材料也已实现扩散连接。钎焊通常定义为利用熔融金属与固相基体进行连接的方法，利用钎焊方法可以实现复杂构件异种材料的结构连接，并且连接精度高、接头性能好，且对于高温复杂结构件的连接，钎焊的优势较大。目前用于Ti₂AlNb合金常用的钎料主要为Ag基钎料、Ti基钎料及其他钎料等。通过调节钎料成分可有效地控制连接界面的反应产物及接头处的力学性能。研究表明，Ti₂AlNb合金与高温合金GH99^［121］，GH4169^［122］钎焊焊接头剪切强度分别达到216 MPa和376 MPa。

摩擦焊是一种固态焊接方法，其原理是焊缝在摩擦热的作用下形成热塑性金属，随后发生局部变形和动态再结晶而结合在一起。其焊后不仅不会使晶粒粗化长大反而细化焊接头晶粒，因而可以使焊接头具备优异的力学性能。摩擦焊成为制造、维护航空发动机整体叶盘的核心技术。Bu等^［123］改进摩擦焊转速后，Ti₂AlNb焊接头室温强度和塑性达到与母材基本相当的程度。Guo等^［124］用线性摩擦焊制备Ti₂AlNb/Ti60焊接头其强度已超过Ti60母材强度。

综上，Ti₂AlNb合金焊接主要围绕接头组织演变与力学性能的关系展开，摩擦焊和扩散焊工艺在一定条件下可获得无缺陷优质焊接接头，其他焊接方式在熔合区易出现高温热裂纹和组织粗化等缺陷，会导致接头质量下降。Ti₂AlNb合金与多种钛合金、高温合金异种材料焊接研究已开展，其焊接头强度部分可达母材强度水平。

3 减重分析

一般认为，合金减重效果可简单通过比强度的比较来初步预估。对《中国航空材料手册》第2卷^［125］中GH4169合金性能（表3）和Ti₂AlNb合金实测最低值（表4）进行对比，以600 ℃为例进行估算，Ti₂AlNb较GH4169可实现零件减重35.3%。此外，笔者以某发动机高压压气机第三级转子为对象，对GH4169和Ti₂AlNb合金转子进行工程优化设计和有限元计算，获得了相似的应力分布规律（图7（a），（b））、几何差异微小的轮盘轮廓（图7（c））和相近的强度储备系数（表5）。对最终设计结果的质量分析表明，Ti₂AlNb可在GH4169基础上实现转子零件减重37.3%，该值高于两种合金在相应温度下的比强度对比值。这是两方面原因导致的，一是因为叶片自身的减重仅与其密度有关而无关比强度，另外一个原因则在于高密度叶片需要更重的盘体来承载。转子的叶片、轮缘、辐板以及盘心之间存在很强的相关牵连关系。对于静子零件，以机匣为例，一般认为其减重比例为密度的对比值（35.3%）。从本文分析结果来看，高比强度材料用于转子件可获得更佳的减重收益。对于发动机整机而言，若采用Ti₂AlNb合金全面替代相应服役温度区间的镍基高温合金，将获得非常可观的减重收益。

航空发动机零件设计时，一般采用两类材料性能，第一类性能主要用于计算静强度，包括强度、刚度、最高使用温度以及塑性等参数；第二类性能则用来评定零件寿命，包括疲劳、裂纹扩展、蠕变等。对新材料来说，有大量的第一类性能，而第二类性能需要长期积累才能充分加以表征。上述分析仅考虑了静强度准则，对于Ti₂AlNb合金而言，其第二类性能尤其是断裂性能可能是短板，因此在实际设计时可能会出现转子关键部位需要增加材料导致增重的情况。作为航空发动机关键结构件，本文虽然无法全面分析其实际服役时的性能指标，但对于初步设计阶段的性能要求是满足的，具备借鉴和参考意义。

4 结束语

Ti₂AlNb合金比传统钛合金具有更好的高温性能，在延展性、断裂韧度等关键指标方面也比γ-TiAl合金显著改善，具备用于复杂、大推力发动机关键构件的潜力。进入工程应用之前，研究人员对其金属间化合物的属性和特点给予了足够关注。从公开报道的研究和笔者参与的研究来看，其高温力学性能优异，其在断裂韧度、加工性能、阻燃性能等方面也未表现出明显的不足，该合金用于航空发动机具有可行性。然而，实现Ti₂AlNb合金在航空发动机上的最终应用，仍存在材料性能分散度较大、损伤容限性能有待持续提高、合金制备成本较高、验证尚不充分等不足需进一步改善，建议在如下方面开展深入的工程化研究：

（1）丰富材料性能数据库，控制工艺过程和参数，降低材料性能分散度。

（2）提升金属间化合物构件的损伤容限设计能力，减少易造成应力集中和加工过程缺陷的结构特征，加强疲劳和断裂性能研究。

（3）针对特定应用需求，继续从成分、工艺等方面优化强度、塑性、韧性的匹配，满足应用需求。

（4）通过粉末成型、纤维增强等手段，不断增效降本。

（5）考虑新材料应用的不确定性风险，对于有人机类发动机，建议首先在新型号的机匣等静子类零件上应用验证；对于无人机类发动机，则可同时应用于静子件和转动件，按照先静子件后转动件、先无人机后有人机的策略，稳步推进合金在新一代航空发动机中的应用。

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基金资助

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