鈦合金中介機匣的製造方法有哪些

⑴ 鈦合金可以蝕刻嗎可以鑄造嗎可以鍛造嗎可以沖壓製作嗎

鈦是20世紀50年代發展起來的一種重要的結構金屬，鈦合金因具有強度高、耐蝕性好、耐熱性高等特點而被廣泛用於各個領域。世界上許多國家都認識到鈦合金材料的重要性，相繼對其進行研究開發，並得到了實際應用。20世紀50～60年代，主要是發展航空發動機用的高溫鈦合金和機體用的結構鈦合金，70年代開發出一批耐蝕鈦合金，80年代以來，耐蝕鈦合金和高強鈦合金得到進一步發展。鈦合金主要用於製作飛機發動機壓氣機部件，其次為火箭、導彈和高速飛機的結構件
鈦合金是以鈦為基加入其他元素組成的合金。鈦有兩種同質異晶體：882℃以下為密排六方結構α鈦，882℃以上為體心立方的β鈦。 合金元素根據它們對相變溫度的影響可分為三類： ①穩定α相、提高相轉變溫度的元素為α穩定元素,有鋁、碳、氧和氮等。其中鋁是鈦合金主要合金元素，它對提高合金的常溫和高溫強度、降低比重、增加彈性模量有明顯效果。 ②穩定β相、降低相變溫度的元素為β穩定元素，又可分同晶型和共析型二種。 應用了鈦合金的產品
前者有鉬、鈮、釩等；後者有鉻、錳、銅、鐵、硅等。 ③對相變溫度影響不大的元素為中性元素，有鋯、錫等。 氧、氮、碳和氫是鈦合金的主要雜質。氧和氮在α相中有較大的溶解度,對鈦合金有顯著強化效果,但卻使塑性下降。通常規定鈦中氧和氮的含量分別在0.15～0.2％和0.04～0.05％以下。氫在α相中溶解度很小,鈦合金中溶解過多的氫會產生氫化物，使合金變脆。通常鈦合金中氫含量控制在 0.015％以下。氫在鈦中的溶解是可逆的，可以用真空退火除去。
編輯本段分類
鈦合金製品
鈦是同素異構體，熔點為1720℃，在低於882℃時呈密排六方晶格結構，稱為α鈦；在882℃以上呈體心立方晶格結構，稱為β鈦。利用鈦的上述兩種結構的不同特點，添加適當的合金元素，使其相變溫度及相分含量逐漸改變而得到不同組織的鈦合金（titanium alloys）。室溫下，鈦合金有三種基體組織，鈦合金也就分為以下三類：α合金,(α+β)合金和β合金。中國分別以TA、TC、TB表示。
編輯本段α鈦合金
它是α相固溶體組成的單相合金，不論是在一般溫度下還是在較高的實際應用溫度下，均是α相，組織穩定，耐磨性高於純鈦，抗氧化能力強。在500℃～600℃的溫度下，仍保持其強度和抗蠕變性能，但不能進行熱處理強化，室溫強度不高。
編輯本段β鈦合金
它是β相固溶體組成的單相合金，未熱處理即具有較高的強度，淬火、時效後合金得到進 鈦合金制匕首
一步強化，室溫強度可達1372～1666 MPa；但熱穩定性較差，不宜在高溫下使用。
編輯本段α+β鈦合金
它是雙相合金，具有良好的綜合性能，組織穩定性好，有良好的韌性、塑性和高溫變形性能，能較好地進行熱壓力加工，能進行淬火、時效使合金強 鈦合金制武器
化。熱處理後的強度約比退火狀態提高50％～100％；高溫強度高，可在400℃～500℃的溫度下長期工作，其熱穩定性次於α鈦合金。 三種鈦合金中最常用的是α鈦合金和α+β鈦合金；α鈦合金的切削加工性最好，α+β鈦合金次之，β鈦合金最差。α鈦合金代號為TA，β鈦合金代號為TB，α+β鈦合金代號為TC。 鈦合金按用途可分為耐熱合金、高強合金、耐蝕合金（鈦-鉬，鈦-鈀合金等）、低溫合金以及特殊功能合金（鈦-鐵貯氫材料和鈦-鎳記憶合金）等。典型合金的成分和性能見表。 熱處理 鈦合金通過調整熱處理工藝可以獲得不同的相組成和組織。一般認為細小等軸組織具有較好的塑性、熱穩定性和疲勞強度；針狀組織具有較高的持久強度、蠕變強度和斷裂韌性；等軸和針狀混合組織具有較好的綜合性能。
編輯本段性能
鈦是一種新型金屬，鈦的性能與所含碳、氮、氫、氧等雜質含量有關，最純的碘化鈦雜質含量不超過0.1％，但其強度低、塑性高。99.5％工業純鈦的性能為：密度ρ=4.5g/cm3，熔點為172 矽鈦合金耐磨地坪
5℃，導熱系數λ=15.24W/(m.K)，抗拉強度σb=539MPa，伸長率δ=25％，斷面收縮率ψ=25％，彈性模量E=1.078×105MPa，硬度HB195。
強度高
鈦合金的密度一般在4.5g/cm3左右，僅為鋼的60％，純鈦的強度才接近普通鋼的強度，一些高強度鈦合金超過了許多合金結構鋼的強度。因此鈦合金的比強度(強度/密度)遠大於其他金屬結構材料，見表7-1，可制出單位強度高、剛性好、質輕的零、部件。目前飛機的發動機構件、骨架、蒙皮、緊固件及起落架等都使用鈦合金。
熱強度高
使用溫度比鋁合金高幾網路，在中等溫度下仍能保持所要求的強度,可在450～500℃的溫度下長期工作這兩類鈦合金在150℃～500℃范圍內仍有很高的比強度，而鋁合金在150℃時比強度明顯下降。鈦合金的工作溫度可達500℃，鋁合金則在200℃以下。
抗蝕性好
鈦合金在潮濕的大氣和海水介質中工作，其抗蝕性遠優於不銹鋼；對點蝕、酸蝕、應力腐蝕的抵抗力特別強；對鹼、氯化物、氯的有機物品、硝酸、硫酸等有優良的抗腐蝕能力。但鈦對具有還原性氧及鉻鹽介質的抗蝕性差。
低溫性能好
鈦合金在低溫和超低溫下，仍能保持其力學性能。低溫性能好,間隙元素極低的鈦合金,如TA7,在-253℃下還能保持一定的塑性。因此，鈦合金也是一種重要的低溫結構材料。
化學活性大
鈦的化學活性大，與大氣中O、N、H、CO、CO2、水蒸氣、氨氣等產生強烈的化學反應。含碳量大於0.2％時，會在鈦合金中形成硬質TiC；溫度較高時，與N作用也會形成TiN 鈦合金製品
硬質表層；在600℃以上時，鈦吸收氧形成硬度很高的硬化層；氫含量上升，也會形成脆化層。吸收氣體而產生的硬脆表層深度可達0.1～0.15 mm，硬化程度為20％～30％。鈦的化學親和性也大，易與摩擦表面產生粘附現象。
導熱系數小、彈性模量小
鈦的導熱系數λ=15.24W/（m.K）約為鎳的1/4，鐵的1/5，鋁的1/14，而各種鈦合金的導熱系數比鈦的導熱系數約下降50％。鈦合金的彈性模量約為鋼的1/2，故其剛性差、易變形，不宜製作細長桿和薄壁件，切削時加工表面的回彈量很大，約為不銹鋼的2～3倍，造成刀具後刀面的劇烈摩擦、粘附、粘結磨損。
用途
鈦合金具有強度高而密度又小，機械性能好，韌性和抗蝕性能很好。另外，鈦合金的工藝性能差，切削加工困難，在熱加工中，非常容易吸收氫氧氮碳等雜質。還有抗磨性差，生產工藝復雜。鈦的工業化生產是1948年開始的。航空工業發展的需要，使鈦工業以平均每年約 8％的增長速度發展。目前世界鈦合金加工材年產量已達4萬余噸,鈦合金牌號近30種。使用最廣泛的鈦合金是Ti-6Al-4V(TC4),Ti-5Al-2.5Sn(TA7)和工業純鈦（TA1、TA2和TA3）。 鈦合金主要用於製作飛機發動機壓氣機部件，其次為火箭、導彈和高速飛機的結構件。60年代中期，鈦及其合金已在一般工業中應用，用於製作電解工業的電極，發電站的冷凝器，石油精煉和海水淡化的加熱器以及環境污染控制裝置等。鈦及其合金已成為一種耐蝕結構材料。此外還用於生產貯氫材料和形狀記憶合金等。 中國於1956年開始鈦和鈦合金研究；60年代中期開始鈦材的工業化生產並研製成TB2合金。 鈦合金是航空航天工業中使用的一種新的重要結構材料，比重、強度和使用溫度介於鋁和鋼之間，但比強度高並具有優異的抗海水腐蝕性能和超低溫性能。1950年美國首次在F-84戰斗轟炸機上用作後機身隔熱板、導風罩、機尾罩等非承力構件。60年代開始鈦合金的使用部位從後機身移向中機身、部分地代替結構鋼製造隔框、梁、襟翼滑軌等重要承力構件。鈦合金在軍用飛機中的用量迅速增加，達到飛機結構重量的20％～25％。70年代起，民用機開始大量使用鈦合金，如波音747客機用鈦量達3640公斤以上。馬赫數小於 2.5的飛機用鈦主要是為了代替鋼，以減輕結構重量。又如，美國SR-71 高空高速偵察機(飛行馬赫數為3，飛行高度26212米)，鈦占飛機結構重量的93％，號稱「全鈦」飛機。當航空發動機的推重比從4～6提高到8～10，壓氣機出口溫度相應地從200～300°C增加到500～600°C時，原來用鋁製造的低壓壓氣機盤和葉片就必須改用鈦合金，或用鈦合金代替不銹鋼製造高壓壓氣機盤和葉片，以減輕結構重量。70年代，鈦合金在航空發動機中的用量一般占結構總重量的20％～30％，主要用於製造壓氣機部件，如鍛造鈦風扇、壓氣機盤和葉片、鑄鈦壓氣機機匣、中介機匣、軸承殼體等。航天器主要利用鈦合金的高比強度，耐腐蝕和耐低溫性能來製造各種壓力容器、燃料貯箱、緊固件、儀器綁帶、構架和火箭殼體。人造地球衛星、登月艙、載人飛船和太空梭 也都使用鈦合金板材焊接件。
編輯本段熱處理
常用的熱處理方法有退火、固溶和時效處理。退火是為了消除內應力、提高塑性和組織穩定性，以獲得較好的綜合性能。通常α合金和（α＋β）合金退火溫度選在（α＋β）─→β相轉變點以下120～200℃；固溶和時效處理是從高溫區快冷,以得到馬氏體α′相和亞穩定的β相,然後在中溫區保溫使這些亞穩定相分解，得到α相或化合物等細小彌散的第二相質點，達到使合金強化的目的。通常(α＋β)合金的淬火在(α＋β)─→β相轉變點以下40～100℃進行，亞穩定β合金淬火在(α＋β)─→β相轉變點以上40～80℃進行。時效處理溫度一般為450～550℃。 總結，鈦合金的熱處理工藝可以歸納為： （1）消除應力退火：目的是為消除或減少加工過程中產生的殘余應力。防止在一些腐蝕環境中的化學侵蝕和減少變形。 （2）完全退火：目的是為了獲得好的韌性，改善加工性能，有利於再加工以及提高尺寸和組織的穩定性。 （3）固溶處理和時效：目的是為了提高其強度，α鈦合金和穩定的β鈦合金不能進行強化熱處理，在生產中只進行退火。α+β鈦合金和含有少量α相的亞穩β鈦合金可以通過固溶處理和時效使合金進一步強化。 此外，為了滿足工件的特殊要求，工業上還採用雙重退火、等溫退火、β熱處理、形變熱處理等金屬熱處理工藝。
編輯本段切削
切削特點
鈦合金的硬度大於HB350時切削加工特別困難，小於HB300時則容易出現粘刀現象，也難於切削。但鈦合金的硬度只是難於切削加工的一個方面，關鍵在於鈦合金本身化學、物理、力學性能間的綜合對其切削加工性的影響。鈦合金有如下切削特點： (1)變形系數小：這是鈦合金切削加工的顯著特點，變形系數小於或接近於1。切屑在前刀面上滑動摩擦的路程大大增大，加速刀具磨損。 (2)切削溫度高：由於鈦合金的導熱系數很小(只相當於45號鋼的1/5～1/7)，切屑與前刀面的接觸長度極短，切削時產生的熱不易傳出，集中在切削區和切削刃附近的較小范圍內，切削溫度很高。在相同的切削條件下，切削溫度可比切削45號鋼時高出一倍以上。 (3)單位面積上的切削力大：主切削力比切鋼時約小20％，由於切屑與前刀面的接觸長度極短，單位接觸面積上的切削力大大增加，容易造成崩刃。同時，由於鈦合金的彈性模量小，加工時在徑向力作用下容易產生彎曲變形，引起振動，加大刀具磨損並影響零件的精度。因此，要求工藝系統應具有較好的剛性。 (4)冷硬現象嚴重：由於鈦的化學活性大，在高的切削溫度下，很容易吸收空氣中的氧和氮形成硬而脆的外皮；同時切削過程中的塑性變形也會造成表面硬化。冷硬現象不僅會降低零件的疲勞強度，而且能加劇刀具磨損，是切削鈦合金時的一個很重要特點。 (5)刀具易磨損：毛坯經過沖壓、鍛造、熱軋等方法加工後，形成硬而脆的不均勻外皮，極易造成崩刃現象，使得切除硬皮成為鈦合金加工中最困難的工序。另外，由於鈦合金對刀具材料的化學親和性強，在切削溫度高和單位面積上切削力大的條件下，刀具很容易產生粘結磨損。車削鈦合金時，有時前刀面的磨損甚至比後刀面更為嚴重；進給量f<0.1 mm/r時，磨損主要發生在後刀面上；當f>0.2 mm/r時，前刀面將出現磨損；用硬質合金刀具精車和半精車時，後刀面的磨損以VBmax<0.4 mm較合適。
刀具材料
切削加工鈦合金應從降低切削溫度和減少粘結兩方面出發，選用紅硬性好、抗彎強度高、導熱性能好、與鈦合金親和性差的刀具材料，YG類硬質合金比較合適。由於高速鋼的耐熱性差，因此應盡量採用硬質合金製作的刀具。常用的硬質合金刀具材料有YG8、YG3、YG6X、YG6A、813、643、YS2T和YD15等。 塗層刀片和YT類硬質合金會與鈦合金產生劇烈的親和作用，加劇刀具的粘結磨損，不宜用來切削鈦合金；對於復雜、多刃刀具，可選用高釩高速鋼(如W12Cr4V4Mo)、高鈷高速鋼(如W2Mo9Cr4VCo8)或鋁高速鋼(如W6Mo5Cr4V2Al、M10Mo4Cr4V3Al)等刀具材料，適於製作切削鈦合金的鑽頭、鉸刀、立銑刀、拉刀、絲錐等刀具。 採用金剛石和立方氮化硼作刀具切削鈦合金，可取得顯著效果。如用天然金剛石刀具在乳化液冷卻的條件下，切削速度可達200 m/min；若不用切削液，在同等磨損量時，允許的切削速度僅為100m/min。

⑵ 鈦合金的優缺點是什麼

一、優點

1、強度高，鈦合金的密度一般在4.51g/立方厘米左右，僅為鋼的60%，純鈦的密度才接近普通鋼的密度，一些高強度鈦合金超過了許多合金結構鋼的強度。

2、熱強度高，使用溫度比鋁合金高幾網路，在中等溫度下仍能保持所要求的強度,可在450～500℃的溫度下長期工作這兩類鈦合金在150℃～500℃范圍內仍有很高的比強度，而鋁合金在150℃時比強度明顯下降。鈦合金的工作溫度可達500℃，鋁合金則在200℃以下。

3、抗蝕性好，鈦合金在潮濕的大氣和海水介質中工作，其抗蝕性遠優於不銹鋼；對點蝕、酸蝕、應力腐蝕的抵抗力特別強；對鹼、氯化物、氯的有機物品、硝酸、硫酸等有優良的抗腐蝕能力。但鈦對具有還原性氧及鉻鹽介質的抗蝕性差。

4、低溫性能好，鈦合金在低溫和超低溫下，仍能保持其力學性能。低溫性能好，間隙元素極低的鈦合金，如TA7，在-253℃下還能保持一定的塑性。因此，鈦合金也是一種重要的低溫結構材料。

5、化學活性大，鈦的化學活性大，與大氣中O、N、H、CO、CO2、水蒸氣、氨氣等產生強烈的化學反應。

6、導熱彈性小，鈦的導熱系數λ=15.24W/（m.K）約為鎳的1/4，鐵的1/5，鋁的1/14，而各種鈦合金的導熱系數比鈦的導熱系數約下降50%。

二、缺點

1、鈦及鈦合金主要限制是在高溫與其它材料的化學反應性差。此性質迫使鈦合金與一般傳統的精煉、熔融和鑄造技術不同，甚至經常造成模具的損壞。

2、鈦合金的價格變的十分昂貴。因此它們剛開始大多用在飛機結構、航空器，以及用在石油和化學工業等高科技工業。

⑶ 鈦合金為什麼難加工

原因如下：

1. 氣體雜質（氧、氮和氫等）對鈦合金的可切削性有很大影響，因為鈦的化學活潑性高，很容易與氣體雜質化合。當溫度超過600度，鈦被氧化，形成脆化層，即所謂「組織α化層」；與氫產生氫脆性；與氮在高溫下形成硬而脆的TiN。

2. 鈦合金塑性小，明顯影響其切削時的塑性變形。鈦合金的變形系數僅為1甚至小於1，而普通碳鋼的變形系數為3左右。切削時切屑與前刀面有極小的接觸面，使接觸區壓力和局部溫度高，刀具磨損快

3. 鈦合金加工時會產生嚴重的加工硬化。

4. 當C>0.2%，鈦合金會形成硬的碳化物，使刀具產生磨粒磨損，使切削性下降。
   

拓展資料：

鈦是20世紀50年代發展起來的一種重要的結構金屬，鈦合金強度高、耐蝕性好、耐熱性高。20世紀50～60年代，主要是發展航空發動機用的高溫鈦合金和機體用的結構鈦合金。

70年代開發出一批耐蝕鈦合金，80年代以來，耐蝕鈦合金和高強鈦合金得到進一步發展。鈦合金主要用於製作飛機發動機壓氣機部件，其次為火箭、導彈和高速飛機的結構件。

⑷ 鈦合金生產製造新方法——增材製造

增材製造技術的快速發展，為鈦合金的生產製造提供了新的方法，激光/電子束、熔焊和固態焊三種增材製造方法在鈦合金生產中得到了國內學者的廣泛研究。研究表明，鈦合金採用增材技術可得到高質量零件，但不同增材技術具有不同技術特徵，實際應用及未來發展中需要根據實際需求採用不同的增材方法。

1.序言

鈦及鈦合金因具有密度小、耐高溫、耐腐蝕等優異的物理性能及化學性能，在各工業領域都具有廣闊的應用前景，包括船舶製造、航天航空、汽車製造等，同時它也是國防工業的重要材料之一。鈦合金的應用對工業發展起到巨大的推動作用，優於傳統材料的性能使其產品質量有了很大提升，滿足了工業發展對新材料、新工藝的發展要求，加速了現代工業的發展。隨著鈦生產力的不斷改善，鈦合金已經成為工業生產中的第三金屬。

增材製造（Additive Manufacturing，AM）又稱「3D列印」，是一種可以實現構件的無模成形的數字化製造技術，具有設計和製造一體化、加工精度高、周期短，產品物理化學性能優異等特點。增材製造技術從20世紀70年代以來發展迅速，因其與傳統製造技術具有巨大差異，已然成為工業領域的研究熱點，在現代工業的多領域都得到了快速發展。

增材製造技術的迅速發展，理論上可以實現任何單一或多金屬復合結構，為復雜結構件的製造提供了新方法。鈦合金的增材製造技術，解決了精密結構件的加工難題，進一步加大了鈦合金的應用范圍。伴隨著工業社會的迅速發展，鈦合金增材製造技術日新月異，按照增材製造技術的熱源不同，可將鈦合金增材製造技術分為激光/電子束增材製造、熔焊增材製造和固態焊增材製造三種方式。國內外的專家學者通過不同的增材製造技術手段，優化工藝方法，穩定增材製造過程，減少或避免增材製造結構缺陷產生，使鈦合金增材製造技術朝著綠色、高效、穩定的方向繼續發展。

2. 激光/電子束增材製造

激光束和電子束作為高密度束源，能量密度高並可調控，被譽為21世紀最先進的製造技術。目前激光/電子束增材製造主要分為激光金屬沉積（Laser Mental Deposition，LMD）技術、激光選區熔化（Selective Laser Melting，SLM）技術、電子束熔絲沉積（Electron Beam Free Form Fabrication，EBF3）技術、電子束選區熔化（Electron BeamMelting，EBM）技術，在鈦合金增材製造領域皆有廣泛研究。

2.1 激光金屬沉積（LMD）

Mahamood等人採用LMD技術進行了Ti6Al4V/TiC 的功能梯度材料（Functionally gradedmaterials，FGM）研究，根據早期經驗模型進行工藝優化，獲得優化後的功能梯度材料，對其組織、顯微硬度、耐磨性進行表徵。研究結果表明，採用優化後工藝參數製造的功能梯度材料擁有更高的性能，硬度是基體硬度的4倍，高達1200HV。Silze等人利用新型半導體激光器採用LMD技術進行Ti6Al4V的增材製造試驗研究，LMD裝置是由6個200W半導體激光頭圓形環繞在進給槍上（見圖1），激光束直徑0.9mm，可以實現方向獨立的焊接工藝過程，顯微結構無缺陷。研究結果表明，隨著層間停留時間的延長，冷卻時間增加，晶粒厚度降低，有助於提高材料的力學性能，採用LMD技術增材製造均能滿足鍛造Ti6Al4V所規定的最低屈服強度和抗拉強度要求。

Heigel等人採用原位溫度、應力實時測量與熱機模型結合有限元熱-應力順序耦合模型的方式，研究了Ti6Al4V激光沉積增材製造過程中的熱、力演化過程，結果發現殘余應力最大力出現在增材層的中心下方，向兩側方向應力減小，隨著停留時間增加，層間溫度差變大，殘余應力增大。左士剛利用TA15鈦合金球形粉末採用激光沉積技術進行了TC17鈦合金增材修復製造過程研究，研究了修復件組織特性與力學性能影響規律。結果表明，採用激光沉積技術增材修復後的TA15/TC17修復件無焊接缺陷，修復件抗拉強度為1029MPa，採用退火處理後，力學性能明顯增強，抗拉強度基本可達TC17鍛件標准，伸長率優於標准。

綜上所述，對於鈦合金的LMD技術增材製造相對較為穩定，增材件力學性能基本滿足鍛件最低標准，對於某些特定需求鈦合金則要進行增材製造後熱處理的方式達到使用要求。

2.2 激光選區熔化（SLM）

唐思熠等人採用SLM技術制備Ti6Al4V鈦合金試樣（見圖2），並對微觀組織、力學性能和緻密化行為進行了分析研究。結果發現，激光功率從360W增加到400W時，緻密度提高明顯；在400W後繼續增加功率，緻密度受激光掃描速度的影響較大，最優工藝參數下的試樣質量遠高於鍛件標准。

Polozov等人採用SLM技術進行增材製造Ti-5Al、Ti-6Al-7Nb和Ti-22Al-25Nb塊狀合金，對Ti-Al-Nb系統進行退火處理，對試樣進行系統表徵研究。結果發現，Ti-5Al可以採用SLM增材製造成鈦合金，Ti-6Al-7Nb和Ti-22Al-25Nb則需要在1350℃下熱處理才能完全溶解Nb顆粒，但是此時樣品氧含量較高，力學性能降低。

Fan等人研究了SLM技術增材製造Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo（Ti-6242）鈦合金在標准時效（595℃/8h）下的顯微組織穩定性。研究結果發現，隨著激光掃描速度的提高，相對密度增加到99.5%後急劇下降到大約95.7%，時效老化處理的Ti-6242相對剛製成的Ti-6242抗拉強度從1437MPa提升至1510MPa，延展性從5%降低到1.4%，同時硬度也從410HV增加到450HV，β相顆粒的沉澱硬化作用是產生這種變化的重要原因。

Ren等人採用SLM技術增材製造進行了Ti-Ni形狀記憶合金組織性能的研究工作，制備等原子Ti50Ni50（質量分數）樣品，結果發現，在激光功率為40J/mm3，掃描速度為1000mm/s下可製造幾乎完全緻密試樣，不同掃描速度對相組成、相變溫度和維氏硬度的影響作用有限，與傳統鑄件相比，SLM技術增材製造件擁有較高的真空壓縮和斷裂強度。

綜上所述，對於Ti6Al4V的SLM技術增材製造相對較容易實現，對於鈦與其他元素合金的SLM技術增材製造還需要做進一步地研究，需要進行預熱或者其他熱處理手段和進行氧含量的控制手段來增強其他鈦合金SLM技術增材製造的力學性能，獲得高質量的研究試樣。

2.3 電子束熔絲沉積（EBF3）

靳文穎研究了TC4鈦合金的電子束熔絲沉積增材修復技術，進行了普通TC4焊絲和自製TC4EH焊絲的增材修復性能對比。研究發現，採用自製TC4EH焊絲的抗拉強度（905.23MPa）明顯高於TC4普通焊絲（809.04MPa），硬度和沖擊韌度同樣較高，伸長率可達原材料的90%以上，具有優良的力學性能。

Chen等人進行了電子束熔絲沉積Ti6Al4V變形控制研究（見圖3），電子束以100~150mA之間的掃描電流和低於100mm/s的速度工作，則可以形成薄壁件，掃描形式對殘余應力分布影響不大，單向掃描變形更大，收縮變形在往返掃描情況下較為明顯，並且與電流變化成正比關系，同時，發現基板底部恆定溫度約束下，變形得到改善。

Yan等人研究了電子束熔絲沉積Ti6Al4V加強筋的殘余應力與變形，研究發現，兩個加強筋都對板產生不利的變形，縱向軌道比橫向軌道引起板更大的變形，加強筋的沉積軌跡對變形有很大影響，最大位移發生在與縱向軌道相關的加強筋的內底邊緣，高殘余應力區域主要集中在加強筋的根部。

綜上所述，對於鈦合金的電子束熔絲沉積增材製造的研究相對較少，主要偏向藉助有限元分析軟體的變形控制等領域。分析認為，電子束熔絲沉積增材製造可以克服傳統的鈦合金加工方式的弊端，藉助有限元分析軟體更為實際應用過程中提供了基礎理論的指導。

2.4 電子束選區熔化（EBM）

Murr等人採用EBM增材製造的方法制備多孔泡沫Ti6Al4V，研究了剛度與密度之間的關系。結果發現泡沫具有實心孔和中空孔結構，與實心、緊密的EBM製造件相比，中空孔結構的強度與硬度成正比，強度高出40%，並且剛度與孔隙率成反比，採用EBM增材製造的泡沫材料在生物醫學、航空航天等領域的應用具有巨大潛力。

許飛等人採用電子束選區熔化技術對制備的TC4鈦合金開展了大功率高速光纖激光焊接試驗研究。結果表明，受EBM技術增材製造TC4的晶粒尺寸差異的影響，激光焊接試驗熔合區靠近上下表面的β柱狀晶組織相對細小。焊縫區顯微硬度高於增材區硬度，且頂部硬度較高。

Seifi等人研究利用EBM增材製造Ti-48Al-2Cr-2Nb的組織性能研究，結果發現，所沉積的材料強度和硬度值超過了常規鑄造Ti-Al所獲得的強度和硬度值，這與目前測試的增材材料中存在更精細的微觀結構相一致。

Surmeneva等人研究了採用EBM技術增材Ti–10%Nb（質量分數，下同）的組織性能研究。結果發現，通過EBM技術元素Nb和Ti的粉末混合物中原位生產Ti-10%Nb合金，最大的Nb顆粒保留在EBM製造的樣品中，並且Nb僅部分擴散到Ti中，如圖4所示，應該對EBM工藝的參數優化進行更多的研究，以實現更均勻的合金顯微組織。

綜上所述，對於Ti6Al4V的EBM研究相對較為廣泛，發現對於Ti-Nb合金的EBM技術增材製造仍難很好地解決Nb顆粒的擴散問題，會導致顯微組織不均勻，因此對於Ti-xNb合金的增材製造還需要更多的工藝優化試驗進行材料性能的提升。

3.熔焊增材製造

與其他增材製造方式相比，熔焊增材製造操作性更強，成本更低，但結構可靠性相對較低。熔焊增材製造一般採用焊絲增材製造，但是由於基材和初始沉積層之間的熱梯度大，以及輻射和對流熱損失，會在製造的部件底部觀察到細晶粒結構。由於較低的熱梯度，傳熱速率較低，這阻礙了在增材過程的中間層形成細晶粒結構，而只在製造部件的中間形成長的柱狀晶粒。

3.1 CMT電弧增材製造

李雷等人採用CMT電弧增材TC4薄壁結構，研究其增材層組織性能。結果發現，由於增材過程熱循環的反復作用，原始β柱狀晶晶界、水平層帶條紋、馬氏體組織和網籃組織等形態出現在增材層中，由於時效作用，對中下部區域產生強化作用，造成上部增材層顯微硬度略低於中下部顯微硬度（見圖5）。

陳偉進行了CMT電弧增材TC4的微觀組織及力學性能研究。結果發現，在設定送絲速度為3.0m/min、焊接速度為0.48m/min的參數下，原始β晶粒剖面面積最小，CMT電弧增材製造TC4鈦合金在870℃，1h/固溶爐冷（FC）+600℃、2h/固溶空冷（AC）下熱處理，獲得的各區域微觀組織較均勻，固溶處理後的材料塑性較高。

3.2 等離子弧增材製造

Lin等人採用PAW增材製造Ti6Al4V，在微觀結構和顯微硬度方面進行了研究。結果發現，先前的β柱狀晶粒的外延生長受到脈沖擾動的抑制，這導致形成了具有接近等軸晶粒的柱狀晶粒，在沉積早期，由於熱循環不足，顯微硬度較低，在後續沉積中，硬度升高，在沉積層的頂部，不受連續熱循環的影響，導致第二相的體積減小，硬度值降低。

馬照偉進行了旁路熱絲等離子弧增材製造鈦合金的組織性能研究（見圖6）。結果發現，鈦合金增材構件的橫向抗拉強度為977MPa，強度與TC4母材的抗拉強度相當，斷裂位置在增材直壁結構尾部區域，這是由於橫向焊縫為連續熔化-凝固而來，焊縫中的缺陷和雜質較少，使得橫向焊縫具有良好強度性能的鈦合金增材構件的豎向抗拉強度為

936MPa，斷裂位置在增材直壁結構上部區域，性能較橫向焊縫稍差。靠近母材的熱影響區硬度相對較低，出現了小范圍的軟化區，整體的豎向硬度差別並不明顯。

3.3 復合電弧增材製造

Pardal等人進行了激光和CMT復合焊接增材製造Ti6Al4V的結構件穩定性研究。結果發現，激光可用於穩定焊接過程，減少焊接飛濺，改善電弧漂移的情況，改善單層和多層沉積的焊縫形狀，並將Ti6Al4V增材製造的沉積速率從1.7kg/h提高到2.0kg/h。

綜上所述，對於熔焊增材製造鈦合金主要集中在TC4的研究中，多採用CMT、等離子等高效熔絲工藝方式，同時採用其他熱源輔助焊接的方式穩定焊接過程，進行鈦合金的增材製造。分析認為，對於熔焊鈦合金增材製造的發展方向應開拓研究制備鈦合金功能性材料，便於多領域全方位的應用推廣，復合熱源的增材方式或其他可控熱輸入的穩定

增材方式會成為熔焊增材的熱門研究方向。

4.固態焊增材製造

4.1 攪拌摩擦增材製造（FSAM）

攪拌摩擦增材製造是一種從攪拌摩擦焊接技術發展而來的固相增材技術，原理如圖7所示。增材效率高、成本低；在增材過程中沒有金屬的熔化和凝固，可以避免熔池帶來的冶金缺陷問題，同時攪拌摩擦過程中塑性變形還可以起到晶粒細化的作用，獲得低成本、高質量增材產品。

張昭等人基於Abaqus生死單元法和移動熱源法建立兩種攪拌摩擦增材製造Ti6Al4V有限元模型，研究攪拌摩擦增材的溫度分布和晶粒生長情況。研究結果發現，橫向增材峰值溫度大於縱向增材峰值溫度，在攪拌區冷卻及增材累積過程晶粒粗化，並且由β相轉變為α相，由於不同熱循環次數的影響，低層攪拌區晶粒尺寸較大，高層攪拌區晶粒尺寸較小。

4.2 超聲波增材製造（UAM）

超聲波增材製造（UAM）是一種新的快速成形工藝，用於在室溫或接近室溫的條件下製造金屬基復合材料。較低的加工溫度使復合材料能夠通過利用嵌入在基體中的高度預應變的形狀記憶合金（SMA）纖維產生的回復應力。

Hahnlen等人利用UAM技術製造NiTi-Al復合結構界面強度研究，纖維-基體界面的強度是UAM復合材料的限制因素。結果發現，平均界面剪切強度為7.28MPa，纖維與界面結合方式是機械鍵合，未發生化學鍵合或冶金鍵合方式。

為提高碳纖維增強材料（CFRP）的承重能力，使其能在航空航天和汽車工業上進一步推廣應用，James等人進行了CFRP/Ti的超聲波增材製造中剪切破壞強度的研究，研究結果發現，採用UAM技術可以實現CFRP/Ti的結構製造，超聲波能量和表面粗糙度都對UAM製成結構的剪切強度產生積極影響，在焊接前增加界面的表面粗糙度有助於增加最終焊縫的剪切破壞負荷。

綜上所述，關於超聲波增材製造鈦合金的研究較少，主要進行的是金屬基復合材料的研究，以增強復合材料的特定性能滿足實際生產應用，分析認為，在未來研究中，應側重於提升復合材料的力學性能研究方向。

5 結束語

隨著現代工業的迅速發展，輕量化的設計成為結構件的發展方向，對結構件的性能和質量要求變的越來越嚴格，鈦合金增材製造技術的迅速發展，可以進一步擴大鈦合金結構件的應用范圍，提高鈦合金增材件的性能，增強結構穩定性。綜合國內外所研究的鈦合金增材製造技術和現代工業的發展方向，未來鈦合金增材製造技術註定將朝著綠色、經濟、穩定、快速的方向發展。

1）從綠色發展方向來看，攪拌摩擦增材製造起步階段較晚，還處於試驗研究階段，未來進行多金屬材料的復合結構增材製造，實現特定結構的特種性能，將是該技術的一個研究方向。

2）對於經濟、穩定的發展方向，則需要進行電弧增材的穩定性過程探索，尤其是新型復合電弧增材製造的穩定性研究。

3）對於快速性的發展方向，目前階段激光/電子束增材製造工藝相對較為成熟，應繼續探究激光增材製造的經濟適用性，從實際生產中的裝配精度到生產製造中的工藝優化過程，進而降低生產成本，為鈦合金增材製造結構件大面積的生產應用打下基礎。

⑸ 緊急醫學救援核心技術有哪些，簡要闡述技術要點

一、國外大涵道比渦扇發動機發展概況大涵道比渦扇發動機是指涵道比大於4的渦扇發動機，它具有推力大、耗油率低和雜訊小等優點，廣泛用於軍民用運輸機和其他大型亞聲速飛機。經過30多年的發展，大涵道比渦扇發動機的性能、可靠性、耐久性、經濟性、和環保水平等乎灶方面都有很大進步。與早期的渦噴發動機相比，發動機的雜訊降低了20dB，推力增加了100倍，耗油率減少了50%。目前，大涵道比渦扇發動機的最大推力已超過50000daN，發動機的空中停車率從每1000飛行小時1次下降到0.002～0.005次左右，返修率達到每1000飛行小時0.06～0.01次，航班准點率達到99.95%～99.98%。發動機在飛機上不拆換的工作時間達到16000小時，最長超過40000小時。發動機的雜訊強度和污染物排放分別降低了75%和80%。在民用大涵道比渦扇發動機市場上，150座級干線客機的發動機是主流產品。據預測，未來20年，世界150座級干線客機至少需要25000台發動機，大約占民用發動機市場的73%。目前典型的150座級干線客機用大涵道比渦扇發動機是CFM國際公司的CFM56發動機和IAE公司的V2500發動機。其中，CFM56系列發動機占據150座級干線客機發動機市場的78%，該發動機不僅是B737飛機的唯一動力，而且贏得新型A320飛機一半以上的發動機訂貨，目前已經交付使用的CFM56發動機超過15600台。V2500發動機占據150座級干線客機20%左右的市場份額，主要用於A320、A321和MD-90客機。關於此類發動機今後的發展，CFM國際公司在1998～2004年實施了Tech56計劃，目標是燃油消耗率降低4%～8%，擁有成本和維護成本降低15～20%，NOx排放比目前ICAO標准低40%～50%，雜訊比FAR36第三階段低20dB。該計劃發展的技術包括：金屬材料空心風扇葉片、壓比15的6級高壓壓氣機、雙環腔預旋流燃燒室（TAPS）、鋸齒型噴管（降噪3dB）、低成本控制系統等。2007年，這些技術將用於生產型的CFM56-5B/7B發動機。2004年底，CFM國際公司又開始實施LEAP56（前沿航空推進）計劃，專門研究下一代150座級干線客機所需的發動機技術。該計劃的目標是在目前CFM56-5B/-7B的基礎上，燃油消耗率降低10%～15%，維護成本降低15%～25%，機上壽命延長25%，污染物（特別是NOx）排放降低50%，雜訊比FAR36第四階段的標准低15dB。從1990年開始，普??惠公司與MTU、菲亞特、Avio和Volvo等聯合發展下一代150座級干線客機所需的齒輪傳動渦扇發動機PW8000，2007年第一台GTF驗證機將投入試驗，目標是使發動機的耗油率比目前的水平低11%～12%，雜訊比第三階段的要求低30dB，維修費和使用費分別降低30%和10%。發動機推力為111～156千牛，壓氣機總增壓比40，風扇直徑1.93米。另外，英國羅羅公司和俄羅斯的一些機構也都在積極發展下一代150座級干線客機的發動機技術。軍民用大涵道比渦扇發動機技術的通用性很強（達70%），但是在安全可靠性、環保要求、舒適性、經濟性和適航取證方面，民用干線客機發動機比軍用運輸機發動機要求更高、更歲察扮嚴格，研製難度更大。因此，軍民結合、互相支持是世界通行的發展途徑。由於軍用大涵道比渦扇發動機數量不大，很多大型軍用運輸機發動機就直接是民用發動機的改型，典型的機種包括CFM56-5C發動機和俄羅斯的D-30KP發動機等。二、我國大涵道比渦扇發動機的需求與現狀1.需求分析研製大型飛機及其發動機是黨中央、國務院在新世紀作出的具有重大戰略意義的決策。在《國家中長期科學和技術發展規劃綱要》和「十一五」規劃綱要中，國家已經把大型飛機列為重大專項工程，而且要求最終配裝具有自主知識產權的大涵道比渦扇發動機，包括軍民沒桐用兩型大型飛機發動機，這是必須實現的國家戰略目標。發動機是飛機的心臟，大涵道比渦扇發動機是自主研製大型飛機的關鍵，發動機技術不突破，就無法掌握大型飛機研製的主動權。而民用航空發動機又是航空動力產業的重要支柱（國外民用發動機產值已達總產值的80%），不發展民用大涵道比渦扇發動機，就沒有獨立、完整、強大的航空動力產業和航空工業。據有關部門預測，我國未來20年，僅150座級干線客機就需要800架左右，加上其他用途的大型飛機，共需軍民用大涵道比渦扇發動機約2750台，總價值達412億美元，摺合人民幣3300億元左右。大涵道比渦扇發動機用途廣泛、市場巨大，經濟、軍事、社會效益顯著，對國民經濟發展、國防建設和科技進步具有重大推動作用和戰略意義。2.發展現狀與差距經過多年發展，我國在航空動力技術領域取得了一些成績，在軍用渦噴和小涵道比渦扇發動機方面已具有一定的研製生產能力，研製生產了數十個型號、6萬多台各類航空發動機，裝備了幾十種軍民用飛機，為空軍裝備建設和民用航空事業的發展作出了自己的貢獻。在大型飛機使用的大涵道比渦扇發動機方面，對風扇/增壓級、高壓壓氣機等關鍵技術開展了初步研究，並在航空推進技術驗證計劃支持下，建立了以設計定型的太行發動機核心機為基礎的大涵道比渦扇發動機整機驗證平台。但與國際先進水平相比差距仍然較大，技術基礎相對薄弱，大量關鍵技術尚未突破和掌握，部分試驗設備還存在缺門，工程設計和使用經驗缺乏，自行獨立研發還有較大困難。三、我國大涵道比渦扇發動機關鍵技術分析1.軍用大涵道比渦扇發動機總體方案根據大型軍用運輸機及特種大型飛機的使用要求，在已設計定型的太行發動機核心機的基礎上，利用航空推進技術驗證計劃構建的大涵道比渦扇發動機驗證平台，對高壓壓氣機葉片進行全三維改進設計，改善核心機性能；同時改進設計風扇/增壓級，匹配設計低壓渦輪，採用全許可權數字電子控制系統，發展12000kgf推力級的渦扇發動機。該發動機主要技術指標與正在服役的CFM56發動機相當，與現役俄制D-30KP發動機相比明顯提高，在同等條件下，將使大型軍用運輸機航程增加10％以上，具有一定的先進性，可滿足我國大型軍用運輸機對動力裝置的需求。2.民用大涵道比渦扇發動機總體方案突破關鍵技術，提高自主研發能力。以14噸推力級的下一代先進民用大涵道比渦扇發動機為背景，通過預先研究和國際合作，完成部件、系統、核心機和驗證機的設計、加工和試驗，突破民用大涵道比渦扇發動機關鍵技術，基本具備自主研發能力。在驗證機的基礎上，根據市場和飛機需求，研製出具有自主知識產權和市場競爭力的大涵道比民用渦扇發動機，滿足我國干線客機發展對動力的需求，進入市場，逐步形成產業。主要技術指標：起飛推力14000kgf；巡航耗油率：不大於0.56kg/（kgf.h）（H=11km、M=0.8）；雜訊、有害物排放水平滿足當時的適航標准；壽命、可靠性、可維護性等綜合性能水平優於現役CFM56發動機，與其後繼機的水平相當。3.大涵道比渦扇發動機關鍵技術3.1主要設計關鍵技術對於軍民用大涵道比渦扇發動機而言，除環保、壽命和經濟性等指標外，其他的主要設計技術是相同的，包括總體、部件、系統、整機、模擬等，因此將其關鍵技術合並研究，主要有：（1）大涵道比發動機總體方案設計技術（含飛發一體化和經濟性分析）；（2）民用發動機適航技術；（3）大涵道比風扇/增壓級設計技術；（4）高效高級壓比壓氣機設計技術；（5）低排放、長壽命燃燒室設計技術；（6）高性能長壽命高、低壓渦輪設計技術；（7）發動機短艙及反推力裝置設計技術；（8）核心機設計技術；（9）驗證機設計技術；（10）整機/部件綜合數值模擬技術；（11）大涵道比渦扇發動機數控系統設計技術；（12）低雜訊設計技術；（13）長壽命、高可靠性和可維護性設計技術；（14）軸承和傳動潤滑系統設計技術；（15）故障診斷和監控技術；（16）渦輪主動間隙控制技術；（17）輔助動力裝置（APU）設計技術。3.2材料、工藝技術軍用大涵道比渦扇發動機主要採用現有成熟材料和工藝，但在部分關鍵零部件（如大型風扇葉片、機匣等）的製造上仍有其特殊要求，需要進行攻關。民用大涵道比渦扇發動機由於技術指標要求更高，滿足適航取證的要求也，需要採用的新材料和新工藝，才能達到設計要求。軍民用大涵道比渦扇發動機研製中需要攻關的主要材料工藝項目包括：（1）大型寬弦風扇空心葉片（鈦合金或復合材料）製造技術；（2）大型鈦合金中介機匣鑄造、焊接和製造技術；（3）鈦合金整體葉盤/葉環製造及修復技術；（4）復合材料包容環製造技術；（5）風扇盤圓弧型榫槽加工技術；（6）三維彎扭多聯組合渦輪導向葉片精鑄技術；（7）定向凝固帶冠大展弦比低壓渦輪葉片精鑄技術；（8）風扇轉子和發動機本機平衡技術；（9）風扇機匣塗層本機加工技術；（10）耐600℃高溫鈦合金材料工程化與製造工藝；（11）鎳基高溫合金整體葉盤低成本製造技術；（12）低成本燃燒室機匣整體鑄造技術；（13）火焰筒浮動壁材料與製造技術；（14）高壓渦輪動葉及導葉用塗層及其塗覆工藝；（15）耐1100℃單晶渦輪葉片低成本材料、鑄造以及打孔工藝；（16）耐1100℃渦輪導葉低成本材料、鑄造以及打孔工藝；（17）粉末輪盤制粉、鍛造工藝以及缺陷檢測。3.3試驗、測試技術大涵道比渦扇發動機與軍用小涵道比渦扇發動機相比，除了因為尺寸、流量、推力的增加，而需要對現有試驗設備和技術進行完善改進外，由於大涵道比渦扇發動機、尤其是民用大涵道比渦扇發動機，為了滿足適航條例的要求，需要進行大量的特殊的適航試驗，如吞咽試驗、包容試驗、環境試驗等。因此，在加緊建設相關的缺門試驗設備的同時，還需大涵道比渦扇發動機所需的特殊試驗技術進行研究，並發展相應的試驗方法和規范。主要包括：（1）整機試驗與調試技術；（2）發動機反推力試車技術；（3）發動機投鳥試驗技術；（4）發動機吞水、吞冰、吞砂試驗技術；（5）發動機側風、逆風試驗技術；（6）發動機雜訊場測量技術；（7）風扇葉片包容試驗技術；（8）部件和整機壽命和可靠性試驗技術。4.關鍵技術解決途徑與措施建議4.1軍用大涵道比渦扇發動機通過型號驗證機研製、原型機研製和科研試飛、定型批研製和設計定型、生產定型及批量使用等幾個發展階段，充分繼承了定型發動機的核心機、滑油系統和控制系統的部分附件，繼承性較高，研製風險小，可降低研製成本、縮短研製周期。4.2民用大涵道比渦扇發動機盡快組織實施先進民用大涵道比渦扇發動機關鍵技術研究計劃，利用10年左右時間，結合國際合作，通過部件/系統/核心機/驗證機研製，突破和掌握關鍵技術，夯實技術基礎，提高自主創新能力。然後，在驗證機的基礎上進一步研發出具有自主知識產權和當代水平的、取得適航證進入市場的民用大涵道比渦扇發動機。4.2.1關鍵技術攻關和驗證機研製（1）發動機總體方案設計和部件設計、加工和試驗。完成發動機總體方案設計和性能分析計算、整機/部件氣動熱力性能數值模擬分析、發動機方案草圖設計和選材方案、各部件和系統的設計技術指標和參數要求；完成總體/部件/系統試驗件設計和試驗、部件強度壽命設計分析、選材和關鍵加工工藝設計、部件/系統綜合數值模擬分析、輔助動力裝置設計和試驗等。（2）核心機和驗證機的工程設計、加工和試驗驗證。完成核心機和驗證機的工程設計和加工、核心機的地面模擬試驗、驗證機地面台架性能調整試驗、300小時地面台架持久試驗、高空台巡航狀態性能模擬試驗（H=11km，M=0.8）以及部分適航性標准試驗（如雜訊、低污染排放等）。4.2.2原型機研製和適航取證在第一階段驗證機高空台性能達標的基礎上，針對我國干線客機發動機的具體要求，完成原型機的研製，取得型號合格證、生產許可證和適航證。4.3積極開展國際合作我國航空動力行業與世界先進水平相比，差距仍然較大，尤其在大涵道比渦扇發動機技術方面，基礎十分薄弱，缺乏技術儲備，大量關鍵技術尚未突破和掌握，沒有工程經驗，材料、工藝差距更大，試驗設備不配套，缺乏高水平的人才，短期內完全自行研發出先進大涵道比渦扇發動機有很大困難。為此，必須強化基礎、自主創新，又要改革開放、藉助外力，積極開展國際合作。同時，也應看到，國際合作發展民用航空發動機已成為當今世界的一大潮流。為了籌措資金、技術互補、減少風險、擴大市場，即使實力超群的大國公司也在奉行合作開發的道路，表示了與我開展合作的意向。盡管仍然存在著多種矛盾和風險，但和平開放的國際環境畢竟為開展大涵道比渦扇發動機的國際合作提供了比較有利的條件。多年的實踐證明，與俄羅斯開展技術合作，能夠學到大部分關鍵設計技術，這是與西方國家合作所做不到的，而且俄羅斯也已經表現出與我合作的強烈意願，所以在開展關鍵技術研究和驗證機研製中，重點要抓緊對俄合作的工作。同時，也通過各種方式加強與西方的已有合作，並不斷探索新的合作途徑，通過與西方的商業合作加快型號產品的開發，盡快進入國際市場。4.4加強材料、工藝、試驗等基礎條件建設有關材料、工藝是大涵道比渦扇發動機的關鍵技術之一，必須盡早安排計劃，攻關研究，加以突破。大涵道比渦扇發動機的研製需要特殊的加工和試驗手段，必須在現有基礎上，根據軍民結合的原則，盡快進行補充和完善。如：野外試車台、環境試車台、2號高空艙、快速反應科研試制力量等。

⑹ 為什麼用鈦合金製作「人造骨骼」

因為鈦可以和人骨密切結合，新的骨頭可以貼合在鈦上，所以鈦是最好的人造骨的材料。

鈦是一種純性金屬，正因為鈦金屬的「純」，故物質和它接觸的時候，不會產生化學反應。也就是說，因為鈦的耐腐蝕性、穩定性高，使它在和人長期接觸以後也不影響其本質，所以不會造成人的過敏，它是唯一對人類植物神經和味覺沒有任何影響的金屬。

鈦又被人們稱為「親生物金屬」。鈦在醫學上有著獨特的用途。在骨頭損傷處，用鈦片和鈦螺絲釘固定好，過幾個月，骨頭就會長在鈦片上和螺絲釘的螺紋里。新的肌肉就包在鈦片上，這種「鈦骨」就如真的骨頭一樣，甚至可以用鈦制人造骨頭來代替人骨治療骨折。

(6)鈦合金中介機匣的製造方法有哪些擴展閱讀：

鈦合金其他用途：

鈦合金具有強度高而密度又小，機械性能好，韌性和抗蝕性能很好。另外，鈦合金的工藝性能差，切削加工困難，在熱加工中，非常容易吸收氫氧氮碳等雜質。還有抗磨性差，生產工藝復雜。鈦的工業化生產是1948年開始的。

航空工業發展的需要，使鈦工業以平均每年約 8%的增長速度發展。世界鈦合金加工材年產量已達4萬余噸,鈦合金牌號近30種。使用最廣泛的鈦合金是Ti-6Al-4V(TC4),Ti-5Al-2.5Sn(TA7)和工業純鈦（TA1、TA2和TA3）。

鈦合金主要用於製作飛機發動機壓氣機部件，其次為火箭、導彈和高速飛機的結構件。60年代中期，鈦及其合金已在一般工業中應用，用於製作電解工業的電極，發電站的冷凝器，石油精煉改慧和海水淡化的加熱器以及環境污染控制裝置等。

鈦及其合金已成為一種耐蝕結構材料。此外還用於生產貯氫材料和形狀記憶合金等。鈦合金是航空航天工業中使用的一種新的重要結構材料，比重、強度和使用溫度余攜介於鋁和鋼之間，但比鋁、鋼強度高並具有優異的抗海水腐蝕性能和超低溫性能。

美國首次在F-84戰斗轟炸機上用作後機身隔熱板、導風罩、機尾罩等非承力構件。60年代開始鈦合金的使用部位從後機身移向中機身、部分地代替結構鋼製造隔框、梁、襟翼滑軌等重要承力構件。鈦合金在軍用飛機中的用量迅速增加，達到飛機結構重量的20%～25%。

鈦合金在航空發動機中的用量一般占結構總重量的20%～30%，主要用於製造壓氣機部件，如鍛造鈦風扇、壓氣機盤和葉片、中介機匣、軸承殼體等。航天器主要利用鈦合金的高比強度，耐腐蝕和耐低溫性能來製造各種壓力容器、燃料貯箱、緊固件、儀器綁帶、構架和火箭殼。

⑺ 目前航空發動機的國產化要攻克哪些核心技術

材料達不到要求，高精度加工也沒掌握，這是最大的難點

⑻ 鈦合金都有哪些分類類型

鈦是同素異構體，熔點為1668℃，在低於882℃時呈密排六方晶格結構，稱為α鈦；在882℃以上呈體心立方晶格結構，稱為β鈦。利用鈦的上述兩種結構的不同特點，添加適當的合金元素，使其相變溫度及相分含量逐漸改變而得到不同組織的鈦合金（titaniumalloys）。室溫下，鈦合金有三種基體組織，鈦合金也就分為以下三類：α合金,(α+β)合金和β合金。中國分別以TA、TC、TB表示。
α鈦合金
它是α相固溶體組成的單相合金，不論是在一般溫度下還是在較高的實際應用溫度下，均是α相，組織穩定，耐磨性高於純鈦，抗氧化能力強。在500℃～600℃的溫度下，仍保持其強度和抗蠕變性能，但不能進行熱處理強化，室溫強度不高。
β鈦合金
它是β相固溶體組成的單相合金，未熱處理即具有較高的強度，淬火、時效後合金得到進一步強化，室溫強度可達1372～1666MPa；但熱穩定性較差，不宜在高溫下使用。
α+β鈦合金
它是雙相合金，具有良好的綜合性能，組織穩定性好，有良好的韌性、塑性和高溫變形性能，能較好地進行熱壓力加工，能進行淬火、時效使合金強化。熱處理後的強度約比退火狀態提高50%～100%；高溫強度高，可在400℃～500℃的溫度下長期工作，其熱穩定性次於α鈦合金。
三種鈦合金中最常用的是α鈦合金和α+β鈦合金；α鈦合金的切削加工性最好，α+β鈦合金次之，β鈦合金最差。α鈦合金代號為TA，β鈦合金代號為TB，α+β鈦合金代號為TC。
鈦合金按用途可分為耐熱合金、高強合金、耐蝕合金（鈦-鉬，鈦-鈀合金等）、低溫合金以及特殊功能合金（鈦-鐵貯氫材料和鈦-鎳記憶合金）等。典型合金的成分和性能見表。
熱處理鈦合金通過調整熱處理工藝可以獲得不同的相組成和組織。一般認為細小等軸組織具有較好的塑性、熱穩定性和疲勞強度；針狀組織具有較高的持久強度、蠕變強度和斷裂韌性；等軸和針狀混合組織具有較好的綜合性能。

⑼ 第四代戰斗機中國沒有最核心的發動機技術怎麼能說掌握了

因為掌握不代表可以運用 但中國沒有好的發動機不代表就沒有這種技術

技術是從理論上升華的 而從理論到技術掌握 中間的過程就是實踐 而中國就在這個過程中

樓上說WS-10不如同類三代機渦扇是不科學的 而且要指出的是現在新殲-10裝備的大都是國產發動機不是WS-10 而是WS-10A 更重要的是這兩種發動機其實有本質的區別

首先也掃一下盲 看航空發動機好壞 看三樣

旁通比（BPR）其實就是涵道比

總壓縮比（TPR）

前渦輪進氣溫度（TIT）

當然推重比也要看 但其實他算是一個結果 由前面的好壞來決定

順便普及一下四代發動機基本指標

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

第一代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-17，Mig-19）：TIT~1150K，TPR=4~6。

第二代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-21）：TIT=1200~1250K，TPR=8~10。

第三代渦輪噴射引擎的特徵（用於Mig-23）：TIT=1400~1450K，TPR=13~15，T/W=5.5~6.5。

第四代渦扇噴射引擎的特徵（用於F-16或Su-27）：TIT=1600~1700K，TPR=20~25，BPR~0.6，T/W~8。

渦扇10/10A是一種採用三級風扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級,單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結構結構的大推力高推重比低涵道比先進發動機。黎明在研製該發動機機時成功地採用了跨音速風扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風扇轉子，鈦合金精鑄中介機匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴散隨口，高壓機匣處理以及整機單元體設計等先進技術。渦扇10A的製造工藝與F100、AL-31F相似，十分先進，外涵機匣利用中推部分先進技術採用高性能的聚醯亞樹脂復合材料，刷式密封，機匣所用材料與美製F414相似世宏，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴散連接四層風扇導流葉片，鈦合金寬弦風扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環燃燒室，收擴式噴口，全許可權電子控制技術，結構完整性設計，發動機製造和設計十分先進，不亞於世界同時期先進水平。其中渦輪葉片採用定向凝固高溫合金先進材料，無余且精鑄和數控激光打孔等先進工藝，以及對流、前緣撞擊加氣膜"三合一"?的多孔迴流復合冷卻先進技術，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗無裂紋發生。渦扇10的渦輪葉片雖然是定向結晶的DZ125，但採用了我國獨創的低偏析技術，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。渦扇10的性能為：空氣進量100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風扇的性能的一些主要數據為如下：高、低轉子的轉速分轉別是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，總增壓比30，323m/s和334m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無錫航空發動機研究所虧返敬研製的FADEC。

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉產生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產生裂縫，使得製造上受到限制。至於鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態中，有大量分散結晶構造稍為不同的Gamma基本態，只要將這種結晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

渦扇10A的三級低壓壓比甚至比AL—31F的四級低壓部分還要高，九級高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高於AL—31F，總壓比與F110相似，達30以上,渦輪前溫度為銷慎1747K，推質比為7.5（國際標准，非俄式標准），全加力推力為13200千克，重量比AL—31F要輕。相比之下，AL—31F渦輪前溫度只有1665K，推質比7.1（國際標准，俄式標准為8.17），全加力推力12500千克；F110的渦輪前溫度為1750K，推質比為7.57（國際標准），全加力推力為13227千克。總體比較，渦扇10A性能要遠高於AL—31F，與F110（裝備於F16C/D、N，F-15E）相似。（順便說一下F/A-18系列裝備的F404-GE-400 推重比為7.24）從上面看我國的發動機技術基本達到了四代發動機技術標准 可以滿足第三代戰機的動力需求 不過離第四代戰機還很遠。

渦扇10性能如何？對其設計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機，應指LPC。至於級壓縮比未知，608所研製的WJ9用來取代Y-12上P&W的PT-6A-27渦槳發動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比，AL-31F四級LPC獲得3.6（級壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級LPC為3.2（級壓縮比1.474）。各位認為合理嗎？葉片的三維黏流體設計，631所與西北工業大學研究水準不差。GTX-35VS（3LPC+5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4LPC+9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3LPC+10HPC）。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至於級數。

渦扇10裝有無錫航空發動機研究所研製的FADEC，AL-31F為機械液壓系統，F100-PW-129裝有FADEC。

燃燒器確定是短環噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產生足夠的效率，推動壓氣機的運轉。而不需要像F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的後續系列因受限於基本設計，無法更動，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，後續發展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那麼旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級數。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高於8應該沒問題，與AL-31F比，因為渦扇10有比AL-31F更有效的壓縮機，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統也比較先進。總之，渦扇10的壓縮機用多少級來產生多少的總壓比是判斷性能的關鍵

接著說渦扇10渦扇10A混淆的問題，其實兩者之間有本質的區別，最大區別就是核心機的不同，當然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU—27上試驗，該機已於2000年定型。

渦扇10A於98年裝在殲十上首飛，並進行過長達四十分鍾的超音速試驗，在2000年第一次裝在SU—27上試驗，在與AL—31F混裝試飛當中，曾發生空中熄火險情。渦扇10A隨殲十的預生產型進行邊試飛邊定型試驗，並且後來隨殲十正式生產定型，2005年隨機大批量入役。

殲十定型後的發動機乃是渦扇10A ，不是什麼AL—31F，所謂進口AL—31FN之說，是為沈飛殲11生產之用。殲十裝備渦扇10A後，無論空戰推重比、載彈量還是飛機的機動性、靈活性方面，其綜合飛行性能要大大高於裝備AL—31F的殲十。今後，國產殲11也要裝備渦扇10A，渦扇10A將成為我國殲十、殲11的標准發動機。渦扇10A經過嚴酷苛刻的國軍標試驗，其性能、壽命、可靠性要遠遠高於俄制標準的AL—31F，606所再彷制AL—31F已沒什麼意義。606所對渦扇10A的評價，渦扇10A的研製成功將使中國航空動力事業達到發達國家的八十年代中期水平，當然差距還是存在的 。

而四代機使用將是研製中的WS-15 其的具體設計我們無法得知 但從而其的部分目標可以小窺

1.結構改進的特點是以WS-9為基礎改進設計了帶氣動霧化噴嘴的環形燃燒室

2.優化設計了高壓渦輪葉片，改為不帶冠設計，採用氣膜加對流復合冷卻技術

3.對重新設計了風扇，扇由原來的5級改為4級，提高了壓縮比

4.對加力燃燒室和尾噴管進行優化設計，採用新的耐高溫合金材料，改進冷卻設計，減輕重量

5.取消附面層控制系統

6.對其它部件、系統、成件等作了適應性改進。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應用

其的設計目標推重比達到10 （正在研製為第三代改裝准備的F-110X的推重比為9.5）

不過這也只是勉強達到F-119的初期性能指標 但推重比10的發動機還是有很高的技術領先性的

所以說不能一味的說中國發動機的不足 中國發動機還是有長遠進步的 不過差距還是存在 所謂沒有掌握四代機發動機核心技術 這就是所謂仁者見仁智者見智 看怎麼理解了

望採納！！

⑽ 鈦合金分類有哪些

我國工業純鈦按GB／T3260－1994《鈦及鈦合金牌號和化學成份》的規定共分為TAO、TA1、TA2、TA3四級。美國ASTM定為Gr1、Gr2、Gr3、Gr4四級，日本JIS標准分為1種、2種、3種、4種四級。