航空航天技術(shù)是高度綜合的現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)，也是國(guó)家最高工業(yè)水平 的體現(xiàn)之一。航空航天器在運(yùn)行過 程中需克服重力，且在高溫、高速等 復(fù)雜環(huán)境中服役，因此，該領(lǐng)域部件的輕質(zhì)化要求非常高。鈦合金具有 高比強(qiáng)度、低密度的優(yōu)點(diǎn)，可在室溫到中高溫環(huán)境服役，是航空航天零件應(yīng)用的重要材料[1–2]。飛機(jī)/直升機(jī) 的各類框、梁、機(jī)翼壁板、槳轂等[3]， 現(xiàn)役航空發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn) 定子、壓氣機(jī)機(jī)匣、中介機(jī)匣等[4–5]， 航天用容器[6]、承力結(jié)構(gòu)、緊固件[7] 等采用鈦合金材料制造，可謂應(yīng)用廣泛。與此同時(shí)，相比結(jié)構(gòu)鋼或鎳基高 溫合金，鈦合金也存在硬度低、耐磨 性差、高溫氧化抗力差等問題，表面 應(yīng)力集中敏感導(dǎo)致的機(jī)械疲勞問題 （后簡(jiǎn)稱疲勞）也較突出。綜合來說， 航空航天領(lǐng)域的鈦合金零件長(zhǎng)壽命 高可靠服役需要克服3大問題—— 磨損、腐蝕和疲勞。
3大問題均為表面工程問題。 為此，基于鈦合金材料，國(guó)內(nèi)外學(xué)術(shù) 與工業(yè)領(lǐng)域開展了大量表面工程技 術(shù)的基礎(chǔ)和應(yīng)用研究，目的是提高鈦 合金材料及零件的耐磨性、抗氧化性 和疲勞抗力，最終實(shí)現(xiàn)涂層在鈦合金零件的可靠應(yīng)用。以下將分節(jié)對(duì)3大類航空航天鈦合金表面工程技術(shù) 研究進(jìn)展進(jìn)行逐一探討。實(shí)際上，鈦合金還具備良好的生物相容性，被應(yīng) 用于醫(yī)學(xué)植入物，這方面表面工程技 術(shù)研究不在本研究討論之列。特殊地， 航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金葉片/機(jī)匣定轉(zhuǎn)子 摩擦部位還可能涂覆封嚴(yán)涂層，以保 證氣流密閉性提高氣動(dòng)效率，這是發(fā)動(dòng)機(jī)單一部位的使用需求，本研究不 專門論述。
1、鈦合金耐磨損涂層
鈦合金硬度低、耐磨性較差是 工業(yè)界共識(shí)，然而，為輕量化和耐 室溫腐蝕的需求，鈦合金零件較多 地應(yīng)用于可能發(fā)生摩擦磨損的環(huán)境下，比較典型的應(yīng)用為鈦合金起落 架活塞桿[8]。工業(yè)界采用各種手段將硬質(zhì)涂層鍍覆在鈦合金表面，形成“硬殼軟芯”結(jié)構(gòu)，同時(shí)滿足耐磨 和受載的需求。
1.1沉積、噴涂涂層
采用物理方法在較軟的鈦合金 表面制備硬質(zhì)涂層，是國(guó)內(nèi)外工程界 公認(rèn)的耐磨方法。Hong等[9]利用 電火花沉積技術(shù)在鈦合金TC11表 面鍍覆TiN涂層，通過厚度、TiN含量和空隙率等分析了工藝參數(shù)對(duì)涂 層微觀結(jié)構(gòu)和耐磨性的影響，獲得了 優(yōu)化沉積工藝和涂層磨損失效機(jī)制。 在TC4基體表面，曹鑫等[10]采用物 理氣相沉積的方法制備了TiN/Ti梯 度涂層，分析了梯度涂層結(jié)構(gòu)在沙塵 沖蝕損傷的影響，發(fā)現(xiàn)TiN∶Ti=1∶3 時(shí)，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)韌性匹配，耐沖蝕性能最 佳。Richard等[11]利用熱噴涂法在鈦 合金表面制備ZrO2–Al2O3–TiO2納米 陶瓷涂層，該涂層相比單一ZrO2涂層 具有更佳的摩擦系數(shù)、耐磨性和耐蝕 性。在VT6鈦合金表面，Koshuro等[12] 采用等離子噴涂氧化鋁結(jié)合后續(xù)微 弧氧化方法制備金屬氧化物涂層，硬 度提高到1640HV。Liu等[13]利用 爆炸噴涂方法在Ti–Al–Zr合金表面 制備了HV1800（壓頭載荷5g）WC– Co涂層，在25~400℃的較寬溫域提 高了微動(dòng)疲勞性能。Pawlak等[14] 利用反應(yīng)電弧沉積制備Ti–C–N底 層后利用磁控濺射制備WC–C面層， 使得TC4鈦合金耐磨性提高94%。 王俊等[15]采用等離子噴涂在鈦合金 表面制備氧化物涂層，接著采用激光 熔覆方法提高了氧化物涂層硬度。 部分涂層結(jié)構(gòu)如圖1所示[9，11，14]。
1.2激光熔覆涂層
預(yù)涂粉末混合干燥后進(jìn)行激光 熔覆的方法在鈦合金表面產(chǎn)生硬質(zhì) 耐磨涂層，同樣是國(guó)內(nèi)外研究的熱 點(diǎn)。Mohazzab[16]和Wu[17]等采用激 光表面處理方法在純鈦或鈦合金表 面制備了TiC和Ti–Si硬質(zhì)層，硬度可 達(dá)到1000HV0.1以上，以提高硬度和耐 磨性。Wang等[18]在TC4合金表面制 備了耐磨性能更佳的精細(xì)片層結(jié)構(gòu)純 鈦涂層，認(rèn)為激光熔覆過程的細(xì)晶強(qiáng) 化作用是提高耐磨性的主要原因。高 霽[19]、Zhao[20]、戈曉嵐[21]、蔣松林[22]、 李春燕[23]、林沛玲[24]、劉丹[25]和劉 慶輝[26]等分別在鈦合金表面制備 CBN、Ti–O–N、Ti–Al–Nb、WC–Co、 Ti–Si–C、Ti–B或多元素復(fù)合（如摻 Ni）硬質(zhì)耐磨層，以引入更高的顯微 硬度和摩擦磨損性能。Ye[27]、任佳[28] 和相占鳳[29]等在粉末中分別加入碳 納米管和h–BN（六方氮化硼），在涂 層中形成了軟硬混合的相結(jié)構(gòu)，起到 了良好的耐磨減磨性能。以上研究 中，部分采用了脈沖能量較大的脈沖 激光器（如Nb–YAG），有的采用了連 續(xù)的光纖激光器。該類涂層的共同 特點(diǎn)是具有熔覆區(qū)–結(jié)合區(qū)–熱影 響區(qū)–基體等多層過渡結(jié)構(gòu)。為分 析涂層種類帶來的表面硬度梯度差 別，將部分文獻(xiàn)報(bào)道的涂層特性列入 表1[17–19，21–24，27–28，30]。
1.3滲層與鍍層
沈志超等[31]采用無氰鍍銅方法使鈦合金TC4表面摩擦系數(shù)由0.52 降低到0.38。田曉東等[32]利用輝 光離子滲在TC4鈦合金表面形成 MoS2–Mo滲層，表層減磨，次表層硬 化，形成硬度梯度結(jié)構(gòu)。Zhao等[33] 在激光選區(qū)熔化制造的鈦合金零件 表面進(jìn)行氣體滲氮，使其納米硬度從 5.2GPa提高到13.3GPa，并降低了摩 擦系數(shù)。此外，有些研究采用復(fù)合 處理來提高鈦合金耐微動(dòng)磨損性能。 李瑞冬等[34]認(rèn)為噴丸+CuNiIn涂層 可以改善微動(dòng)磨損性能。劉道新等[35] 采用離子滲氮后噴丸的方法，更好地 提高了TC4合金抗微動(dòng)磨損和疲勞 性能。
1.4鈦合金耐磨損涂層技術(shù)展望
從以上文獻(xiàn)分析，耐磨涂層的發(fā) 展存在以下幾個(gè)趨勢(shì)：（1）多元、多 工藝復(fù)合處理，利用制備工藝特點(diǎn)， 制造多元或多層復(fù)合結(jié)構(gòu)，在保障涂 層硬度的同時(shí)，增加韌性，實(shí)現(xiàn)強(qiáng)韌 化匹配；（2）加強(qiáng)涂層力學(xué)性能設(shè) 計(jì)，通過計(jì)算仿真手段，獲得外載下 內(nèi)應(yīng)力低、結(jié)合力好且結(jié)構(gòu)可靠的耐 磨涂層體系。另外，工業(yè)界應(yīng)在保障 涂層結(jié)構(gòu)分析的基礎(chǔ)上，加強(qiáng)涂層的 模擬服役性能試驗(yàn)，在實(shí)踐中獲得真 知，加快研究結(jié)果應(yīng)用。
2、鈦合金抗氧化和阻燃涂層
在室溫下，鈦合金表面可以形成 致密的氧化膜，故具有良好的室溫耐 腐蝕性能。部分航空航天器使用的鈦合金零件需要在中溫甚至高溫下 使用，而該條件下形成的氧化膜是多 孔的TiO2，無法有效抵御氧原子向 內(nèi)擴(kuò)散。另一方面，鈦合金的燃點(diǎn)低 于熔點(diǎn)。當(dāng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速運(yùn)動(dòng)的 鈦合金零件因某些原因（如變形、斷 裂等）發(fā)生位移時(shí)，部件間相對(duì)運(yùn)動(dòng) （如轉(zhuǎn)定子）高速摩擦生熱可能點(diǎn)燃 鈦合金而發(fā)生鈦火事故，嚴(yán)重危及航 空航天器安全使用。因此，國(guó)內(nèi)外積 極開展了鈦合金抗氧化涂層和阻燃 涂層的研制。通過兩類涂層改變鈦 合金表面氧化和溫升機(jī)制是一個(gè)可 靠方法。
2.1抗氧化涂層
Du等[36]首先制備微弧氧化 TiO2膜，接著采用磁控濺射方法在膜 表面鍍覆純鋁，最終利用階梯式擴(kuò)散 熱處理提高了上述兩層的冶金結(jié)合； 該方法制備的復(fù)合涂層（主要成分α– Al2O3）具有良好的阻氧擴(kuò)散能力， 在973~1073K條件下顯著降低了鈦 合金的氧化增重。Maliutina等[37]采 用激光熔覆方式在TiAl合金表面制 備Ti48Al2Cr2Nb涂層，在700~900℃ 氧化過程中，其中Nb和Cr抑制了 TiO2的生長(zhǎng)，涂層表面形成以Al2O3 為主的多層氧化膜。在工業(yè)純鈦表 面，Shugurov等[38]采用直流磁控濺射制備了Ti1–x–yAlxTayN涂層，該涂層 提高了850℃氧化抗力，但無法提高 950℃氧化性能，隨著Ta元素含量增 加，950℃氧化性能逐漸變差。Yin[39] 的研究表明，LaB6的適度添加可以細(xì) 化激光熔覆TiC+TiBx涂層，提高氧 化性能。Yu等[40]研究了不同MoO3 含量的玻璃陶瓷涂層（硼鋁硅酸鹽微 晶玻璃）在850~1050℃溫度范圍內(nèi) 沉積在TA2工業(yè)純鈦上的抗氧化行 為，認(rèn)為富Mo層起到良好抗氧化效 果。Zhang[41]、汝強(qiáng)[42]和陳倩[43]等采 用電弧鍍或離子鍍方法在鈦合金表 面制備含鋁涂層，單曉浩等[44]采用 激光熔覆制備Nb–Al–Ti涂層，利用 Al2O3良好的阻氧擴(kuò)散能力提高鈦合 金氧化抗力。除了以上的涂層技術(shù) 外，表面改性方法也應(yīng)用于鈦合金抗 氧化。Kanjer等[45]在純鈦表面采用 WC珠、Al2O3珠和玻璃珠進(jìn)行超聲 噴丸，降低了700℃/100h和3000h的 氧化增重，認(rèn)為噴丸樣品形成的連續(xù) 富氮層起到了阻氧擴(kuò)散避免剝落分 層的作用；He等[46]利用激光噴丸在 Ti2AlNb表面產(chǎn)生細(xì)晶層和高位錯(cuò)密 度，提高了720℃氧化性能。部分涂 層結(jié)構(gòu)如圖2所示[36–38]。
2.2阻燃涂層
針對(duì)鈦火問題，Anderson等[47]提出物理氣相沉積Pt/Cu/Ni復(fù)合涂層， 王長(zhǎng)亮等[48]采用熱噴涂鋁涂層，利用 涂層元素良好的導(dǎo)熱性避免鈦合金零 件局部溫升。Freling[49]和Kosing[50]等 提出采用ZrO2涂層用于阻燃，則利 用了ZrO2較低的熱導(dǎo)率。Li等[51] 采用Ti–Cr和Ti–Cu等多元金屬涂 層，通過涂層燃燒不敏感實(shí)現(xiàn)阻燃。
近年來，鈦合金阻燃涂層的一個(gè) 研究熱點(diǎn)是多層結(jié)構(gòu)。彌光寶等[52]提 出熱噴涂方法制備YSZ+NiCrAl-B. e復(fù)合涂層，實(shí)現(xiàn)其臨界著火氧濃度 提高至鈦合金基體的2.3倍，YSZ產(chǎn) 生了良好的阻隔熱量傳輸?shù)淖饔谩?汪瑞軍[53–54]、曹江[55]和傅斌友[56]等 提出微弧離子表面改性和熱噴涂工 藝技術(shù)在TC11基體上制備復(fù)合阻 燃涂層，分別利用Ti–Zr非晶和YSZ 實(shí)現(xiàn)吸收能量和隔熱，部分涂層結(jié)構(gòu) 如圖3所示[52，56]。
2.3鈦合金抗氧化和阻燃涂層技術(shù)展望
從以上文獻(xiàn)看，抗氧化涂層的主 要目的是阻氧擴(kuò)散，而阻燃涂層在 阻氧擴(kuò)散的基礎(chǔ)上，還需要實(shí)現(xiàn)隔熱 和能量吸收。那么，對(duì)于上述涂層的 發(fā)展要求一般為：（1）具有良好結(jié)合 力；（2）具有包覆性、連續(xù)且具有一 定厚度的阻氧擴(kuò)散層（如α–Al2O3、TiN等）；（3）具備氧化層穩(wěn)定成分 （如富Mo層），使得氧化層形成后能 夠保持穩(wěn)定，減少和避免剝落或分 層；（4）在工藝和成分控制上，盡可 能減小孔洞，避免氧原子直接快速進(jìn) 入基體；（5）向多元、多層結(jié)構(gòu)發(fā)展， 同時(shí)實(shí)現(xiàn)吸收能量和隔絕熱量等多 重目的。
3、鈦合金抗疲勞表面改性
在滿足航空航天器輕量化需求 的同時(shí)，鈦合金零件還需要滿足長(zhǎng)壽 命與高可靠性需求，這就要求鈦合金 零件具有良好的疲勞抗力。然而，鈦 合金是種典型的難加工材料，加工過 程刀具可能發(fā)生粘著磨損使得表面 應(yīng)力復(fù)雜，加之其導(dǎo)熱性較差導(dǎo)致局 部溫升，因此鈦合金零件加工后表面 完整性控制困難。工業(yè)界大量使用 抗疲勞表面改性（或表面形變強(qiáng)化技 術(shù)，Surfacemechanicaltreatment）來提 高鈦合金零件表面完整性狀態(tài)，進(jìn)而 實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)壽命高可靠性要求。在抗疲勞 表面改性中，機(jī)械噴丸（Shotpeening） 和激光沖擊強(qiáng)化（激光噴丸）（Laser shockpeeningorLaserpeening）結(jié)構(gòu) 適應(yīng)性強(qiáng)，被業(yè)界廣泛研究。部分適 應(yīng)特殊結(jié)構(gòu)的表面強(qiáng)化工藝技術(shù)， 如適應(yīng)孔結(jié)構(gòu)的冷擠壓強(qiáng)化（Cold expansion）和適應(yīng)焊接結(jié)構(gòu)的超聲噴 丸強(qiáng)化（Ultrasonicimpacttreatmentor Ultrasonicimpactpeening），也開展了 系列研究。
3.1機(jī)械噴丸
機(jī)械噴丸對(duì)表面完整性的影響 主要為表面形貌、表層組織性能與殘 余應(yīng)力。Ma等[57–58]利用離心式噴 丸機(jī)研究了Ti1023鈦合金大尺寸彈 丸噴丸后的梯度組織。Unal等[59]對(duì) 純鈦進(jìn)行高能噴丸，分析了具有更高 納米硬度的形變超細(xì)晶組織。Wen 等[60]對(duì)TiB+TiC增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料 的噴丸試驗(yàn)結(jié)果表明，增強(qiáng)相和基體 界面由于噴丸擠壓作用產(chǎn)生納米結(jié)構(gòu)和高位錯(cuò)密度。Yao等[61]對(duì)TB6 合金表面完整性的研究認(rèn)為銑削+ 拋光+噴丸+拋光工藝可獲得最佳 表面形貌、殘余應(yīng)力和顯微硬度狀態(tài) （即表面完整性狀態(tài)），最大程度提高 構(gòu)件疲勞性能。高玉魁[62]、宋穎剛[63] 等分析了噴丸對(duì)TC4和TC21合金 組織結(jié)構(gòu)的影響，認(rèn)為表層應(yīng)變硬化 和宏觀殘余壓應(yīng)力是噴丸強(qiáng)化的重 要原因。馮寶香[64]和蘇雷[65]等分 別從試驗(yàn)和數(shù)值模擬入手研究了噴 丸對(duì)鈦合金殘余應(yīng)力的影響。部分 文獻(xiàn)報(bào)道了噴丸強(qiáng)化層的金相，對(duì)比 如圖4所示[59，62，66]。
機(jī)械噴丸的主要作用是提高鈦 合金構(gòu)件疲勞性能，在工藝應(yīng)用方 面，國(guó)內(nèi)學(xué)者開展了大量研究。由于 噴丸后表面粗糙度升高可能會(huì)影響 葉片氣動(dòng)效率，Shi等[67]發(fā)現(xiàn)噴丸后 進(jìn)行光飾處理能夠降低表面粗糙度， 更好地提高疲勞性能。戴全春等[68] 采用噴丸+電磁場(chǎng)復(fù)合處理技術(shù)， 使TC11鈦合金最大殘余壓應(yīng)力提高 了7.7%，疲勞強(qiáng)度提高了33%。王強(qiáng) 等[69]研究了TC18合金孔結(jié)構(gòu)擠壓強(qiáng) 化對(duì)表面完整性和疲勞性能的影響， 認(rèn)為對(duì)于該合金孔結(jié)構(gòu)，噴丸較冷擠 壓疲勞增益幅度更大，達(dá)到3倍以上。 張彩珍[70]和徐鯤濠[71]等對(duì)鈦合金葉 片殘余應(yīng)力與變形情況的研究表明， 殘余壓應(yīng)力是產(chǎn)生整體形變的主要 原因，而采用預(yù)變形和校正方法可以 解決葉片整體變形問題。鄧瑛[72]和尚建勤[73]等認(rèn)為應(yīng)根據(jù)壁厚區(qū)分鈦 合金零件噴丸要求以實(shí)現(xiàn)工藝構(gòu)件 匹配。杜東興等[74]研究表明噴丸 對(duì)吹砂–超音速火焰噴涂TC21合 金零件的疲勞性能弱化具有彌補(bǔ)作 用。噴丸參數(shù)對(duì)TC4[75–77]、Ti60[78]、 TC18[79]等合金疲勞性能影響研究認(rèn) 為，在一定服役周期后噴丸可以進(jìn)一 步補(bǔ)充表面強(qiáng)化層，延長(zhǎng)服役壽命。 張少平等[66]對(duì)比了彈丸對(duì)TC17合 金疲勞性能的影響，認(rèn)為玻璃丸噴丸 疲勞增益幅度最大。
3.2激光噴丸（激光沖擊強(qiáng)化）
Che等[80]對(duì)TC21鈦合金進(jìn)行高 能激光強(qiáng)化，強(qiáng)化后鈦合金表面硬度 提高16%并且粗糙度Ra小于0.8μm。 Wang等[81]對(duì)于TC6激光強(qiáng)化研究認(rèn) 為該工藝產(chǎn)生的強(qiáng)化層具有良好的熱 穩(wěn)定性。
殘余壓應(yīng)力場(chǎng)深度大是激光噴丸與機(jī)械噴丸的重要差別。Zhang 等[82]認(rèn)為只有在較大的殘余壓應(yīng)力 作用下，疲勞裂紋擴(kuò)展才會(huì)受到抑 制；Sun等[83]從數(shù)值模擬角度分析 了殘余壓應(yīng)力對(duì)裂紋擴(kuò)展的阻礙作 用；李啟鵬等[84]建立了支持向量 機(jī)理論的殘余應(yīng)力松弛模型；Shi 等[85]研究了3mm薄壁鈦合金焊接 結(jié)構(gòu)激光噴丸，發(fā)現(xiàn)激光噴丸改變了 熱影響區(qū)的應(yīng)力狀態(tài)，產(chǎn)生深層殘余 壓應(yīng)力場(chǎng)，使疲勞強(qiáng)度提高了19%。 為了對(duì)比噴丸與激光強(qiáng)化的表面完 整性特征差別，將部分文獻(xiàn)報(bào)道的表 面形貌和殘余應(yīng)力場(chǎng)特征分別列入 表2[60–61，64，76，84，86]和圖5[86]。
疲勞性能的增益作用是激光噴 丸研究的根本目的。Luo等[86]對(duì)比 了激光/機(jī)械噴丸對(duì)TC4鈦合金4 點(diǎn)彎曲疲勞性能的影響，并通過對(duì) 比深入解析了疲勞性能增益的原因。 Nie等[87]建立了綜合考慮等效殘余 壓應(yīng)力和FINDLEY模型，在兩倍誤 差范圍內(nèi)成功預(yù)測(cè)了激光噴丸TC4 鈦合金試樣的高周疲勞壽命。
利用激光增材制造零件是當(dāng)前 工業(yè)界快速制造的重要方向，在應(yīng)用 上，該技術(shù)產(chǎn)生大量?jī)?nèi)部缺陷的問題 也同樣引起工業(yè)界的關(guān)注。AguadoMontero[88]對(duì)比研究了機(jī)械、激光噴 丸和機(jī)械噴丸+表面化學(xué)處理對(duì)增 材制造TC4疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn) 3種情況下疲勞強(qiáng)度都遠(yuǎn)高于未經(jīng) 表面處理的參考組[89]。賴夢(mèng)琪等[90] 對(duì)比了鍛造和增材制造TC4合金激 光強(qiáng)化后的表面完整性狀態(tài)，認(rèn)為激 光強(qiáng)化提高了增材制造TC4合金致 密度，但因內(nèi)部疏松的緣故使得殘余 壓應(yīng)力數(shù)值小于鍛造態(tài)強(qiáng)化。Jiang 等[91]針對(duì)激光選區(qū)融化制造構(gòu)件的 超高周疲勞研究發(fā)現(xiàn)激光噴丸后疲勞性能更低，原因是該型疲勞試驗(yàn)疲 勞斷口起源于大深度缺陷處。
無保護(hù)（吸收）層激光噴丸（Laser shockpeeningwithoutprotectivecoating， LSPwC）和改變環(huán)境溫度的激光噴丸 （溫激光噴丸，Warmlaserpeening或深 冷激光噴丸，Cryogeniclaserpeening） 等新方法研究豐富了激光噴丸技術(shù) 樹。Petroni等[92]對(duì)比了有無保護(hù) 層激光強(qiáng)化鈦合金微觀結(jié)構(gòu)和性能， 發(fā)現(xiàn)有保護(hù)層情況下表面粗糙度更 低。Pan等[93]對(duì)比了室溫和300℃ 激光噴丸后鈦合金組織，特別的是一 些在室溫下一般不開動(dòng)的孿晶（如 {10–12}）可在溫激光噴丸過程開動(dòng) 產(chǎn)生。Feng等[94]對(duì)于鈦合金焊接 結(jié)構(gòu)溫噴丸研究結(jié)果表明，疲勞極限 提高了40%以上。周建忠等[95]采用 在極低溫度下進(jìn)行激光噴丸，以產(chǎn)生 數(shù)值更大的殘余壓應(yīng)力[96]。
3.3其他表面強(qiáng)化技術(shù)
為了建立良好的連接，銷釘孔結(jié) 構(gòu)是航空器鈦合金零件的重要連接 方式，同時(shí)，也引入結(jié)構(gòu)弱點(diǎn)（應(yīng)力集 中），導(dǎo)致該位置的疲勞性能薄弱，亟 待加強(qiáng)。對(duì)于銷釘孔結(jié)構(gòu)，艾瑩珺[97]、 霍魯斌[98]、羅學(xué)昆[99]、楊廣勇[100]和 馬世成[101]等針對(duì)TC17、TC4–DT、TB6 鈦合金研究了適宜的冷擠壓系列方 法，主要優(yōu)化的工藝參數(shù)包括擠壓方 式、過盈量、導(dǎo)端角等對(duì)孔壁粗糙度、殘余應(yīng)力分布、疲勞性能的影響。
除冷擠壓強(qiáng)化外，超聲噴丸也 是近年來鈦合金表面強(qiáng)化研究的熱 點(diǎn)之一。Zhu等[102–103]認(rèn)為超聲噴 丸使純鈦表面發(fā)生劇烈形變，可形成 納米+非晶的復(fù)合表層。Kumar[104] 和Mordyuk[105]等也認(rèn)為超聲噴丸后 將導(dǎo)致表面納米化。劉德波等[106] 的研究表明，降低氣孔疏松等缺陷， 引入強(qiáng)化層是超聲沖擊處理焊縫的 主要強(qiáng)化作用。蔡晉等[107]通過建 立有限元模型，分析了超聲強(qiáng)化腔 體與零件待強(qiáng)化區(qū)域的關(guān)系，并對(duì) 比了TC4合金噴丸和超聲噴丸殘余 應(yīng)力差別[108]。王謐等[109]開展了超 聲噴丸多彈丸仿真。以上研究如能 配合實(shí)際試驗(yàn)驗(yàn)證將更能夠推進(jìn)工 藝應(yīng)用。
3.4鈦合金抗疲勞表面改性技術(shù)展望
根據(jù)以上問題，認(rèn)為鈦合金抗疲 勞表面改性技術(shù)主要有以下3個(gè)發(fā) 展需求：（1）加強(qiáng)零件結(jié)構(gòu)適應(yīng)性。 對(duì)于薄壁以及對(duì)于表面粗糙度等有 特殊要求的零件，需提供專用表面強(qiáng) 化手段或工藝參數(shù)，在控制變形和表 面完整性狀態(tài)的前提下實(shí)現(xiàn)抗疲勞 強(qiáng)化。（2）表面改性層高能化、深層 化和均勻化。目前高能深層是表面 形變強(qiáng)化領(lǐng)域的普遍共識(shí)，而均勻化 是工業(yè)界保障疲勞性能提高的關(guān)鍵， 這方面容易被學(xué)術(shù)領(lǐng)域忽略。（3）提高成本可控性。這主要來自于表 面工程技術(shù)的應(yīng)用需求。在工業(yè)上， 在實(shí)施表面改性技術(shù)后，如何有效表 征鈦合金構(gòu)件的疲勞性能，探索建立 表面完整性–試樣疲勞性能–構(gòu)件 疲勞性能的內(nèi)在聯(lián)系，將是一個(gè)研究 難點(diǎn)。
4、結(jié)論
從目前西方發(fā)達(dá)國(guó)家航空航天 零件使用材料的發(fā)展趨勢(shì)看，比強(qiáng)度 高、密度小的鈦合金材料在很長(zhǎng)的一 段時(shí)間內(nèi)仍將是航空航天使用的主 要金屬材料。解決該合金磨損、氧化 和疲勞問題是保障鈦合金零件在航 空航天器可靠服役的關(guān)鍵。以耐磨 涂層、抗氧化涂層和表面改性技術(shù)為 代表的表面工程技術(shù)以其低成本、高 效和不增重（或少增重）的特點(diǎn)，成 為了解決3大問題的鑰匙。
隨著我國(guó)國(guó)力逐步增強(qiáng)，航空航天技術(shù)將進(jìn) 一步快速發(fā)展，鈦合金表面工程技術(shù)發(fā)展機(jī)遇巨大，同樣也面臨著基礎(chǔ)研 究和工藝應(yīng)用帶來的巨大挑戰(zhàn)，有待 廣大表面工程科技工作者深入研究 解決。
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