王敏涓, 黃 浩*, 王 寶, 韓 波, 楊平華, 黃 旭

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095；2.中國航空發(fā)動機集團 先進鈦合金重點實驗室，北京 100095 ）

復合材料是一類將兩種或兩種以上物質復合而成的材料。根據增強體形態(tài)的不同可分為顆粒增強、晶須增強和纖維增強復合材料；根據被增強基體的不同可分為樹脂基、金屬基和陶瓷基復合材料。連續(xù)SiC纖維增強鈦基（SiCf/Ti）復合材料是一種重要的纖維增強金屬基復合材料，兼具了陶瓷纖維和鈦合金的材料特性，具有耐高溫、高比強度、高比剛度、抗蠕變和耐疲勞等特性。考慮到纖維增強的特點，SiCf/Ti適合制作特定取向選擇性增強的部件，如航空發(fā)動機渦輪軸、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、兵器等尖端領域具有重要的應用前景。本文回顧了SiCf/Ti復合材料的發(fā)展歷程和應用現(xiàn)狀，從SiC纖維、界面、基體的組織和性能調控、復合材料構件設計和成型工藝等方面系統(tǒng)梳理了SiCf/Ti復合材料的制備技術，并概述了超聲、CT、同步X射線以及聲發(fā)射等無損檢測技術在該材料缺陷檢測中的應用，最后對SiCf/Ti復合材料發(fā)展趨勢進行了展望。

1 SiCf/Ti復合材料的應用

1.1 SiCf/Ti復合材料的發(fā)展歷程

需求牽引了制造，也進一步催化了應用。正是由于SiCf/Ti復合材料優(yōu)良的性能特點，因而在航空航天領域展現(xiàn)出較大的應用前景。早在20世紀70年代，美國太空飛機的夢想便催生了鈦基復合材料的早期發(fā)展，并相繼受到了美國、日本、英國、德國及法國等國家的廣泛關注與研究[1-2]。到了80年代，英美兩國均有明確的項目對該材料予以支持，如表1所示[3-4]。國家航天飛機計劃（NASP）和高性能發(fā)動機計劃（IHPTET）為SiCf/Ti復合材料的研究提供了大量的資金支持，使得SiCf/Ti復合材料在航空航天領域均獲得了大量應用。近年來，伊朗和印度等國科研人員針對SiCf/Ti復合材料開展了相應的研究，并取得了一定的進展[5-7]。

表1 各國關于SiCf/Ti復合材料構件研制的項目規(guī)劃[3-4]Table 1 Project planning in different countries for developing SiCf/Ti composite components[3-4]

到了20世紀90年代初，SiCf/Ti復合材料受到了各大航空發(fā)動機公司的關注并在其支持下獲得了更持續(xù)的發(fā)展。例如，英國Rolls-Royce公司，美國GE公司、ARC公司和普惠公司，德國宇航局等均針對SiCf/Ti復合材料及構件開展了相關研究。20世紀90年代后期，Rolls-Royce公司致力于葉環(huán)的研發(fā)和應用，采用一系列材料和多種制備方法制備葉環(huán)及轉動軸等構件。美國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壓氣機整體葉環(huán)可實現(xiàn)減重50%。AADC公司采用SiCf/Ti葉環(huán)作為XTCl6/lA系列核心機的第三級和第四級壓氣機，大幅減輕了轉子質量，使第三級轉子從鎳基合金的25 kg減輕至復合材料葉環(huán)轉子的4.5 kg[8]。

SiCf/Ti復合材料在高性能航空發(fā)動機（如壓氣機葉片、葉環(huán)、渦輪軸等）和超音速空天飛行器（如飛機蒙皮、支撐衍梁、加強筋等）中展示出良好的應用前景，成為高性能航空發(fā)動機研制所需的關鍵新材料。由于SiCf/Ti復合材料具有較強的軍事應用背景，國外在設計、制備以及原材料等方面均對我國進行嚴格封鎖。我國的SiCf/Ti復合材料研制起步于20世紀80年代，北京航空材料研究院和中國科學院金屬研究所均開展了連續(xù)SiC纖維及SiCf/Ti復合材料的自主研發(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，國內在相關材料及構件研制方面也取得了較大的突破。

1.2 SiCf/Ti復合材料的結構和性能特點

SiCf/Ti復合材料由連續(xù)SiC陶瓷纖維和鈦合金基體復合而成，兼具陶瓷材料和金屬材料的性能特點，是一種可在800 ℃長時服役、1000 ℃短時應用的輕質耐高溫結構材料[14-15]。在各類飛行裝備設計研制過程中，比強度、彈性模量和比模量為設計所考慮的重要指標。與鈦合金基體相比，高強度（超過3000 MPa）和高模量（可達400 GPa）SiC纖維的引入，使得SiCf/Ti復合材料具有高比強度、高比剛度、優(yōu)良的抗蠕變和抗疲勞性能。例如，SiCf/Ti復合材料軸向強度和模量都可以比基體高出近一倍，而且復合材料還有更低的疲勞裂紋擴展速率和更高的疲勞強度[15-16]。表2給出了國內外幾種典型SiCf/Ti復合材料軸向拉伸的力學性能，從表2中可以看出，復合材料的模量和強度都明顯高于其對應的基體材料[1，6，15-17]。目前國外主要有兩種SiC纖維，即美國的SCS和英國的SM系列，國內有中國科學院金屬研究所開發(fā)出IMR系列，對比三種纖維增強的Ti6Al4V材料的力學性能，可以看出國內SiCf/Ti6Al4V力學性能指標已經與國外水平相當。

表2 國內外典型SiCf/Ti復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)異的綜合力學性能之外，由于包含了具有陶瓷特性的SiC纖維， SiCf/Ti復合材料具有較低的熱膨脹系數(shù)。與高溫合金、高強鋼等傳統(tǒng)的結構材料相比，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用領域及范圍[18-19]。

1.3 SiCf/Ti復合材料國內外應用現(xiàn)狀

據最新報道，SiCf/Ti復合材料在下一代民用和軍用發(fā)動機中都存在潛在的應用[20]。據美國航空航天及宇航總署（NASA）預測，未來的航空發(fā)動機用材料中，鈦基復合材料約占30%，鈦鋁基復合材料約占15%。SiCf/Ti復合材料由于其良好的耐高溫性能可以用在航空發(fā)動機部件以及超高速飛機蒙皮上，如低壓壓氣機葉片、低壓壓氣機葉環(huán)、高壓壓氣機葉環(huán)、矢量噴嘴和渦輪軸等。此外，由于其具有高比強度和比剛度，SiCf/Ti復合材料在要求輕質高強的結構件上也有著廣泛應用，如起落架阻力臂和拉伸桿、液壓驅動活塞桿和側撐、緊固件等[1，17]。根據構件的應用部位、受力特點以及外形特征，可分為環(huán)類構件、桿類構件以及板類構件三大類。

由于鈦基復合材料單向排布性能優(yōu)異，在環(huán)類轉動件上的優(yōu)勢尤其明顯，其良好的高溫性能有利于提高發(fā)動機的綜合性能。圖1為采用SiCf/Ti復合材料研制的構件。圖1（a）為從傳統(tǒng)葉盤和葉片設計到榫頭結構葉盤和葉環(huán)結構設計。采用鈦基復合材料葉環(huán)替代葉盤中的隔膜和孔區(qū)域，可實現(xiàn)超輕量級的葉環(huán)設計，相比鎳合金減重約70%；圖1（b）為在英國國防部支持下制備的EJ200發(fā)動機葉環(huán)驗證件，減重可達37%，且可同時使溫度提高10%、轉速提高15%；圖1（c）為Rolls-Royce公司制備的SiCf/Ti葉環(huán)等構件[1]。

圖1 采用SiCf/Ti復合材料研制的構件 （a）傳統(tǒng)榫頭結構葉盤至TiMMC葉環(huán)結構的演變圖，內插圖為最終形式的TiMMC葉環(huán)的剖面圖[1] ；（b）英國國防部所支持項目研制的EJ200發(fā)動機葉環(huán)構件；（c）Rolls-Royce公司研制的各類TiMMC發(fā)動機構件[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復合材料是設計和制造高度一體化的材料，具有極強的設計性。根據構件的服役溫度和受力特點，可設計具有不同結構特征的構件。SiCf/Ti復合材料除可應用于葉環(huán)構件外，還可用于制備各類桿狀構件，并根據服役的環(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復合材料制備渦輪軸相比鋼或鎳基合金構件，可以實現(xiàn)減重約50%。剪切模量會比未增強的鈦合金軸增加約40%。圖2 為采用SiCf/Ti復合材料研制的桿件。圖2（a）和圖2（b）分別為采用不同鋪放角度的全尺寸SiCf/Ti渦輪軸和推力桿實物圖。F119發(fā)動機矢量噴管驅動器傳動活塞桿采用SiCf/Ti復合材料研制（長35.6 cm，見圖2（c））[21]。GE公司用感應等離子體沉積（IPD）法，將與軸向成±15°～45°的纖維條帶疊層熱壓復合制成長127 cm、直徑12.1 cm的GE XTE-45實驗發(fā)動機的渦輪傳動軸構件，減重30%并提高剛度40%，如圖2（d）所示[21]。用預制的Ti箔/SiC織物單條帶及等離子噴涂條帶熱壓復合成F110發(fā)動機的風扇葉片及尾噴部分的一些壓縮連桿，可減重43%，已在F-16上成功實驗，如圖2（e）所示[21]。

圖2 采用SiCf/Ti復合材料研制的桿件 （a）全尺寸層鋪TiMMC渦輪軸[1]；（b）TiMMC 推力桿實物圖[1]；（c）F119發(fā)動機矢量噴管驅動器傳動活塞桿[21]；（d）GE XTE-45低壓風扇軸圖2[21]；（e）F110連桿[21]；（f）SiCf/Ti復合材料連接件[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)動機上的應用之外，SiCf/Ti在飛機其他部件也獲得了較大的應用。2003年，荷蘭的SP公司成功制備出F16戰(zhàn)斗機起落架的鈦基復合材料阻力臂，并在荷蘭進行飛行實驗[15]，與傳統(tǒng)鋼結構構件相比，大約可以實現(xiàn)減重40%～45%。此外，英國通過綜合機翼計劃采用SiCf/Ti制備了液壓驅動活塞桿和側撐[1]。采用SiCf/Ti制備活塞桿的疲勞壽命是預期疲勞壽命的3倍，且通過幾何尺寸設計最多可以實現(xiàn)40%的減重。日本住友精密工業(yè)株式會社制備的起落架拉伸桿和傳統(tǒng)的300M鋼相比，可以實現(xiàn)約32%的減重。理想的SiCf/Ti應該是沿著軸向承受載荷，連接部件是一個典型軸向受力應用。圖2（f）為超高強度SiCf/Ti螺栓，既擁有高剛度又具有低的熱膨脹系數(shù)[19]。這類應用利用了SiCf/Ti相對輕的質量以及沿著纖維方向具有高的強度和剛度等優(yōu)勢，是未來航空航天領域極具潛力的緊固件選材。

SiCf/Ti復合材料板類構件憑借其優(yōu)異的耐高溫和輕質高強的性能，可以應用在蒙皮和葉片上。利用SiC纖維在室溫和高溫高剛度的特性，通過對構件中的纖維進行三維排布，可進一步提高構件的強度。因此，SiCf/Ti復合材料板材是未來武器裝備的另一大需求。如美國Textron公司將SiC纖維夾在0.01 mm Ti合金箔片間，用熱壓擴散結合法制成板材，并用于NASP的飛機蒙皮[22]，如圖3所示。采用SiCf/Ti復合材料制備發(fā)動機葉片不但可以實現(xiàn)減重，還可以提高葉片的扭轉和振動性能，英國TISICS采用纖維-箔制備方法制備出TiMMC壓氣機葉片，Rolls-Roycs公司研制了空心SPF風扇葉片，DERA公司和普惠公司也成功開發(fā)了SiCf/Ti風扇葉片。

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

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

中國SiCf/Ti復合材料的應用也主要集中航空航天領域，如發(fā)動機葉環(huán)和渦輪軸、緊固件、飛機蒙皮等。北京航空材料研究院和中國科學院金屬研究所于“十一五”期間開展了鈦基復合材料葉環(huán)模擬件的制備工作。經過十年來的技術積累和工藝攻關，已打通了鈦基復合材料葉環(huán)制備的全流程工藝路線，并掌握了葉環(huán)內部缺陷控制、復合材料芯形狀及尺寸控制等關鍵技術，實現(xiàn)了全尺寸鈦基復合材料葉環(huán)的制備，并通過了超轉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科學院金屬研究所聯(lián)合開展了SiCf/Ti復合材料高溫緊固件研制，實現(xiàn)了不同規(guī)格不同頭型復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，并通過了相關環(huán)境考核，為實際應用提供了實驗數(shù)據支撐。中國航空制造技術研究院等單位制備了SiCf/β21S復合材料蒙皮結構，薄壁蒙皮帶筋條結構件外形尺寸無缺陷，幾何尺寸與設計外形相符合，結構件橫斷面微觀組織顯示復合材料具有良好的纖維排布，層間結合良好[26]。北京科技大學制備出了SiCf/TB8的蒙皮結構件，完成蒙皮試件的性能考核驗證，560 ℃熱平衡條件下的隔熱溫差達到75 ℃，700 ℃熱平衡條件下的隔熱溫差達到100 ℃，為SiC增強鈦基復合材料在高超聲速飛行器蒙皮結構上的應用奠定理論與技術基礎[27]。

SiCf/Ti復合材料雖然經過了幾十年的發(fā)展歷程，且國外已經在材料研究及構件研制方面取得了較大的突破，但供應鏈中部分制造技術尚不成熟，同時材料的研制成本較高，制約該材料進一步商業(yè)化發(fā)展。

2 SiCf/Ti復合材料設計、制備及檢測技術

2.1 SiCf/Ti復合材料構件設計技術

SiCf/Ti復合材料制備的各類動力裝置的零部件引發(fā)了結構和強度設計的巨大變化，是典型的設計-制造一體化的材料，因此構件的結構設計優(yōu)化為整體性能優(yōu)化的先決基礎。以葉環(huán)零件為例，目前國外有多種結構的復合材料葉環(huán)，根據溫度和載荷分布的特點，所設計的復合材料葉環(huán)包含了單芯、雙肩、三縱以及五芯四種結構，如圖4所示。在葉環(huán)設計時，復合材料芯的位置、形狀、尺寸以及纖維體積分數(shù)為葉環(huán)結構設計的關鍵。據報道，SiCf/Ti復合材料通常在纖維體積分數(shù)為35%～42%時獲得最佳力學性能，而對于不同基體的鈦基復合材料構件，其內部殘余應力狀態(tài)不盡相同，因此其對纖維體積分數(shù)的需求也存在一定差異。

圖4 國外SiCf/Ti復合材料葉環(huán)不同的設計結構 （a）單芯結構；（b）雙肩結構；（c）三縱結構；（d）五芯結構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復合材料桿類構件的設計大致可分為兩類，承受轉動載荷和承受軸向載荷。承受轉動載荷時，通常纖維通常沿±45°進行纏繞以同時提高抗扭抗彎性能，承受軸向載荷時則通常設計承載方向沿著纖維軸向。SiCf/Ti復合材料因具有強烈的各向異性，在板材設計時則根據不同方向的強度和剛度需求，按照0°、90°、±45°以及不同角度之間的組合進行設計，從而獲得滿足性能要求的構件。

2.2 SiCf/Ti復合材料及構件制備技術

目前常用的SiCf/Ti復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]、放電等離子燒結法（spark plasma sintering）[34]以及增材制造法（additive manufacturing）[35]等。表3給出了SiCf/Ti復合材料不同制備方法優(yōu)缺點的對比。箔壓法為將金屬箔材和纖維交替疊放后進行熱壓成型。箔壓法工序簡單，適用于板類構件的研制，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，可更好地實現(xiàn)復合材料形狀的控制。但該方法制備的復合材料中纖維分布不均勻，容易發(fā)生纖維碰撞接觸，造成應力集中引發(fā)內部缺陷，因此纖維的固定以及均勻分布為該方法的關鍵技術之一。早期研究中通過有機黏結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行成型。該方法在一定程度上可以避免纖維的移動，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可將纖維固定在箔材表面的凹槽內以防止纖維發(fā)生錯位，美國已采用該方法制備了環(huán)類構件。同時鈦合金箔材制備的高成本也制約了該技術的推廣。α+β合金軋制時需要頻繁的退火和非常嚴格的過程控制，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型簡單的零件。

表3 SiCf/Ti復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，該方法將目標鈦合金基體預先涂覆在纖維表面，制備成鈦合金先驅絲。然后根據零件形狀進行先驅絲的鋪排或纏繞，并經過熱壓或熱等靜壓實現(xiàn)內部致密化成型，因此適用于纏繞形式的產品，如環(huán)、盤以及軸等。在熱壓或熱等靜壓的過程中先驅絲依次經歷緩慢致密化階段、加速致密化階段、快速致密化階段和減速致密化階段。先驅絲堆垛排布方式、纖維體積分數(shù)、熱等靜壓升溫和升壓速率都會對致密度產生影響，選擇適當?shù)臒岬褥o壓參數(shù)是降低復合材料內部缺陷的關鍵手段[36]。該方法適用于各類鈦合金基體，因為鈦合金靶材遠比鈦合金箔材易于獲得。先驅絲外層均勻包覆的鈦合金鍍層可使復合材料中纖維有序、均勻的分布，同時可通過調節(jié)鈦合金鍍層的厚度實現(xiàn)對纖維體積分數(shù)的調控，獲得綜合力學性能優(yōu)異的復合材料。通過對各種不同路線中提取的纖維進行拉伸實驗對比，結果表明基體涂層法是所有工藝過程中對纖維損傷最小的方法。圖5為不同制備方法復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合材料疲勞性能遠高于FFF法制備的復合材料，因此該方法成為目前SiCf/Ti復合材料的主要制備方法。

圖5 不同制備方法復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復合材料的方法。該方法通過將粉末與有機黏結劑混合為漿料，然后將纖維垂直從漿料中穿過后實現(xiàn)先驅絲制備，隨后進行除膠熱壓實現(xiàn)成型。該方法的關鍵為選擇合適的黏結劑，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合材料的主流制備工藝。

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

增材制造技術顯著提升了設計的自由度和制造的靈活性，適合復雜結構件的直接成形，在小批量生產時具有明顯的周期短成本低的優(yōu)勢。齊海波課題組嘗試利用激光熔覆疊層增材制造技術制備SiCf/Ti6Al4V復合材料[35，38]。首先通過鋪絲裝置將SiC纖維均勻的鋪設在鈦合金基板上，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生的高溫環(huán)境會損傷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）對于減少材料缺陷和提升性能至關重要。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導致纖維的燒損和移動，進而增加了材料的缺陷。增材制造是一個急冷急熱的過程，這使得纖維和金屬之間的元素擴散時間短，界面均勻程度和界面產物的控制較困難，通過高溫熱暴露處理可在一定程度上減輕界面缺陷[38]。盡管增材制造技術在SiCf/Ti復合材料制備中顯現(xiàn)出一定的應用前景，目前還有一些技術問題需要克服，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。

當然，SiCf/Ti復合材料的制備方法并不僅限于上述工藝方法，也可進行不同制備方法之間的組合，這完全取決于材料設計者和制造者的創(chuàng)意。隨著整個工業(yè)發(fā)展中各類技術的成熟，未來SiCf/Ti復合材料的制備工藝也會不斷地得到優(yōu)化和提升。

2.2.1 SiC纖維制備及性能優(yōu)化技術

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/或氬混合反應氣體中裂解生長中獲得，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，美國的Specialty Materials（前身為Textron公司）和英國的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]

國內北京航空材料研究院和中國科學院金屬研究所均于20世紀末期開展了W芯SiC纖維的研制工作。研究初期中國科學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重且極不穩(wěn)定，存在纖維產量低、批次不穩(wěn)定等問題[6]。通過工藝改進和優(yōu)化，現(xiàn)采用分段式直流電阻工藝實現(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鍵工藝參數(shù)對纖維生長的影響規(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纖維微觀結構以及性能的影響，獲得了最佳的SiC纖維沉積工藝窗口，并實現(xiàn)了高性能W芯SiC纖維的研制。在實際纖維工程化應用過程中發(fā)展了SiC纖維在線無損檢測技術，采用激光測徑儀在線連續(xù)監(jiān)測纖維直徑的變化，以此識別纖維沉積過程中明顯的生長缺陷。

由于SiC纖維反應器結構和沉積條件（沉積溫度、氣體種類、原料比例等）十分復雜，因此SiC纖維的微觀結構對工藝具有較強的敏感性，故探索SiC纖維的強度與其成分和微觀結構之間的關系十分必要。因此北京航空材料研究院團隊針對所制備的SiC纖維開展了纖維的生長機理和失效行為的研究[44]，結果表明，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界面反應層，裂紋在該處起源后向W芯和SiC鞘層兩個方向同時擴展，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纖維具有高結晶度SiC柱狀晶（圖7所示），使得裂紋沿β-SiC柱狀晶的擴展臺階更高，裂紋擴展路徑也更長，故斷裂消耗的能量也越大，導致具有該結構特征的纖維具有更高的拉伸強度。

圖6 兩種SiC纖維拉伸斷口詳細的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纖維的顯微結構特征示意圖[44]Fig. 7 Schematic diagrams of microstructure characteristics of SiC-3800 fiber and SiC-3200 fiber[44]

作為高溫結構材料，SiC纖維主要服役環(huán)境為高溫環(huán)境，因此經過高溫熱暴露后，其結構和性能的變化情況就顯得十分重要。SiCf/Ti17復合材料經過激光表面重熔后，由于纖維的高溫經歷，W/SiC的界面發(fā)生反應，生成W2C和W5Si3相[45]。界面結構的改變會影響SiCf纖維的力學性能，以強度為3500 MPa的W芯SiC纖維為研究對象，研究其經過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涂層的結構演化及對應的拉伸強度變化。研究結果表明，經過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，W/SiC界面層厚度增加提高了應力集中程度，導致纖維力學性能大幅度退化，但仍達到3000 MPa。1200 ℃熱處理后，界面層增厚并出現(xiàn)柯肯達爾孔洞，裂紋擴展加速且鏡面區(qū)增加，導致纖維強度大幅退化至2160 MPa。更高溫度（1300 ℃和1400 ℃）熱處理導致了界面反應層厚度超過3 μm，鏡面區(qū)也超過2.5 μm，纖維強度退化到1000 MPa[46]。

經過近十年來的努力，國內研制的W芯SiC纖維室溫抗拉強度可到3800 ～ 4200 MPa，模量400 GPa，直徑約為（100±2） μm。纖維研制可達到世界領先水平，且均實現(xiàn)了纖維的小批量制備，可滿足工程化應用的需求。為瞄準未來裝備對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。

2.2.2 界面涂層的設計及調控

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

SiCf/Ti復合材料致密化成型及服役環(huán)境均為高溫，在700 ℃以上時SiC纖維和鈦合金基體發(fā)生的劇烈的界面反應將阻礙鈦基復合材料在高溫下的實際應用[48-49]。涂層不僅可以在高溫下減緩界面反應程度，還可改善因纖維和基體之間因熱膨脹系數(shù)不匹配而導致的熱殘余應力，并保護纖維在搬運與操作過程中不受傷害?，F(xiàn)有的SiC纖維增強鈦基復合材料體系中，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。美國的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，會快速氧化且降低復合材料性能。英國SM 32XX 系列纖維采用了雙涂層結構，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構的涂層，用以保護纖維并在成型過程中形成界面反應層[40]。另據研究表明，界面反應速率會被合金元素降低，尤其是β穩(wěn)定元素。因此呂祥鴻研究了C/Mo涂層對SiCf/Ti6Al4V的影響，采用C/Mo涂層時形成的界面在700 ℃時具有良好的熱穩(wěn)定性，可對纖維起到良好的保護作用[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度的升高[55]。

對界面涂層的優(yōu)化，不僅體現(xiàn)在涂層種類的選擇上，也體現(xiàn)在涂層微觀結構的控制上。根據涂層的種類和結構特征，可采用化學氣相沉積或物理氣相沉積的方法制備惰性涂層?；瘜W氣相沉積采用單獨的沉積室可實現(xiàn)C涂層的制備，其制備工藝對涂層及界面層結構具有重要的影響。北京航空材料研究院研究團隊深入研究了C涂層沉積過程中沉積溫度對其結構和性能的影響，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），而在920 ℃時形成的C層為中織構涂層，含有較多的非晶C，從而獲得具有不同微結構的界面反應層[56]。

2.2.3 鈦合金基體組織調控及性能優(yōu)化技術

SiCf/Ti復合材料中高性能鈦合金先驅絲沉積是承上啟下的關鍵環(huán)節(jié)，決定了纖維體積分數(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性能特征密切相關，因此SiCf/Ti復合材料的材料體系主要根據所采用的鈦合金基體種類來劃定。表5總結了目前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]

鈦合金先驅絲通常可通過物理氣相沉積（PVD）制備，其中磁控濺射法是目前應用最廣的方法。對復合材料先驅絲制備工藝的調控是后續(xù)制備出高質量構件的關鍵。目前英國和美國已經將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小，與纖維結合良好且沒有裂紋。復合材料中纖維體積分數(shù)取決于先驅絲厚度，通過調控先驅絲沉積厚度實現(xiàn)對纖維體積分數(shù)的調節(jié)。通常纖維體積分數(shù)為35%～42%時復合材料具有良好的綜合性能，當纖維直徑為100 μm時，先驅絲厚度對應約為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應力，因此當涂層厚度較厚時涂層內部易出現(xiàn)開裂的情況。通過調節(jié)先驅絲沉積過程的關鍵工藝參數(shù)，可實現(xiàn)對先驅絲鈦合金涂層生長應力的調控，實現(xiàn)較厚（＞28 μm）鈦合金涂層的涂覆，同時先驅絲厚度精度可控制在±1 μm。在高性能鈦合金先驅絲沉積技術方面，國內已開展了一系列鈦合金先驅絲沉積技術的研究，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絲沉積技術，圖8為各類鈦合金先驅絲橫截面照片[42，58 ]。

圖8 不同牌號的鈦合金先驅絲照片 （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絲，美國3M和FMW發(fā)明了一種更為簡單的氣相沉積技術——電子束蒸鍍（EBPVD）。英國DERA公司也創(chuàng)建了類似的設備，且Rolls-Royce公司采用該方法制備了大量金屬基復合材料葉環(huán)。EBPVD法可提高鈦合金先驅絲的連續(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)的離子濺射法可實現(xiàn)鈦合金先驅絲的制備，且直徑控制在±3 μm內，目前德國DLR、法國ONERA和英國Rolls-Royce公司開展了相關研究。

鈦合金先驅絲作為SiCf/Ti復合材料的中間材料，其各項性能對后續(xù)工藝及性能的影響至關重要[58]。北京航空材料研究院團隊通過開展磁控濺射工藝（如靶基距、沉積溫度、濺射偏壓、沉積壓強等）對各類鈦合金先驅絲微觀結構等影響規(guī)律研究，發(fā)現(xiàn)調控濺射偏壓Vb可實現(xiàn)對涂層微觀結構的有效調整。其原理為在等離子體和基片之間施加額外的電場，負偏壓對濺射離子產生加速作用。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，從而實現(xiàn)對涂層微結構的改變。例如，在沉積Ti2AlNb涂層時采用高Vb誘導Nb偏析到晶界，可促使Ti2AlNb涂層的非晶化，當Vb為-120 V時，形成富Nb非晶殼包裹Ti2AlNb納米晶核的均勻納米晶-非晶雙相納米結構，該獨特結構可使Ti2AlNb涂層在保持韌性的情況下硬度提高至15.2 GPa[42]。此外，通過調控Vb還可對生長應力進行調節(jié)，隨著濺射偏壓的增大，沉積的鈦合金涂層逐漸從張應力狀態(tài)轉變?yōu)閴簯顟B(tài)，有利于提高鈦合金涂層與纖維的結合狀態(tài)，此規(guī)律已在TC17、Ti60、TiAl等多種類鈦合金先驅絲制備研究中得到了印證，因此通過調控濺射偏壓實現(xiàn)對先驅絲中鈦合金的成分、結構以及性能的綜合調控是較為有效的方法。

針對鈦合金先驅絲的性能研究，受限于SiCf/Ti復合材料中鈦合金基體的空間尺寸，基體材料的宏觀測試受到局限，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鈦合金基體進行微觀力學性能的研究。北京航空材料研究院團隊通過采用不同應變速率對具有不同微觀組織的鈦合金基體進行了微觀力學性能的研究，表明了SiCf/TC17復合材料中具有片層組織的鈦合金基體具有更低的應變速率敏感因子m，反映出更優(yōu)的抗變形能力[59]。

2.2.4 SiCf/Ti復合材料成型工藝

SiCf/Ti復合材料的成型在于實現(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，形成穩(wěn)定的化學結合。鈦合金涂層發(fā)生塑性流動實現(xiàn)孔洞的閉合，因此成型過程需協(xié)同調控界面反應和致密化程度。通常采用熱壓（VHP）和熱等靜壓（HIP）對SiCf/Ti復合材料進行成型，其控制參量主要為成型溫度、成型壓力以及保溫保壓時間。近年來研究者們開發(fā)了超塑成形/擴散結合（SPF/DB）、火花等離子燒結技術（SPS）及快速紅外成型技術[60]。其中火花等離子燒結技術和快速紅外成型技術均利用了高溫下快速成型的特點以縮短成型時間，以期控制界面反應程度?？焖偌t外成型技術的時間短、溫度高、溫度控制較難，所制備的材料無法實現(xiàn)大尺寸化，同時界面反應存在較大的波動，因此尚未被廣泛采用。北京航空材料研究院團隊開展了SiCf/Ti復合材料的SPS成型技術，在50 MPa、900 ℃下保溫15 min基體可實現(xiàn)致密化，相對密度達到99.4%。相比傳統(tǒng)的致密化成型工藝，可大幅縮短成型時間，反應層厚度可控制在0.8 μm左右。整個燒結過程可分為先驅絲表面凈化與活化、快速致密化和蠕變致密化3個階段[34]。未來可嘗試采用該方法制備尺寸更大的板類構件。

2.3 SiCf/Ti復合材料無損檢測技術

隨著對裝備中各級零部件的性能、壽命、可靠性和安全性要求的不斷提高，構件的質量問題也受到了更多的關注和重視。要求檢出構件中更小的缺陷，并在維修維護的檢測要求中有更快速以及原位檢測的技術。這些需求也推動了各類無損檢測技術的發(fā)展與應用。目前SiCf/Ti復合材料內部缺陷的無損檢測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)射等檢測技術也在該材料的檢測中獲得越來越多的應用。每種檢測方法因檢測原理不同而使檢測信號的側重點和局限性不同，將不同測試方法結果結合可擴大有效檢測范圍，實現(xiàn)對材料和構件更全面的檢測以及認識。

超聲檢測是利用超聲波對材料中的宏觀缺陷進行檢測，主要根據超聲波在材料中傳播時的特性，如聲波在通過材料時能量會發(fā)生損失，在兩種介質的分界面會發(fā)生反射等。在評估缺陷時所收集的信息包含來自材料內部各種不連續(xù)的反射信號及其幅度，入射信號與接收信號之間的聲傳播時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80年代中期開始研究超聲C掃描檢測技術，研發(fā)了國內最初的數(shù)控和計算機控制的掃描成像系統(tǒng)。采用超聲水浸聚焦C掃描可對復合材料葉環(huán)進行缺陷檢測和底波損失檢測。當纖維與界面結合良好時信號幅度較均勻，在C掃描圖上呈現(xiàn)出較為統(tǒng)一的顏色；當界面結合不良時，界面反射信號幅度升高，在C掃描圖上表現(xiàn)出明顯的顏色變化[61]。在整體葉環(huán)結合界面的超聲檢測中，利用底波監(jiān)控與缺陷檢測結果，可識別結合界面處的孔洞類界面缺陷信號，缺陷反射信號幅度增高同時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]?？锥搭惾毕萜涑?、X射線以及CT檢測結果對應較好，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，且兩種檢測方式具有較好的對應關系。基于超聲頭波理論，利用超聲爬波法能夠成功地檢測纖維環(huán)試樣中不同深層的斷絲缺陷，有望解決SiCf/Ti復合材料整體葉環(huán)中深埋型纖維環(huán)斷絲缺陷的無損檢測難題[63]。Rokhlin等通過研究SiCf/Ti15V-3Cr-3Al-3Sn復合材料在疲勞損傷過程中不同階段的超聲聲速、回波信號的反射譜、超聲衰減系數(shù)等參數(shù)的變化，對材料的疲勞損傷進行評價，包括微觀結構的變化等[64]。雖然超聲檢測在復合材料領域應用較多，但理論模型和預測研究仍然較少，僅停留在通過實驗建立對應關系階段。

圖9 SiCf/Ti復合材料環(huán)形件超聲和CT檢測缺陷信號圖 （a）超聲檢測；（b）CT檢測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合界面質量存在的問題不同，而界面結合質量對整體葉環(huán)的性能影響較大，是整體葉環(huán)內部質量的檢測重要環(huán)節(jié)。因此采用高超聲技術評價SiCf/Ti復合材料中纖維與金屬界面結合質量是重要的研究方向。對不同結構、不同牌號的鈦基復合材料環(huán)形件開展缺陷檢測實驗和方法研究，正確評價復合材料與金屬界面的缺陷，最終為鈦基復合材料葉環(huán)的質量評價以及出廠檢驗提供技術支撐。

X射線法是利用強度均勻的X射線束透照射物體，因內部的缺陷或者結構差異而改變物體對射線的衰減，使不同部位透射射線強度不同，從而判斷構件內部的缺陷和物質分布。射線檢測技術為一個完整的技術體系，根據具體技術細節(jié)的不同包含了多種檢測技術，其中工業(yè)CT技術和同步輻射X射線技術為SiCf/Ti復合材料研究中較為常用的檢測技術。

采用工業(yè)CT可對SiCf/Ti復合材料內部的微觀缺陷進行檢測和識別，包括基體未致密、單纖維斷裂、基體裂紋等，精度可達到10 μm以內。近年來發(fā)展的原位XCT技術可實現(xiàn)材料在載荷下的內部微觀測試，加上高精度檢測的特點，可捕捉復合材料內部裂紋的萌生和擴展等信號[65]。圖10為SiCf/Ti復合材料內部結構及基體裂紋的CT信號圖，由圖可清楚地識別復合材料內部的鎢芯、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射線技術在材料裂紋擴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射線技術對SiCf/Ti復合材料裂紋的擴展進行了原位跟蹤并進行載荷再分布的重構[66]。隨著檢測技術的不斷發(fā)展，未來高精度的X射線檢測技術將在科學研究中發(fā)揮越來越多的作用。但以上兩種檢測技術僅僅適用于尺寸較小的薄制件，對于厚度超過10 mm的工件，由于射線的穿透能力明顯減弱，導致成像分辨率迅速降低。當零件外形尺寸大于400 mm時，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復合材料內部缺陷的檢測和研究。

圖10 SiCf/Ti復合材料內部結構及缺陷CT圖Fig. 10 Internal structure and defects CT image of SiCf/Ti composite material

聲發(fā)射又稱為應力波發(fā)射，是材料或構件發(fā)生不可逆塑性變形后釋放應變能的現(xiàn)象。復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，可捕獲復合材料纖維斷裂、纖維破碎、基體變形、基體斷裂、反應層斷裂、界面脫粘，以及缺陷與損傷的萌生和擴展，成為了研究和生產中重要的動態(tài)無損檢測技術[67-69]。

Takashima等采用聲發(fā)射技術對SCS-6/Ti-6Al-4V復合材料的損傷演化進行了評估，通過監(jiān)測恒定循環(huán)振幅載荷的四點彎曲中的聲發(fā)射信號，觀察到與纖維斷裂相關的高振幅AE信號，而小振幅聲發(fā)射信號與基體裂紋擴展相關[70]?？仔竦炔捎寐暟l(fā)射技術研究了SiCf/Ti6242復合材料在熱機械疲勞過程中的損傷行為，結果表明纖維斷裂和基體裂紋共同控制了熱機械損傷行為[71]。Jia等研究了SiCf/TC17復合材料在200 ℃橫向加載時的聲發(fā)射行為變化，斷裂伴隨著強烈的聲發(fā)射信號，根據加載中聲發(fā)射行為的變化證實該復合材料在橫向拉伸的失效過程包括三個階段[72]。利用聲發(fā)射技術監(jiān)測到SiCf/Ti6242復合材料在熱機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[71]，表明其熱機械疲勞損傷機制由纖維斷裂和基體斷裂共同控制。隨著聲發(fā)射對實時波形和瞬態(tài)分析等信號處理技術的提升，可進一步區(qū)分纖維斷裂、基體開裂、分層、脫粘等不同的破壞形式，為損傷機理的研究提供更準確的手段。雖然目前聲發(fā)射技術尚未在SiCf/Ti復合材料構件的檢測中廣泛應用，但通過技術的發(fā)展對材料缺陷的檢測也將發(fā)揮重要的作用。

原位表征技術可以直觀的表征材料結構的演化狀態(tài)，是揭示材料失效機制的有效手段。利用原位高速攝像方式實時觀察葉環(huán)在高速旋轉過程中斷裂過程，發(fā)現(xiàn)超速旋轉的裂紋首先出現(xiàn)在葉環(huán)的內徑，而后裂紋迅速擴展，導致SiCf/Ti復合材料核心迅速失效[73]。此外原位XRD和原位X射線三維成像技術也用來研究SiCf/Ti復合材料在高溫疲勞過程中的損傷積累，將經過高溫疲勞后的疲勞裂紋和纖維斷裂的三維形態(tài)進行重構，對SiCf/Ti復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力分配進行研究，表明低應力幅和高應力幅具有不同的裂紋生長機制[11]。

經過十多年的發(fā)展，國內已初步掌握了針對SiCf/Ti復合材料的各類無損檢測技術。通過多種無損檢測手段相結合，掌握了材料中主要的缺陷類型、分布特點及變化規(guī)律，并建立了適用的無損檢測與評價方法，為材料的質量控制和工藝改進提供技術支持和可靠保證。

3 結論與展望

SiCf/Ti復合材料作為新一代輕質高溫結構材料，未來在軍用和民用航空上均有重要的應用前景。目前該材料的主要制備方法為箔壓法和基體涂層法。其中箔壓法工序簡單，適用于制備板類構件；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)、盤以及軸等類型構件。在制備過程中調控SiC纖維性能、界面結構和鈦合金基體組織是調控復合材料性能的關鍵手段。為了保證SiCf/Ti復合材料實際應用的可靠性，國內外開發(fā)了超聲檢測、X射線檢測和聲發(fā)射等無損檢測手段，這推動了復合材料的實用化。目前，國外SiCf/Ti復合材料已經成功應用在發(fā)動機渦輪軸、推力桿、葉環(huán)等桿和環(huán)類構件，并取得明顯減重效果。國內在該類構件的設計、制造、檢測和驗證等方面開展了眾多基礎工作，由于關鍵材料和技術等的限制，仍需增加投入并加快研究進度，實現(xiàn)SiCf/Ti復合材料在高性能航空發(fā)動機和飛行器上的應用。綜合國內外SiCf/Ti復合材料的研究現(xiàn)狀，雖然在過去幾十年間取得了突破性進展，但仍有大量技術需要完善與突破，主要包括以下幾方面：

（1）SiCf/Ti復合材料的設計、驗證及考核技術。SiCf/Ti復合材料構件為設計-制造高度一體化的材料。基于材料的性能特征，性能優(yōu)勢的充分發(fā)揮可提高構件的性能，但要將材料性能發(fā)揮至極致并非易事，需要先進的設計理念、可靠的數(shù)據支撐以及多輪次的設計制造的迭代反饋，方能獲得較好的構件結構設計。而針對不同的設計方案，建立相應的失效準則以開展對不同構件的考核驗證，獲得有效的構件性能評價。其次，SiCf/Ti復合材料的制造周期長，優(yōu)良的設計方案可節(jié)省大量的制造成本和工藝周期，為材料和構件的制造奠定良好的基礎。

（2）SiCf/Ti復合材料的低成本制造技術。復合材料價比黃金，雖然SiCf/Ti復合材料帶來了諸多的性能紅利，但面對實際應用時，成本仍是較大的桎梏。因此發(fā)展低成本的SiCf/Ti復合材料制備技術，如低成本的纖維制備技術以及低成本的箔材制備技術等，是世界范圍內需攻克的難題。但伴隨著全球工業(yè)產業(yè)鏈中各項技術的日趨完善和成熟，包括成型技術的不斷更新和優(yōu)化，有望推動SiCf/Ti復合材料制造經濟性的提高。而在現(xiàn)有技術環(huán)境下，國內各材料組分的制備技術已接近成熟，今后可通過固化工藝、擴大產量以及提高管理效能等提高SiCf/Ti復合材料及構件的批次穩(wěn)定性，從而實現(xiàn)對SiCf/Ti復合材料成本的控制。

（3）SiCf/Ti復合材料的失效分析與壽命預測技術。SiCf/Ti復合材料中各組分具有不同的性能特征，且實際服役過程中由于幾何結構以及加載方式的影響，總是處于多軸應力狀態(tài)，因此其失效機制也較為復雜。不同的載荷類型對應了不同的斷裂機制，深入開展試樣級別、構件級別的失效分析，建立纖維-界面-基體特性-拉伸-疲勞-蠕變-持久-壽命之間的關系，形成各種斷口圖譜及力學性能數(shù)據庫。探索各類載荷譜下的微宏觀力學行為，建立各類環(huán)境載荷作用下適用于SiCf/Ti復合材料的壽命預測模型。

SiCf/Ti復合材料未來的發(fā)展并非僅局限于上述三點，在現(xiàn)有的技術體系下通過界面涂層和基體微觀結構的優(yōu)化，完善從室溫、400～800 ℃溫度內長時使用的復合材料體系，進一步優(yōu)化材料的各項力學性能，使其滿足各類裝備對材料的性能要求。相信通過更多研究者們的努力，SiCf/Ti復合材料能呈現(xiàn)給我們更多的驚喜和期待。