風扇葉片葉身長、葉弦寬、扭角大、形狀復雜，葉片較薄利于滿足高效率/低質量要求，而葉片較厚利于滿足高強度/高穩定性要求，這種矛盾的要求導致了復雜的掠型結構設計，進而對風扇葉片制造技術提出更高要求。現代軍用及民用航空領域飛行環境日益復雜，不僅要最大程度上 的實現風扇葉片輕量化、可設計，同時也應達到更高的強度和疲勞壽命。寬弦風扇葉片已經成為現役和在研大涵道比渦扇發動機的關鍵技術，探索先進的制造技術是提升風扇葉片質量的重要途徑。 

目前航空發動機風扇葉片主要包含兩類材料 -鈦合金、復合材料，兩類結構-實心、空心結構，各家國際航空公司圍繞鈦合金以及復合材料風扇葉片不斷開展研究與探索。鈦合金密度小、比強度高、耐高溫，具備良好的耐蝕性和可焊性，憑借其優秀的綜合性能成為航空發動機復雜構件的主選材料。而近幾十年來復合材料行業蓬勃發展，自 1995 年來，美國通用電氣(GE) 公司、英國羅-羅公司與法國斯奈克瑪公司的復合材料風扇葉片相繼問世，復合材料風扇葉片的應用可以進一步提高發動機的減重率，改善葉片疲勞強度、損傷容限等，目前歐盟正在開發未來發動機可使用的混合材料-鈦合金/復合材料智能風扇葉片。而國內針對復合材料風扇葉片的制造研究尚處在摸索階段，主要對于制造過程中的鋪疊參數或是纖維預制體的參數、固化參數等的各項參數邊界控制的認知。 

鈦合金風扇葉片制造技術與復合材料風扇葉片制造技術的發展將相互促進。鈦合金風扇葉片在一定條件下會因為強度不足造成葉片疲勞斷裂，復合材料風扇葉片耐沖擊性能、耐摩擦性能薄弱，容易受到意外外來物體的影響和損壞，裂紋擴展迅速從而影響整個發動機的服役性能，金 屬材料裂紋擴展的延緩性相較于復合材料仍是一大優勢。此外，復合材料仍存在著腐蝕問題，其環保回收仍然是一個挑戰，還應當針對復合材料風扇葉片開展大量工藝、材料試驗。未來鈦合金風扇葉片仍是軍用航空領域風扇葉片的主流方案。 

鈦合金寬弦空心風扇葉片是典型的空心加強結構零件，要求具備完整的空心減重結構及準確的外部氣動掠形結構，成形工藝復雜，其制造 綜合運用了擴散連接/熱成形以及數控加工、無損檢測等組合工藝技術，此種組合成形工藝技術可以充分發揮鈦合金成形復雜構件控形、控性的優勢。高強度高疲勞性能的結構及其穩定可控的制造等是新一代鈦合金寬弦空心風扇葉片的迫切需求。但是超塑成形/擴散連接（SPF/DB）工藝仍存在葉片內部變形不可控、超塑過程變形量過大、設計不確定性因素多等缺點，尋找一種新型結構鈦合金寬弦空心風扇葉片及其成形技術成為了所有航空企業主要探索的領域之一。 

鈦合金寬弦空心風扇葉片制造已經成為我國發展大型航空發動機卡脖子問題，國外對于相關技術嚴格封鎖。為了更好地了解、利用鈦合金擴散焊接及塑性成形技術，本文總結了鈦合金風扇葉片的結構及成形技術演變，對國內鈦合金寬弦空心風扇葉片研究現狀進行了總結與分析，對未 來鈦合金寬弦空心風扇葉片制造技術的研究前沿及其中存在的關鍵技術進行深入探討。

鈦合金風扇葉片的結構變化伴隨著成形技術的演變，窄弦實心結構到寬弦空心結構的轉變可以看作是鈦合金風扇葉片成形技術發展歷程的一個重要轉折點，而寬弦空心結構葉片內部減重空腔的復雜程度極大的決定了成形技術的難易和穩定可控性。如表 1 簡要概述了世界航空發動機風 扇葉片的發展歷程，從 1970 年先后投入使用的 JT9D 與 TF39 發動機，到 2022 年將要投入使用的 GE9X，大涵道比渦扇發動機風扇葉片的葉型構造、材料和成形技術等歷經了 50 多年的改進，羅羅、通用和普惠是目前國際上最主要的三大航空發動機制造企業，在風扇葉片方面的研究取得了重大進展，另外國內外一些研究機構也在該領域開展了相關工作，并取得了一定的成果。

表 1 航空發動機風扇葉片發展歷程

1.1 鈦合金窄弦實心風扇葉片 

如圖 1 所示為鈦合金窄弦實心風扇葉片，凸肩結構設計可以在一定程度上增加葉片剛性和自振頻率，通過鍛造成形后機加工獲取葉片成品， 20 世紀 60 年代之前，此類風扇葉片得到普遍應用。但是凸肩帶來的問題有流量限制和氣流擾動等，不利于節約發動機的燃油消耗率，不適應風扇葉片的進一步發展，因此無凸肩的寬弦風扇葉片應運而生。

圖 1 窄弦實心風扇葉片

1.2 鈦合金寬弦空心風扇葉片 

寬弦空心風扇葉片最早由英國和美國等國家的航空發動機公司提出，如圖 2 所示，弦長的增加避免了窄弦葉片凸肩帶來的效率損失，同時提高了耐疲勞性能及抗外物損傷能力。如圖 3 所示為鈦合金寬弦空心風扇葉片從概念的提出到演化過程示意圖。對開式結構和蜂窩夾芯式結構 的概念先后由美國通用電氣和英國羅羅公司在 20 世紀 70 年代提出。對開式結構由兩片鈦面板和加強筋組成，在流體壓力和模具溫度的共同作用下實現葉片構件之間的擴散連接。而蜂窩夾芯式結構，是一種通過氨酯樹脂與外部面板進行連接而獲取風扇葉片的方法。但是針對以上結構提出的成形工藝在當時存在接頭強度差等若干問題，僅僅停留在概念上，并未得到實際應用。后來英國羅羅公司對蜂窩夾芯結構的成形工藝進行改進，提出將葉片的面板和內部蜂窩采用焊接與機加工相結合的成形方式，具體為將兩片已經具備彎扭葉型的鈦合金面板和蜂窩芯板經釬焊或者擴散連接形成一體，最終通過數控加工獲得葉片外形。蜂窩夾芯結構鈦合金寬弦空心風扇葉片結構設計和制造技術的成功開創了鈦合金風扇葉片結構及其成形技術的新局面。

圖 2 寬弦空心風扇葉片

圖 3 鈦合金寬弦空心風扇葉片發展過程示意圖

自蜂窩夾芯結構風扇葉片研制成功后，葉片結構及成形技術經過不斷演化，最終形成了三大結構類型，分別是兩層對開結構、三層結構及四層結構鈦合金寬弦空心風扇葉片。 

兩層結構葉片由美國普惠公司在 80 年代末提出，首先將預先機加工出空腔的兩半對稱的扁平葉身進行擴散連接，通過加強筋形成空腔結構，再將整體空心毛坯加熱至超塑成形狀態，利用重力作用和模具獲得葉片初步的彎扭度，之后利用模具合模使葉片成形至所需形狀，最后進行數控加工獲得成品。此類葉片成功運用在 PW4084 系列增推型發動機，風扇直徑增大到 2.84 m，葉片數量減少至 22 片。Bichon 等于 1997 年提出了將兩塊板擴散焊后常規熱塑性成形再超塑性成形的方法。原材料為晶粒尺寸 7 m 左 右的鈦合金鍛坯，預先機加工出帶減重槽的葉盆 側和葉背側平板進行擴散焊接，在焊接溫度 875~940 ℃，焊接壓力 3~4 MPa 的等靜壓下保溫保壓至少 1 小時，之后焊后葉片在超塑性成形溫度和應變速率范圍內扭轉得到具有過渡形狀的葉片，隨后對熱扭轉后的葉片進行熱壓和氣脹校形，超塑性氣脹成形溫度在 850～940 ℃之間， 充氣壓力在 2~4 MPa 下最佳。目前兩層結構寬弦空心風扇葉片的制造工藝路線可總結為：

1）擴散連接-常規塑性成形-超塑成形按照預定毛坯設計先通過擴散焊接獲取整體空心平板毛坯，之后利用熱成形模具對毛坯進行常規塑性成形及氣脹蠕變成形，材料需要經歷至少 3 次加熱循環。

2）常規塑性成形-熱等靜壓擴散連接首先通過常規塑性成形獲取具有葉片曲面外形的葉盆及葉背側面板，之后機加工出面板空心結構，最終通過擴散焊接使已經具有彎扭形狀的葉盆以及葉背側面板連為一體。材料需要經歷至少 2 次加熱循環，不需要進行超塑成形。 

英國羅羅公司取得了蜂窩夾芯結構葉片的成功后繼而提出三層結構寬弦空心風扇葉片，具體成形工藝為首先對外部面板和中間芯板預定區域進行擴散連接，之后將三層板放入模具中，在超塑性狀態下外層面板完全貼膜成形，中間芯板發生延展變形與面板連接組成了一種質量輕且承力 特性好的三角形桁架結構。羅-羅公司采用這種工藝生產了 Trent 800 發動機的空心風扇葉片。后來 Varela 等又提出了改進的三層結構空心風扇葉片成形工藝，先將外板和中心板進行彎曲和扭轉熱成形，之后再進行擴散連接以及超塑性成形。

四層結構空心風扇葉片同樣運用了 SPF/DB 組合工藝，由兩層外部面板和兩層中間芯板構成，擴散連接后的層板放入模具中后，外層面板在超塑性狀態下貼膜成形，中間兩層芯板頂部與外部面板預定區域實現擴散連接，相鄰側壁通過擴散連接形成垂直于面板的加強筋。 

我國在航空發動機的研制方面起步較晚，尚未完全掌握鈦合金寬弦空心風扇葉片的生產制造技術，在 2017 年成功首飛的 C919 作為自主研制的第一架國產大飛機使用的即是進口的美國通用電氣 Leap 航空發動機。目前國內針對鈦合金寬弦空心風扇葉片制造工藝的研究已經取得了一定 的成果，下面將從結構設計、成形工藝以及力學性能研究三個方面詳細敘述國內鈦合金寬弦空心風扇葉片研究現狀。 

2.1 結構設計研究 

如圖 4 所示，風扇葉片的結構設計包括兩部分—氣動外型及內部空腔，空腔結構的復雜程度決定了工藝的穩定性和可靠性。目前針對風扇葉片兩層及三層空腔結構所定義的幾何特征參數如圖 5 所示。

圖 4 葉片結構設計示意

（a）兩層對開結構

（b）三層柵格結構

圖 5 空腔幾何特征參數

如圖 6 所示，目前風扇葉片內腔結構設計研究主要圍繞輕量化設計及葉片使用性能展開，兩者互相制約。部分學者將拓撲優化運用到葉片結構設計中。如圖 7 所示，閻軍等以風扇葉片靜力與動力性能作為目標函數，通過拓撲優化算法給出了更為合理的葉片空心結構的構型設計。嚴林鑫等通過數值模擬和逆向分析分析了加強筋的幾何特征參數對空心葉片力學性能的影響， 得出二層空腔結構具有三層結構無可比擬的應力分布。另外一些學者在建模優化方面開展了相關研究。吳惠松等研究開發了空心葉片的結構設計及優化設計平臺，實現了多層結構寬弦空心風 扇葉片快速造型及有限元分析。于洋等研究表 明空心葉片型腔加強筋數量增加或擴散連接區與非連接區長度比增大對加強筋最大應力值影響較大。楊劍秋等采用正交試驗設計獲得了空心葉片結構優化設計分析的帕累托最優解。剛鐵等對空心葉片建模及 SPF/DB 過程中應力分布展開 了研究，得出空心葉片加強筋夾角應盡量小于 30°，“S”形加強筋結構優于斜形加強筋。

圖 6 空腔結構設計研究現狀

圖 7 風扇葉片拓撲優化設計域和不可設計域示意

2.2 成形工藝研究 

國內最早于1999年成功制備了三層結構鈦合金寬弦空心風扇葉片，首先通過擴散連接、熱扭轉以及超塑成形得到滿足設計要求的葉身，再將葉身與榫頭進行焊接得到完整葉片。如圖8所示，最早針對兩層結構鈦合金寬弦空心風扇葉片提出的成形工藝為首先將兩片鈦合金面板進行擴散連接，之后進行熱扭轉預成形、熱壓整形以及蠕變校形，最終機加工后得到葉片，但研發的兩層結構寬弦葉片僅為較短的葉跟的一部分，可以實際生產使用的大尺寸兩層結構寬弦空心葉片的成形工藝有待進一步研究。

圖 8 兩層結構空心風扇葉片制造工藝路線示意圖

國內目前仍主要采用有限元數值模擬技術對多層結構鈦合金寬弦空心風扇葉片的成形工藝參數進行研究。陳明和等針對兩層結構葉片的毛坯優化設計技術展開了研究，通過數值模擬分析了成形后葉片厚度均勻性和結構完整性，提高內部加強筋構建的可靠度。吳心晨等結合有限元模擬與試驗研究了兩層結構空心風扇葉片的熱扭轉工藝，得出單軸扭轉相比于雙軸扭轉更易將毛坯預成形至理想的過渡外形，采用了扭轉溫度 750 ℃ ，葉尖夾頭扭角 20.4°，扭轉速度 0.68(°)/min的工藝參數。王寧等提出了一種 基于蠕變成形的鈦合金空心風扇葉片面板修復方法，該方法采用氣壓加載，在較高的溫度下，使凹陷部位發生蠕變變形，恢復到理論外形。 

王榮華對雙層板及三層板結構鈦合金空心翼類零件SPF/DB制造過程中進排氣、密封等關鍵工藝問題提出了解決方案，得出在溫度為 860 ℃開展構件SPF/DB成形實驗成形效果較好。針對三層結構鈦合金空心葉片的SPF/DB工藝， Zhao等分析了葉片成形過程中應力應變演變情況，得出隨著扭轉速率、下降速度、應變速率、 芯板與面板厚度比的增大，成形力增大。門向南研究了TC4三層板結構的超塑成形的最佳壓力加載路徑，證明1×10-3 s -1為最佳成形應變速率。高慶峰研究了三層和四層結構的空心葉片 SPF/DB工藝過程，得出了芯板厚度、摩擦系 數、加強筋數目和單元算法對成形的影響規律， 指出在超塑成形時，選取芯板厚度應比面板厚度要薄。徐偉采用有限元計算研究優化了四層板 結構空心葉片的超塑性成形工藝參數并制得葉片試驗件。也有一些學者針對葉片成形過程中數控加工變形控制及預測等關鍵技術展開了研究，從而實現鈦合金寬弦空心風扇葉片形狀精度的精確 控制。如圖9所示，中國航空制造技術研究院采用SPF/DB工藝于2017年10月完成CJ-1000AX 驗證機首臺18件裝機三層結構鈦合金寬弦空心風扇葉片研制，攻克了葉片結構優化設計、成形技術以及成形質量評估等一系列關鍵技術。

圖 9 國產大型客機發動機驗證機首臺整機

葉片毛坯無法一次性熱成形出滿足幾何精度要求的鈦合金寬弦空心風扇葉片，如圖 10 所示，需針對葉片榫頭、葉尖及進排氣邊等加工部位分別輔以不同數控加工手段（切/磨削）才能最終滿足精度要求。這是因為擴散焊接及塑性成形過程中伴隨多道次熱循環及冷卻，進而造成葉 片變形。

圖 10 機械加工區域示意圖

目前，國外主流發動機公司和數控機床生產商已經合作開發出包含葉片快速測量、多軸數控加工以及六軸砂帶磨削的成套加工技術。國內徐九華等指出空心風扇葉片熱成形后的數控切削加工應突破復雜曲面結構測量、加工變形控制以及加工誤差補償等關鍵技術。林立基于葉片薄壁結構件真實切削力編寫變形迭代算法，計算出變形量補償刀位點來提高葉片加工精度。郝煒等研究葉片前后緣加工誤差分布規律，通過誤差補償方法對葉片模型進行修正。而葉片精密磨削已由傳統的手工修磨轉向為高效率、高精度、自動化程度較高的數控砂帶磨削。如圖 11 所示， 喬虎等實現了空心風扇葉片在六軸數控砂帶磨床上的可靠的虛擬磨削加工。平波提出應用成形針束噴嘴以及緩進給磨削工藝提高鈦合金成型面冷卻效果一致性。張宏之等采用自適應砂帶磨削方式保證了航發模鍛葉片表面粗糙度值均在 0.4 μm 以下。劉樹生等研制出國內首臺公開展示的高動態性能九軸六坐標聯動數控砂帶磨床， 實現了葉片集成磨削精加工，成果成功應用于某型號發動機風扇葉片生產。

圖 11 葉片磨削加工仿真

2.3 力學性能研究 

鈦合金寬弦空心風扇葉片處于發動機進氣口，需要解決三大問題：氣動性能，振動問題以及抗外物沖擊損傷性能。目前國內學者主要圍繞擴散焊焊接接頭以及空心單元件進行力學性能分析。 

大量學者以靜力學性能作為優化目標針對鈦合金的擴散焊接最佳工藝參數展開了研究工作。航空發動機結構的主要失效形式為疲勞失效，尤其焊接接頭是受力的薄弱部位。周克印對比分析了焊前 TC4 原材料以及不同擴散焊工藝 得到的材料的疲勞斷裂特性，提出在壓強為 2.94 MPa 以及加熱制度為 960 ℃下保溫 120 min 時可獲得良好的連接效果。謝佩玉以 TC4 母材、擴散焊后的母材及焊縫為研究對象，研究了不同加載路徑下的不同形式焊縫的靜力學性能及疲勞性能演變，得出原材料與擴散焊接頭均對裂紋比較敏感。劉小剛等通過靜力學試驗、斷裂韌性試驗、納米壓痕試驗以及疲勞裂紋擴展試驗研究了 TC4 擴散焊接頭的力學性能，并建立了其復合型疲勞裂紋擴展速率統一模型。招文龍等對 TC4 鈦合金雙搭接接頭的抗剪切疲勞性能進行了試驗研究，得到了接頭的正應力、切應力和壽命相關曲線。 

國內以空心單元件為研究對象，主要在外物損傷及疲勞性能方面開展了研究工作。趙平、關玉璞等總結了航空發動機葉片疲勞失效的主要研究方法，指出葉片損傷試驗設備和試驗方法需要進一步完善。李白洋等建立了三層結構空 心葉片單元件的彎曲疲勞壽命預測方法，深入分析了葉片失效過程。李迪設計了空心風扇葉片的高循環疲勞試驗方法，并研究了葉身空心結構的抗疲勞性能，得到的試驗件葉身部分對應 1×107次循環的高循環疲勞強度介于370 MPa至 400 MPa之間。黃芳通過鈦合金寬弦空心風扇葉片的振動試驗和疲勞性能試驗，研究了葉片的振動模態參數以及疲勞失效機理，為空心風扇葉片的制造提供參考。 

具有多層擴散焊結構的寬弦空心風扇葉片在受到外物沖擊后，除了對葉片葉盆及葉背側表面造成損傷，空腔中擴散焊縫的力學性能也會受到影響，焊縫失效是空心結構在沖擊載荷下最重要的失效模式之一。李白洋，丁進等通過 外物損傷（FOD）模擬試驗證實了 FOD 會造成 TC4 合金三層擴散焊結構板件高循環疲勞強度顯著降低，內部焊縫出現損傷。如圖 12 所示，孫青平針對桁架式夾芯結構單元件進行了結構設計、加工工藝以及疲勞失效分析，建立了接頭的疲勞損傷演化方程。

圖 12 空心單元件宏觀斷口

目前多層結構擴散連接/常規塑性成形/超塑性成形組合工藝還存在較多技術難題需要攻克， 傳統的結構設計及其制造工藝仍具有諸多的局限性。國外航空發動機寬弦空心鈦合金風扇葉片在服役過程中仍頻繁出現失效問題，截至 2018 年 2 月，英國羅羅公司 Trent 700 葉片已經報道過 9 個故障，前 6 個故障是由于在超塑性成形過程中 葉片內部殘留空氣或其他活性氣體，最后 3 次失效是由于在內膜和凸板之間的銳角-局部板增厚處產生疲勞裂紋源，如圖 13 所示。普惠 PW4000 發動機在使用過程中也多次出現事故， 事故原因均被判定為與風扇葉片金屬疲勞相關。

圖 13 三層板超塑性成形/擴散連接葉片失效示意圖

基于空心葉片多層擴散焊結構的特殊性以及成形工藝的復雜性，未來針對鈦合金寬弦空心風扇葉片的研究需要攻克的關鍵技術可以主要從以下幾方面入手。 

3.1 空腔結構設計 

1）基于結構輕量化的目標 

在有效實現葉片輕質的同時，必須同時考慮空心結構設計受到葉片服役狀態下離心力、鳥撞等復雜載荷的影響。在空腔結構的概念設計階段，應當加強獲得風扇葉片空心結構材料分布的優化設計系統理論指導。選擇可以間接地反映結構的靜力與動力性能的特性參數作為優化目標，在基本設計階段給出更為合理的空心結構構型設計，最終獲得材料分布合理，具有優良總體剛度、強度性能的初始設計，促進結構輕量化的目標實現。

2）基于成形可行性及力學性能最優的目標 

葉片空腔結構的設計除了要考慮輕量化效果以外，還必須綜合考慮成形工藝可行性、穩定性以及力學性能要求等多方面因素。在詳細設計階段，借助形狀優化、尺寸優化等手段對空腔結構進行局部設計調整，從而滿足葉片剛度、強度以及葉片振動等所有設計要求。如圖14所示，對空 腔結構設計參數進行了歸納總結，對于空腔內加強筋，應當考慮的幾何參數包括加強筋數量、高度、厚度及夾角，而工藝參數應當考慮葉片空心率、焊縫長度以及加強筋與面板的幾何關系。首先應當明確空腔結構設計尺寸參數以及這些參數之間的相互影響作用，設計難度較大。在空心風扇葉片成形過程中，內部空心區域的形狀及位置分布不容易控制，還會產生制造偏差，應當研究原設計參數的變化對各類性能的影響規律，進而調整設計參數及成形工藝。

圖 14 空腔結構設計參數

3.2 成形工藝優化研究 

成形工藝可以看作是鈦合金寬弦空心風扇葉片制造全流程中最重要的環節，但應當擺脫只著眼于成形工藝單工序優化的現狀，成形工藝不可避免的會影響初始結構設計參數及葉片最終冷加工質量。鈦合金寬弦空心風扇葉片未來冷熱復合加工的關鍵技術可以從以下幾方面著重開展研 究： 

①深入研究多層結構材料的擴散焊接工藝與后續塑性成形工藝的相互影響規律，研究思路從以往的單步工序優化研究轉變為多工序多目標耦合優化研究；②在經過不同成形工藝后葉片材料的流變應力曲線和熱物性參數已經發生了變化， 針對每個狀態下的材料建立更加準確的本構方 程，對提高計算精度有十分重要的意義；③深入研究原始毛坯材料多次熱循環過程中組織控制及演變規律，優化成形過程材料熱暴露時間周期及升降溫工藝參數，精準控制構件晶粒度及力學性能范圍；④在冷熱加工過程中葉片具有復雜的應力分布和特殊的損傷演變規律，并且前后工序相 互影響作用大，利用材料的高溫應力松弛性能， 深入研究葉片熱成形過程中應力分布控制方法及質量影響規律；⑤風扇葉片切削加工誤差的補償需要全面考慮機床、刀具以及零件自身結構特征因素，建立誤差分析模型；⑥面向葉片空心與實心混雜、剛性強弱相間的特征結構，基于試驗和數值模擬仿真技術，建立加工變形預報模型，在 此基礎上，結合誤差補償技術，有效控制鈦合金寬弦空心風扇葉片加工變形；⑦開發集測量、分析及加工功能為一體的葉片數控切削加工集成系統，將有效提升數控切削加工能力；⑧大力發展機器人柔性砂帶磨拋技術在葉片磨削中的應用， 開發基于知識學習的葉片機器人砂帶磨削智能系統及平臺，提高葉片的加工精度及效率。 

3.3 擴散焊接結構力學性能研究 

以往研究學者主要分別對鈦合金擴散焊接接頭力學性能和鈦合金基體材料的力學性能進行了研究，但是多層擴散焊接整體空心構件在經歷一系列復雜成形工藝后會產生需要微觀分析技術輔助才能觀測到的變形和損傷，復雜的多因素影響下帶來的擴散焊結構使用可靠性問題應當成為關 注重點。未來針對擴散焊接空心結構力學性能研究可以從以下方面展開：在構建整體葉片疲勞預測模型時進一步研究空心構件內部焊縫裂紋擴展對葉片疲勞壽命的影響；在評估寬弦空心葉片的抗外物損傷能力時，綜合考慮外物沖擊對葉片表面和空腔結構中擴散焊縫損傷的影響；不局限于某一種載荷，應當針對離心、振動以及彎曲等復雜載荷下疲勞性能展開研究；焊接接頭焊縫區附近的力學性能具有非均勻性，通過原位拉伸、原位疲勞以及納米壓痕法等顯微力學試驗手段獲得焊縫附近不同區域的顯微力學性能參數。 

鈦合金寬弦空心風扇葉片復雜的彎扭葉型、內部空心減重結構仍處于不斷演化之中，伴隨而來的越來越高的服役性能要求對葉片制造技術提出了更大的挑戰。目前多層結構擴散連接/常規塑性成形/超塑性成形組合工藝還存在較多技術難題需要攻克，其中涉及的研究內容十分豐富，未來針對鈦合金寬弦空心風扇葉片的研究可以主要從葉片空心結構設計、冷熱復合加工過程中多目標成形工藝優化以及多層擴散焊結構力學性能的提高三大領域進行關鍵技術的攻克。針對空腔結構設計，基于結構輕量化、成形可行性以及力學性能最優開展多目標優化研究，按照由總體到局部的思路，在基本設計階段獲得具有優良總體剛度、強度性能的合理的結構材料分布，促進結構輕量化的目標實現，在詳細設計階段首先應當明確空腔結構設計尺寸參數，綜合考慮成形工藝可行性以及力學性能要求等多方面因素，對空腔結構進行局部調整。針對成形工藝優化，應當圍繞擴散焊接工藝與塑性成形工藝多工序多目標耦合優化、提高數值模擬計算精度、材料冷熱復合加工過程中組織性能控制及力學性能演變等方面著重開展研究。針對擴散焊接結構力學性能，可以從復雜載荷下空心構件內部焊縫及母材裂紋擴展、焊縫損傷以及相應的顯微力學試驗方面展開研究。以上研究對準確評估復雜載荷條件下的鈦合金多層焊接結構塑性變形以及力學性能具有重大理論指導價值和工程實用意義。

文章來源：鈦應用平臺