通过对Ti/Al层状复合材料成形加工成复杂零件,再在后续进行合适的热处理即可获得Ti/A13Ti层状复合构件,在高温航天发动机领域中有巨大的发展前景。此外,由于Ti/Al层状复合材料综合了钛和铝两种金属的优点,具有质量轻、高耐磨性、高耐蚀性、高强度及高刚度等优异特性,还被应用于高层建筑、军事用途等。因此,开展对Ti/Al层状复合材料的制备及失效机制研究具有重要的应用价值。首先,采用爆炸复合和热压复合两种复合工艺制备Ti/Al层状复合材料。试验结果发现,爆炸复合制备的复合层板界面结合良好,界面扩散层较厚,最厚可达20 μm以上,但其界面处局部区域存在漩涡区易成为裂纹源,不利于后续塑性成形。热压复合制备的Ti/Al层状复合材料界面扩散层层厚为5.2 μm,虽然小于爆炸复合层板,但界面结合依然优良,且界面不存在漩涡区,断后延伸率远高于爆炸复合层板而屈强比远低于爆炸复合层板,因而具有更加优良的塑性成形性能。最佳热压复合工艺参数为:0.15 mm钛板和0.1 mm铝板,热压温度550℃×3 h、真空度10-3 Pa及压力3 MPa。其次,开展Ti/Al层状复合材料在拉伸、弯曲及压缩等常规变形条件下失效机制研究。研究结果表明,界面局部缺陷部位应力集中萌生微裂纹,微观裂纹萌生方式为微孔成核、长大、聚合。裂纹萌生后沿界面方向相向扩展、连接,形成局部界面分层,此后相邻局部界面分层相向扩展和连接最终在界面形成贯穿分层。此外,局部分层区域在垂直于界面方向扩展,形成三角状分层区域,裂纹则沿着深化的剪切带在钛层中继续扩展,最终将导致钛层和试样的断裂。最后,探索了 Ti/Al层状复合材料的疲劳裂纹萌生及扩展路径、疲劳裂纹扩展速率。试验结果表明,疲劳裂纹萌生于疲劳试样边缘处,其萌生机理为试样边缘处高应力集中造成的严重局部塑性变形。疲劳裂纹在萌生处形成一块较大的三角状撕裂口,并向多个方向扩展,形成大量的微小裂纹,但扩展主方向仍垂直于疲劳载荷加载方向。同时,在疲劳试样侧面,由于界面的协调变形作用,阻碍了疲劳裂纹的萌生与扩展,但仍然在临表面的第一层界面局部出现明显分层现象,释放了大量的疲劳循环应力。此外,Ti/Al层状复合材料在0.5σ0.2应力水平下,疲劳裂纹扩展仍较为平稳,疲劳性能优异。