为了满足先进航空发动机应用日益增长的需求，传统的分段叶片-盘组件正逐渐被基于钛合金的集成叶片设计所取代。这种结构演变具有双重优势：消除了机械接头，使得旋转部件的重量减少了大约15-20%，同时提高了抗疲劳性能。因此，钛合金叶片已成为下一代推进系统的关键技术途径[1],[2],[3],[4],[5],[6],[7],[8]。在运行条件下，发动机盘和叶片会经历不同的应力和热环境，需要选择两种不同的材料来优化性能[9],[10],[11]。钛合金在航空发动机核心部件中不可或缺，其优异的比强度和耐腐蚀性直接提升了下一代推进系统的推重比[12],[13],[14]。Ti150 (TA37)因其良好的加工性能而在航空航天领域得到广泛应用。其出色的抗蠕变性能和疲劳强度使其能够在600°C下长期服役[15],[16],[17]。Ti180 (TC19)是一种α+β双相钛合金，利用钼来稳定β相，在室温到450°C的范围内实现了优异的强度-韧性平衡和拉伸性能，使其成为航空发动机盘的最佳材料[18],[19]。这两种材料的协同集成具有重要的工程意义。Zeng等人[20]指出，尽管EB焊接的Ti-35421接头保持了中等强度，但出现了严重的延性损失，这归因于熔合区内含有ω的柱状β晶粒中的应变局部化。Cheng等人[21]研究了电子束焊接的TC17/Ti60钛合金异种接头。熔合区显示出杆状α/β相，具有峰值硬度，而HAZ微观结构在两种合金之间存在差异。所有拉伸断裂都发生在较软的Ti60基材中。疲劳极限分别达到了425 MPa和380 MPa，焊接微孔被确定为主要的疲劳裂纹萌生部位。根据Ou等人的研究[22]，当使用瞬态液相(TLP/TLG)焊接TC4和TA17时，热影响区经历了多次热-微观结构转变，导致热影响区域晶粒严重不均匀，从而严重恶化了接头的机械性能。同时，Li等人[23]采用电子束焊接(EBW)连接TC4和TA7；然而，高热输入导致基相微观结构的溶解，并在接头中引入了高残余应力，从而限制了接头性能的进一步提高。传统的固态焊接方法由于其相对均匀且可控的热输入，通常更适合连接钛合金。尽管一些研究报道了通过旋转摩擦焊接成功连接钛合金，但该过程的固有特性往往会在接头处形成大量的飞边，这对实际应用不利[24]。Cai等人[25]使用TiZrCuNi非晶填充材料对Ti2AlNb/GH99进行了钎焊，形成了包括脆性Ti2Ni(Al,Nb)和(Ti,Zr)2(Ni,Cu)在内的界面相。最佳参数(1000°C/8分钟)实现了216.2 MPa的峰值剪切强度。过高的温度/时间会导致脆性相的粗化，引发裂纹扩展和强度降低。根据Galindo-Navaa等人的研究[26]，增加TiZrCuNi填充金属中的Zr含量可以增强接头强度，这是通过固溶强化实现的。
这些发现突显了Ti180/Ti150复合结构在航空航天领域的潜力，强调了推进其钎焊技术的理论和实际意义。
