航空航天技術(shù)是高度綜合的現代科學(xué)技術(shù)，也是國家最高工業(yè)水平的體現之一。航空航天器在運行過(guò) 程中需克服重力，且在高溫、高速等 復雜環(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 應用的重要材料[1–2]。飛機/直升機 的各類(lèi)框、梁、機翼壁板、槳轂等[3]， 現役航空發(fā)動(dòng)機的風(fēng)扇/壓氣機轉 定子、壓氣機機匣、中介機匣等[4–5]， 航天用容器[6]、承力結構、緊固件[7] 等采用鈦合金材料制造，可謂應用廣 泛。與此同時(shí)，相比結構鋼或鎳基高 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(wèn)題，表面 應力集中敏感導致的機械疲勞問(wèn)題 （后簡(jiǎn)稱(chēng)疲勞）也較突出。綜合來(lái)說(shuō)， 航空航天領(lǐng)域的鈦合金零件長(cháng)壽命 高可靠服役需要克服3大問(wèn)題—— 磨損、腐蝕和疲勞。

3大問(wèn)題均為表面工程問(wèn)題。 為此，基于鈦合金材料，國內外學(xué)術(shù) 與工業(yè)領(lǐng)域開(kāi)展了大量表面工程技 術(shù)的基礎和應用研究，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)現涂層在鈦合金零件的可靠應用。以下將分節對3 大類(lèi)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 用于醫學(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)機鈦合金葉片/機匣定轉子 摩擦部位還可能涂覆封嚴涂層，以保 證氣流密閉性提高氣動(dòng)效率，這是發(fā)動(dòng)機單一部位的使用需求，本研究不 專(zhuān)門(mén)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，然而，為輕量化和耐 室溫腐蝕的需求，鈦合金零件較多 地應用于可能發(fā)生摩擦磨損的環(huán)境 下，比較典型的應用為鈦合金起落 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”結構，同時(shí)滿(mǎn)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，是國內外工程界 公認的耐磨方法。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(guò)厚度、TiN含 量和空隙率等分析了工藝參數對涂 層微觀(guān)結構和耐磨性的影響，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，分析了梯度涂層結構在沙塵 沖蝕損傷的影響，發(fā)現TiN∶Ti=1∶3 時(shí)，實(shí)現強韌性匹配，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、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合后續微 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(zhù)采用激光 熔覆方法提高了氧化物涂層硬度。 部分涂層結構如圖1所示[9，11，14]。

1.2激光熔覆涂層

預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，同樣是國內外研究的熱 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片層結構純 鈦涂層，認為激光熔覆過(guò)程的細晶強 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構，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 續的光纖激光器。該類(lèi)涂層的共同 特點(diǎn)是具有熔覆區–結合區–熱影 響區–基體等多層過(guò)渡結構。為分 析涂層種類(lèi)帶來(lái)的表面硬度梯度差 別，將部分文獻報道的涂層特性列入 表1[17–19，21–24，27–28，30]。

1.3滲層與鍍層

沈志超等[31]采用無(wú)氰鍍銅方法使鈦合金TC4表面摩擦系數由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，形成硬度梯度結構。Zhao等[33] 在激光選區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。此外，有些研究采用復合 處理來(lái)提高鈦合金耐微動(dòng)磨損性能。 李瑞冬等[34]認為噴丸+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

從以上文獻分析，耐磨涂層的發(fā) 展存在以下幾個(gè)趨勢：（1）多元、多 工藝復合處理，利用制備工藝特點(diǎn)， 制造多元或多層復合結構，在保障涂 層硬度的同時(shí)，增加韌性，實(shí)現強韌 化匹配；（2）加強涂層力學(xué)性能設 計，通過(guò)計算仿真手段，獲得外載下 內應力低、結合力好且結構可靠的耐 磨涂層體系。另外，工業(yè)界應在保障 涂層結構分析的基礎上，加強涂層的 模擬服役性能試驗，在實(shí)踐中獲得真 知，加快研究結果應用。

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(wú)法有效抵御氧原子向 內擴散。另一方面，鈦合金的燃點(diǎn)低 于熔點(diǎn)。當航空發(fā)動(dòng)機高速運動(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)，部件間相對運動(dòng) （如轉定子）高速摩擦生熱可能點(diǎn)燃 鈦合金而發(fā)生鈦火事故，嚴重危及航 空航天器安全使用。因此，國內外積 極開(kāi)展了鈦合金抗氧化涂層和阻燃 涂層的研制。通過(guò)兩類(lèi)涂層改變鈦 合金表面氧化和溫升機制是一個(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(zhù)采用磁控濺射方法在膜 表面鍍覆純鋁，最終利用階梯式擴散 熱處理提高了上述兩層的冶金結合； 該方法制備的復合涂層（主要成分α– Al2O3）具有良好的阻氧擴散能力， 在973~1073K條件下顯著(zhù)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(guò)程中，其中Nb和Cr抑制了 TiO2的生長(cháng)，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(wú)法提高 950℃氧化性能，隨著(zhù)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 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 沉積在TA2工業(yè)純鈦上的抗氧化行 為，認為富Mo層起到良好抗氧化效 果。Zhang[41]、汝強[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N(xiāo)b–Al–Ti涂層，利用 Al2O3良好的阻氧擴散能力提高鈦合 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，認為噴丸樣品形成的連續 富氮層起到了阻氧擴散避免剝落分 層的作用；He等[46]利用激光噴丸在 Ti2AlNb表面產(chǎn)生細晶層和高位錯密 度，提高了720℃氧化性能。部分涂 層結構如圖2所示[36–38]。

2.2阻燃涂層

針對鈦火問(wèn)題，Anderson等[47]提出物理氣相沉積Pt/Cu/Ni復合涂層， 王長(cháng)亮等[48]采用熱噴涂鋁涂層，利用 涂層元素良好的導熱性避免鈦合金零 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較低的熱導率。Li等[51] 采用Ti–Cr和Ti–Cu等多元金屬涂 層，通過(guò)涂層燃燒不敏感實(shí)現阻燃。

近年來(lái)，鈦合金阻燃涂層的一個(gè) 研究熱點(diǎn)是多層結構。彌光寶等[52]提 出熱噴涂方法制備YSZ+NiCrAl-B. e復合涂層，實(shí)現其臨界著(zhù)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的作用。 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基體上制備復合阻 燃涂層，分別利用Ti–Zr非晶和YSZ 實(shí)現吸收能量和隔熱，部分涂層結構 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

從以上文獻看，抗氧化涂層的主 要目的是阻氧擴散，而阻燃涂層在 阻氧擴散的基礎上，還需要實(shí)現隔熱 和能量吸收。那么，對于上述涂層的 發(fā)展要求一般為：（1）具有良好結合 力；（2）具有包覆性、連續且具有一 定厚度的阻氧擴散層（如α–Al2O3、TiN等）；（3）具備氧化層穩定成分 （如富Mo層），使得氧化層形成后能 夠保持穩定，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、多層結構發(fā)展， 同時(shí)實(shí)現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(mǎn)足航空航天器輕量化需求 的同時(shí)，鈦合金零件還需要滿(mǎn)足長(cháng)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(guò) 程刀具可能發(fā)生粘著(zhù)磨損使得表面 應力復雜，加之其導熱性較差導致局 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（或表面形變強化技 術(shù)，Surfacemechanicaltreatment）來(lái)提 高鈦合金零件表面完整性狀態(tài)，進(jìn)而 實(shí)現長(cháng)壽命高可靠性要求。在抗疲勞 表面改性中，機械噴丸（Shotpeening） 和激光沖擊強化（激光噴丸）（Laser shockpeeningorLaserpeening）結構 適應性強，被業(yè)界廣泛研究。部分適 應特殊結構的表面強化工藝技術(shù)， 如適應孔結構的冷擠壓強化（Cold expansion）和適應焊接結構的超聲噴 丸強化（Ultrasonicimpacttreatmentor Ultrasonicimpactpeening），也開(kāi)展了 系列研究。

3.1機械噴丸

機械噴丸對表面完整性的影響 主要為表面形貌、表層組織性能與殘 余應力。Ma等[57–58]利用離心式噴 丸機研究了Ti1023鈦合金大尺寸彈 丸噴丸后的梯度組織。Unal等[59]對 純鈦進(jìn)行高能?chē)娡?，分析了具有更?納米硬度的形變超細晶組織。Wen 等[60]對TiB+TiC增強鈦基復合材料 的噴丸試驗結果表明，增強相和基體 界面由于噴丸擠壓作用產(chǎn)生納米結構和高位錯密度。Yao等[61]對TB6 合金表面完整性的研究認為銑削+ 拋光+噴丸+拋光工藝可獲得最佳 表面形貌、殘余應力和顯微硬度狀態(tài) （即表面完整性狀態(tài)），最大程度提高 構件疲勞性能。高玉魁[62]、宋穎剛[63] 等分析了噴丸對TC4和TC21合金 組織結構的影響，認為表層應變硬化 和宏觀(guān)殘余壓應力是噴丸強化的重 要原因。馮寶香[64]和蘇雷[65]等分 別從試驗和數值模擬入手研究了噴 丸對鈦合金殘余應力的影響。部分 文獻報道了噴丸強化層的金相，對比 如圖4所示[59，62，66]。

機械噴丸的主要作用是提高鈦 合金構件疲勞性能，在工藝應用方 面，國內學(xué)者開(kāi)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)復合處理技術(shù)， 使TC11鈦合金最大殘余壓應力提高 了7.7%，疲勞強度提高了33%。王強 等[69]研究了TC18合金孔結構擠壓強 化對表面完整性和疲勞性能的影響， 認為對于該合金孔結構，噴丸較冷擠 壓疲勞增益幅度更大，達到3倍以上。 張彩珍[70]和徐鯤濠[71]等對鈦合金葉 片殘余應力與變形情況的研究表明， 殘余壓應力是產(chǎn)生整體形變的主要 原因，而采用預變形和校正方法可以 解決葉片整體變形問(wèn)題。鄧瑛[72]和尚建勤[73]等認為應根據壁厚區分鈦 合金零件噴丸要求以實(shí)現工藝構件 匹配。杜東興等[74]研究表明噴丸 對吹砂–超音速火焰噴涂TC21合 金零件的疲勞性能弱化具有彌補作 用。噴丸參數對TC4[75–77]、Ti60[78]、 TC18[79]等合金疲勞性能影響研究認 為，在一定服役周期后噴丸可以進(jìn)一 步補充表面強化層，延長(cháng)服役壽命。 張少平等[66]對比了彈丸對TC17合 金疲勞性能的影響，認為玻璃丸噴丸 疲勞增益幅度最大。

3.2激光噴丸（激光沖擊強化）

Che等[80]對TC21鈦合金進(jìn)行高 能激光強化，強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]對于TC6激光強化研究認 為該工藝產(chǎn)生的強化層具有良好的熱 穩定性。

殘余壓應力場(chǎng)深度大是激光噴丸與機械噴丸的重要差別。Zhang 等[82]認為只有在較大的殘余壓應力 作用下，疲勞裂紋擴展才會(huì )受到抑 制；Sun等[83]從數值模擬角度分析 了殘余壓應力對裂紋擴展的阻礙作 用；李啟鵬等[84]建立了支持向量 機理論的殘余應力松弛模型；Shi 等[85]研究了3mm薄壁鈦合金焊接 結構激光噴丸，發(fā)現激光噴丸改變了 熱影響區的應力狀態(tài)，產(chǎn)生深層殘余 壓應力場(chǎng)，使疲勞強度提高了19%。 為了對比噴丸與激光強化的表面完 整性特征差別，將部分文獻報道的表 面形貌和殘余應力場(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]對比 了激光/機械噴丸對TC4鈦合金4 點(diǎn)彎曲疲勞性能的影響，并通過(guò)對 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 壓應力和FINDLEY模型，在兩倍誤 差范圍內成功預測了激光噴丸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前 工業(yè)界快速制造的重要方向，在應用 上，該技術(shù)產(chǎn)生大量?jì)炔咳毕莸膯?wèn)題 也同樣引起工業(yè)界的關(guān)注。AguadoMontero[88]對比研究了機械、激光噴 丸和機械噴丸+表面化學(xué)處理對增 材制造TC4疲勞性能的影響，發(fā)現 3種情況下疲勞強度都遠高于未經(jīng) 表面處理的參考組[89]。賴(lài)夢(mèng)琪等[90] 對比了鍛造和增材制造TC4合金激 光強化后的表面完整性狀態(tài)，認為激 光強化提高了增材制造TC4合金致 密度，但因內部疏松的緣故使得殘余 壓應力數值小于鍛造態(tài)強化。Jiang 等[91]針對激光選區融化制造構件的 超高周疲勞研究發(fā)現激光噴丸后疲勞性能更低，原因是該型疲勞試驗疲 勞斷口起源于大深度缺陷處。

無(wú)保護（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(shù)。Petroni等[92]對比了有無(wú)保護 層激光強化鈦合金微觀(guān)結構和性能， 發(fā)現有保護層情況下表面粗糙度更 低。Pan等[93]對比了室溫和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(kāi)動(dòng)的孿晶（如 {10–12}）可在溫激光噴丸過(guò)程開(kāi)動(dòng) 產(chǎn)生。Feng等[94]對于鈦合金焊接 結構溫噴丸研究結果表明，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 數值更大的殘余壓應力[96]。

3.3其他表面強化技術(shù)

為了建立良好的連接，銷(xiāo)釘孔結 構是航空器鈦合金零件的重要連接 方式，同時(shí)，也引入結構弱點(diǎn)（應力集 中），導致該位置的疲勞性能薄弱，亟 待加強。對于銷(xiāo)釘孔結構，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)化的工藝參數包括擠壓方 式、過(guò)盈量、導端角等對孔壁粗糙度、殘余應力分布、疲勞性能的影響。

除冷擠壓強化外，超聲噴丸也 是近年來(lái)鈦合金表面強化研究的熱 點(diǎn)之一。Zhu等[102–103]認為超聲噴 丸使純鈦表面發(fā)生劇烈形變，可形成 納米+非晶的復合表層。Kumar[104] 和Mordyuk[105]等也認為超聲噴丸后 將導致表面納米化。劉德波等[106] 的研究表明，降低氣孔疏松等缺陷， 引入強化層是超聲沖擊處理焊縫的 主要強化作用。蔡晉等[107]通過(guò)建 立有限元模型，分析了超聲強化腔 體與零件待強化區域的關(guān)系，并對 比了TC4合金噴丸和超聲噴丸殘余 應力差別[108]。王謐等[109]開(kāi)展了超 聲噴丸多彈丸仿真。以上研究如能 配合實(shí)際試驗驗證將更能夠推進(jìn)工 藝應用。

3.4鈦合金抗疲勞表面改性技術(shù)展望

根據以上問(wèn)題，認為鈦合金抗疲 勞表面改性技術(shù)主要有以下3個(gè)發(fā) 展需求：（1）加強零件結構適應性。 對于薄壁以及對于表面粗糙度等有 特殊要求的零件，需提供專(zhuān)用表面強 化手段或工藝參數，在控制變形和表 面完整性狀態(tài)的前提下實(shí)現抗疲勞 強化。（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 形變強化領(lǐng)域的普遍共識，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(lái)自于表 面工程技術(shù)的應用需求。在工業(yè)上， 在實(shí)施表面改性技術(shù)后，如何有效表 征鈦合金構件的疲勞性能，探索建立 表面完整性–試樣疲勞性能–構件 疲勞性能的內在聯(lián)系，將是一個(gè)研究 難點(diǎn)。 

4、結論 

從目前西方發(fā)達國家航空航天零件使用材料的發(fā)展趨勢看，比強度 高、密度小的鈦合金材料在很長(cháng)的一 段時(shí)間內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(wèn)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(wèn)題的鑰匙。

隨著(zhù)我國國力逐步增強，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)展機遇巨大，同樣也面臨著(zhù)基礎研 究和工藝應用帶來(lái)的巨大挑戰，有待 廣大表面工程科技工作者深入研究 解決。

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