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为了适应飞机结构的耐久性/损伤容限设计,作为飞机结构件关键材料的钛合金逐渐朝着高损伤容限方向发展。基于冶金学原理,国内先后研制和发展了TC4-DT和TC21等损伤容限型钛合金,以满足飞机结构件对已损伤材料静强度及疲劳性能的要求。钛合金的力学性能由显微组织决定,对加工参数极为敏感,新的损伤容限设计原则对钛合金的热加工工艺提出了更为苛刻的要求。探索损伤容限型钛合金组织-性能关系、优化合金的加工参数对提高合金使用性能、延长飞机服役寿命有着至关重要的意义。本文以TC21钛合金为研究对象,通过热模拟压缩试验研究该合金在高温变形过程中的流变行为及组织演化规律,并建立了合金的本构关系及热加工图,结合锻造及热处理试验优化合金的热加工工艺参数,建立合金室温拉伸性能、断裂韧性与显微组织参数的定量关系,确定影响合金力学性能的主要组织参数,并探讨钛合金的强韧化机制。本文的主要研究内容与研究成果如下:研究了加热保温温度对等轴初始组织TC21钛合金锻前组织的影响规律,发现保温温度低于900℃时,合金显微组织由等轴α相、α片以及残留β相组成;保温温度在900℃至相变点之间时,合金的显微组织主要由等轴α相和等轴β晶粒组成;而温度高于相变点时,合金中只存在等轴β晶粒。通过对TC21钛合金锻态组织的观察,发现在两相区变形时,等轴α相几乎不发生塑性变形,变形温度低于900℃,合金主要的组织变化为α片的球化,而温度高于900℃,主要发生β晶粒的动态再结晶;单相区变形时,主要发生β晶粒的动态再结晶,随变形温度的升高以及应变速率的降低,动态再结晶程度增加,β再结晶晶粒尺寸增加。研究了片状初始组织TC21钛合金在两相区变形时的球化行为,发现合金片状组织的球化动力学满足Avrami方程,随变形温度的升高以及应变速率的降低,合金片状组织的球化程度增加;片状组织的球化包括亚晶界的形成以及界面分离两个过程,亚晶界形成机制包括回复亚结构、α片剪切以及弯折机制,界面分离主要通过在α/β相界面形成热蚀沟槽来分离α片。TC21钛合金高温变形时存在明显的流动软化现象,且随变形温度的升高以及应变速率的减小,合金流动应力降低。合金高温变形时出现不连续屈服现象,主要发生在单相区,在两相区高温高应变速率以及低温中等应变速率下也会出现。基于双曲正弦型Arrhenius方程建立了合金高温变形的本构方程,通过本构模型计算的流动应力与实验值吻合良好。基于动态材料模型构建了TC21钛合金的热加工图,确定合金的安全加工区域为840℃~1040℃、0.01s-1~1s-1和820℃~1040℃、0.001s-1~0.01s-1。在安全区内,合金变形以动态回复、动态再结晶、α片球化以及超塑性变形为主。合金的失稳区主要集中在高应变速率区,在两相区主要的失稳形式为局部流动,在单相区主要的失稳方式为绝热剪切。从提高TC21钛合金使用性能的角度,进行了锻造及热处理工艺参数优化试验。发现较佳的热处理制度为固溶时效热处理(900℃/1h、AC+590℃/4h、AC);选择980℃进行常规锻造时,合金的力学性能满足技术条件要求,但锻造温度范围比较窄;在模具温度为940℃、应变速率为0.01s-1条件下进行近等温锻造,合金的力学性能满足技术条件要求,锻造温度范围可扩展为940℃~990℃。在这些优化的工艺条件下,合金的显微组织均由压扁的β晶粒组成,晶粒尺寸均匀,晶粒内部为交叉分布的粗大α片,有时存在少量的等轴α相。建立了TC21钛合金力学性能与显微组织参数的定量关系。发现等轴α相以及含有次生α片残留β基体含量的增多,会提高合金的强度;增加等轴α相含量能够提高合金的塑性;交叉分布的α片含量及厚度的增加会提高合金的断裂韧性。探讨了钛合金的强韧化机制。等轴α相以及残留β基体含量增加,合金中非共格以及半共格界面增多,位错运动的阻力增加,引起合金强度增加。等轴α相与残留β相之间为非共格界面,塑性变形时,位错难以穿过相界面,等轴α相的直径即为位错的有效滑移长度;α片(或次生α片)与残留β相之间为半共格界面,位错可以比较容易的穿过相界面,可以在若干特定取向的α片(或次生α片)内滑移,有效滑移长度为β晶粒(或α束域)的直径。等轴α相增多,限制合金中β晶粒(或α束域)的尺寸,减小有效滑移长度,提高钛合金的塑性。α相为韧性相,裂纹扩展过程中遇到α相时,会使裂纹尖端塑性变形区消耗更多的能量,α相含量增多可以提高合金的断裂韧性;裂纹扩展过程中,可以绕过等轴α相,却要穿过交叉分布的α片,交叉分布的α片有助于提高合金的断裂韧性;α片厚度增加,裂纹尖端塑性区在α片内的能量消耗增多,裂纹穿过每个α片的难度增加,提高合金的断裂韧性。