整体叶盘结构可以提高发动机的结构效率,是高推重比航空发动机转动件结构发展的重要方式之一,发展高结构效率、轻量化的整体叶盘构件成为许多发达国家高性能发动机未来战略的一个重要组成部分。我国多种型号的风扇和压气机都选用了TC17钛合金β等温锻造整体叶盘技术,在高性能航空发动机制造中具有广阔的应用前景。然而,TC17钛合金β等温锻整体叶盘过程是一个热学和力学等现象耦合共存的复杂过程,多场耦合作用下β单相区加热控制技术、锻后冷却控制技术以及保证变形均匀的预制坯设计等工程化关键技术是能否顺利实现TC17合金β等温锻造工程化应用核心。本文以TC17钛合金β等温锻的工程化应用为背景,采用试验研究、理论分析和数值模拟相结合的方法,对TC17钛合金β等温锻的锻前加热技术、锻后冷却技术、盘件预制坯设计进行系统研究,主要研究内容及结论如下:针对传统采用10×10mm小试样获得的β晶粒长大规律偏离实际的难题,采用更接近于工程实际的Φ100×100mm圆柱试样进行TC17钛合金β晶粒长大试验,提出采用试样重腐蚀的低倍照片统计晶粒尺寸,获得了符合工程实际的β晶粒长大规律。结果表明:β晶粒随加热时间的延长而长大,晶粒长大速度随加热时间的延长而降低,根据其长大速度的差异,大致可将β晶粒长大过程分为三个阶段:0～1小时,快速长大阶段;1～4小时,稳定长大阶段;4～6小时,缓慢长大阶段。加热温度对TC17钛合金β晶粒长大影响明显,β晶粒尺寸几乎随加热温度呈现线性增长。根据Φ250×250mm TC17钛合金棒材加热过程中热电偶实测的温度变化,采用有限元模拟的方法确定随温度变化的换热系数,建立了符合实际的TC17钛合金加热过程的有限元模拟模型,并验证了其有效性;应用建立的加热模型对TC17钛合金棒材加热过程进行了有限元模拟,获得了不同规格尺寸棒材心部的温度变化规律,通过对比β区直接加热和台阶加热（先α+β两相区预热,然后β单相区加热）,发现并提出采用台阶加热可明显缩短坯料在相变点以上停留的时间,有效控制β晶粒尺寸。采用Φ250×250mm尺寸的TC17钛合金棒材进行了锻造工艺研究,获得了变形量、变形速率和冷却方式对β等温锻造的显微组织和力学性能的影响规律。研究表明:变形量和变形速度对β等温锻造的显微组织影响明显。变形量过小使得原始β晶粒保持等轴状,晶界α不能被充分破碎;变形量过大会导致过多的β晶粒再结晶而出现“混晶”现象或者晶界α和晶内片状α发生球化。变形速度过低,会导致坯料温度下降较快,在两相区承受较大的变形,晶界α和晶内片状α球化较严重;变形速度过高,会引起明显的温升效应,大部分变形在β单相区完成,β再结晶严重。根据有限元模拟和显微组织观察结果,获得了较优的工艺参数范围:应变量在0.7～2.0之间,变形速度为5mm/s时。锻后冷却试验表明:空冷条件下TC17钛合金α片状组织析出更加充分,网篮结构编织更好。实际生产中推荐空冷为TC17钛合金β锻后优先选取的冷却方式。锻造工艺和锻后冷却方式对力学性能影响明显,拉伸强度随应变量的增加先增加后减小,而塑性随应变量的增加稳定增加;强度和塑性随变形速度的增加都表现出先增加后减小的规律,室温拉伸断口以韧窝为主;随着应变量和变形速度的增加,断裂韧性先增加后减小。水冷和空冷相比,水冷条件下,坯料除了强度较高之外,塑性和断裂韧性都明显低于空冷条件下的坯料,采用锻后空冷的坯料的综合力学性能更优。断口分析表明,空冷条件下断裂韧性断口主要以韧窝断裂为主,而水冷条件下,主要以准解理和韧窝的混合断裂为主。结合某发动机整体叶盘的结构特征,采用有限元模拟的方法对预制坯形状进行优化设计,确保整体叶盘填充良好、成形顺利、无折叠等缺陷产生,同时保证整体叶盘各部位应变分布合理,最终确定一种异形截面形状的设计方案为预制坯的优化方案。以某发动机TC17钛合金风扇整体叶盘为研究对象,根据工艺试验的优化结果,采用优化的预制坯形状,制定TC17钛合金整体叶盘的锻造方案,并进行整体叶盘锻件试制。结果表明,坯料形状尺寸设计合理,变形过程中无折叠和充填不满等缺陷产生,整体叶盘各部位无宏微观组织缺陷,并均满足技术标准要求。TC17钛合金β锻整体叶盘的全面力学性能测试表明,整体叶盘各部位的室温和高温拉伸性能满足标准要求;叶片部位室温高周疲劳极限为510MPa;辐板部位和轮缘部位的断裂韧性都超过60MPam1/2,整体叶盘综合性能优异。