连续SiC纤维增强钛基复合材料(SiCf/Ti)具有优良的综合性能，是下一代高推重比航空发动机(＞12)必选的结构材料，采用SiCf/Ti复合材料可以用来制造发动机的叶片、涡轮轴、整体叶环，其中SiCf/Ti复合材料整体叶环结构与传统的盘式结构相比较，最高可以减重75%，大大地提升了发动机的整机性能，为发动机设计和制造带来全新的概念。但是，由于纤维/基体界面结合一般要弱于基体强度，使得复合材料的横向性能远低于沿纤维方向的纵向性能。纤维/基体界面的化学组成和微观结构对界面脱粘强度有很重要的影响。针对SiCf/Ti复合材料横向性能的研究较多，横向性能的计算模型也较多。RejiJohn提出了一种模型可以有限元分析SiCf/Ti复合材料的横向蠕变失效寿命，但是在该模型中没有考虑界面脱粘强度对横向蠕变性能的影响。在本文中，提出了一种新的模型来计算SiCf/Ti复合材料横向拉伸强度，在模型中引入了界面脱粘强度。该模型具有计算简洁、准确的特点。
      试验中采用的纤维增强体有两种，一种是国产的W芯SiC纤维，直径为100μm左右，碳涂层厚度约为1μm左右，另一种是进口的C芯SCS-6纤维，直径为140μm，碳涂层厚度约为3μm。图是SiC纤维的横截面图片。采用的基体材料是Ti6Al4V箔材，厚度为0．1 mm，图是其原始组织图片，由图可知，箔材的原始组织主要是等轴的α和β相。
      在本文中，SiCf/Ti6Al4V复合材料采用箔-纤维-箔方法(FFF)制备，FFF方法是一种常用的钛基复合材料制备工艺，具有很多优点，例如：制造成本相对较低，生产效率高、适合制备面板类、轴类、空心类零件，但也存在一些不足，例如：纤维百分数相对较低、纤维均匀性差，直接影响了复合材料的性能。为了克服这些不足，提高复合材料中纤维排布的均匀性和百分数，对FFF方法进行了改进。如图所示，在箔材表面蚀刻出凹槽，然后将纤维排布在凹槽中，再采用临时粘接剂固定，叠层后去除粘接剂，进行热压或者热等静压，从而制备出复合材料的面板，复合工艺参数为：920℃/100 MPa/1 h。在热压或热等静压复合过程中，凹槽起到固定纤维的作用，使纤维不易游动，复合后的纤维均匀性较好，而蚀刻出的凹槽也降低了基体百分数，提高了复合材料的纤维百分数，有利于提高力学性能。
      界面脱粘强度(σt)直接影响SiCf/Ti6Al4V复合材料横向力学性能，是重要的界面力学性能参数，界面脱粘强度一般采用十字拉伸试件测定，图是十字拉伸试件的外形尺寸。
      十字拉伸试件和横向拉伸试件均在Instron试验机上进行试验。对拉伸后的十字拉伸试件和横向拉伸试件的断口分析，观察断面特征，分析复合材料的失效规律。
      由表可知，国产纤维增强复合材料的界面脱粘强度大于SCS-6纤维，随着热处理时间的延长，SCS-6/Ti6Al4V的界面脱粘强度总体呈上升趋势，而国产纤维与基体的界面脱粘强度随着热处理时间的延长而下降。国产SiC纤维增强钛基复合材料的界面脱粘强度随热处理时间的延长变化不大，最高达到了169 MPa，远低于钛合金基体强度。图6是含国产SiC纤维十字拉伸试件的断口，由图可知，经过4h热处理后的断口，还有纤维保留在断口的表面，强的界面结合导致在拉伸时，沿纤维内部发生断裂，随着热处理时间的延长，纤维/基体界面脱粘强度下降，发生断裂时，断口沿纤维和基体的界面分开。在图6(b)中可以看出，在纤维剥离的断口位置还存在界面反应层，这说明纤维与反应层的结合强度小于界面反应层与基体材料的结合强度。
      通过十字拉伸试件测定，国产SiCf/Ti6Al4V的制备态复合材料的界面脱粘强度为169 MPa。假设拉伸试件厚度为1.4 mm，纤维层数为10层，纤维排布方式是矩形排布，测试温度为室温、300、400、550℃。在未考虑热残余应力前提下，图给出了国产SiCf/Ti6Al4V横向极限拉伸强度的计算结果和试验结果。试验测定的横向极限拉伸强度为412，333，320，273 MPa，实验值略低于计算值，最大的偏差不超过3.5%，这些偏差可能是由于未考虑热残余应力所造成。这说明采用该模型可以准确地预测复合材料的横向极限拉伸强度。

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