房衛(wèi)萍,陳 淪,史耀武,虞文軍,毛智勇,唐振云

(1北京工業(yè)大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院,北京100124; 2北京航空制造工程研究所高能束流加工技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京100024; 3駐成都飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司海軍代表室,成都610092; 4成都飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司,成都610092)

損傷容限鈦合金的研究進(jìn)展及應(yīng)用現(xiàn)狀

房衛(wèi)萍1,2,陳 淪3,史耀武1,虞文軍4,毛智勇2,唐振云2

(1北京工業(yè)大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院,北京100124; 2北京航空制造工程研究所高能束流加工技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京100024; 3駐成都飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司海軍代表室,成都610092; 4成都飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司,成都610092)

本文綜述了Ti26A l24V EL I,TC42DT,TC21和TA 15 EL I四種損傷容限鈦合金的研究新進(jìn)展及其應(yīng)用。指出Ti26A l24V EL I損傷容限合金在國(guó)外已經(jīng)成功應(yīng)用于飛機(jī)制造中,而TC42DT,TC21,TA 15 EL I三種損傷容限鈦合金在國(guó)內(nèi)處于開(kāi)發(fā)研究階段。重點(diǎn)介紹了TC42DT,TC21,TA 15 EL I的斷裂韌性、疲勞裂紋擴(kuò)展速率等損傷容限性能及其影響因素,指出片層組織有利于損傷容限性能的提高。

鈦合金;損傷容限;研究;應(yīng)用

20世紀(jì)60年代末70年代初出現(xiàn)的多起飛機(jī)機(jī)體斷裂事故,使人們開(kāi)始提出以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)的損傷容限設(shè)計(jì)概念[1,2]。它要求材料具有較高的斷裂韌度KIC,較低的裂紋擴(kuò)展速率d a/d N和較高的疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值ΔKth。1974年,美國(guó)空軍首次頒布全新飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗斷裂設(shè)計(jì)的第一部規(guī)范《美國(guó)空軍飛機(jī)損傷容限要求M IL—A—83444》。從此,美國(guó)多種軍機(jī)開(kāi)始采用損傷容限的原則和概念進(jìn)行新機(jī)設(shè)計(jì)和老機(jī)評(píng)定[3]。

鈦合金作為飛機(jī)構(gòu)件的主要材料,需要滿足損傷容限設(shè)計(jì)要求。目前國(guó)內(nèi)外主要通過(guò)降低合金間隙元素(C,N,O等)含量和β處理工藝(包括β加工和β熱處理)的方法來(lái)提高鈦合金的損傷容限性能[4]。

鈦合金的顯微組織復(fù)雜,不同的組織形貌具有不同的性能。因此,通過(guò)改變加工工藝來(lái)獲得相應(yīng)的顯微組織形貌是提高鈦合金損傷容限性能行之有效的一種方法[5]。目前,國(guó)外典型的損傷容限鈦合金有Ti262 4 EL I和Ti26222222S,國(guó)內(nèi)主要有TC42DT,TC21, TA 15 EL I等。

1 超低間隙Ti26Al24V合金(Ti26Al24V EL I)

在鈦合金中,Ti26A l24V合金的研究比較成熟,其用量占所有鈦合金用量的50%以上。因此,超低間隙Ti26A l24V EL I合金得到了廣泛關(guān)注。該合金是在普通Ti26A l24V基礎(chǔ)上通過(guò)調(diào)整合金元素A l,V的允許波動(dòng)范圍,降低合金雜質(zhì)間隙元素C,N,O和Fe的最高允許含量制得的。其名義成分如下:A l 5.5%～6.5%(質(zhì)量分?jǐn)?shù),下同),V 314%～4.5%,Fe≤0125%,C≤0.08%,O≤0113%,N≤0.05%,H≤01012%,Ti余量。Ti26A l24V EL I合金的A l允許波動(dòng)范圍較Ti26A l24V要窄,C,O和Fe元素的最高允許含量降低,使得該合金的斷裂韌度高于93M Pa· m1/2(T2L),而強(qiáng)度仍然高于841M Pa。Prasad[6]等人研究了含氧量為商業(yè)標(biāo)準(zhǔn)級(jí)別(0.18%O)和超低間隙(Extra Low Interstitial,EL I)級(jí)別(0113%O)的等軸(α+β)Ti26A l24V合金的鍛造成型特點(diǎn)。在750～1100℃和10-3～100s-1應(yīng)變速率范圍內(nèi),EL I級(jí)別的Ti26A l24V發(fā)生超塑性變形的溫度范圍更窄,應(yīng)變速率更低,延性峰寬更窄,加工過(guò)程中需要更精確的溫度控制。此外,EL I級(jí)別的Ti26A l24V應(yīng)避免在β轉(zhuǎn)變溫度附近發(fā)生變形,因?yàn)樵诖藴囟确秶鷥?nèi),低應(yīng)變速率情況下,EL I級(jí)別的Ti26A l24V容易存在孔洞形核和邊緣裂紋萌生[7]。Ti26A l24V EL I絲材在10-4～10-3s-1應(yīng)變速率范圍內(nèi)對(duì)超塑性成型特別敏感,其最大應(yīng)變速率敏感指數(shù)m=0.45,當(dāng)應(yīng)變速率低于或高于上述范圍時(shí),材料不發(fā)生超塑性變形[8,9]。

在軍用飛機(jī)上,美國(guó)將Ti26A l24V EL I應(yīng)用于F2 16戰(zhàn)斗機(jī)的水平尾翼轉(zhuǎn)軸。美國(guó)第四代戰(zhàn)斗機(jī)F222的2/3鈦用量是Ti26A l24V EL I鍛件,應(yīng)用結(jié)構(gòu)包括中、后部機(jī)身艙壁和隔框[10]。民機(jī)中,波音767飛機(jī)的第一號(hào)駕駛艙擋風(fēng)玻璃窗骨架采用了Ti26A l24V EL I合金材。20世紀(jì)90年代初研制的波音777飛機(jī)機(jī)翼桁條采用β退火的Ti26A l24V代替普通工廠退火的Ti26A l24V,旨在提高材料的損傷容限性能。當(dāng)今世界最大的民用飛機(jī)——空客A 380發(fā)動(dòng)機(jī)支架也大量采用β退火的Ti26A l24V合金材[11]。Ti26A l24V EL I合金還用于深海潛水器和潛艇,日本“深海6500”使用Ti26A l24V EL I合金,下潛深度達(dá)到6500m[12]。

2 損傷容限TC4鈦合金(TC42DT)

TC42D T合金是西北有色金屬研究院和北京航空材料研究院共同研制的具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的新型中強(qiáng)損傷容限型鈦合金。該合金具有中等強(qiáng)度(Rm≥ 825M Pa)、高韌性(KIC≥90M Pa·m1/2)、高損傷容限和長(zhǎng)疲勞壽命等綜合性能相匹配的特點(diǎn)。和其他中等強(qiáng)度鈦合金相比,在強(qiáng)度、塑性水平相當(dāng)?shù)臈l件下, TC42DT具有相當(dāng)高的斷裂韌度和抗疲勞裂紋擴(kuò)展能力,其性能與美國(guó)第四代戰(zhàn)斗機(jī)F222上用量最大的Ti26A l24V EL I相當(dāng)。TC42DT的合金成分范圍比美國(guó)的Ti26A l24V EL I限制得更嚴(yán)格,具體為A l 5.60%～6.35%,V 3.6%～4.4%,Fe≤0125%,C≤0.05%, O≤0.13%,N≤0.03%,H≤010125%,Ti余量。

目前,TC42D T鈦合金的裂紋擴(kuò)展速率d a/d N的研究比較多。2006年,李輝[13]等人通過(guò)不同的熱處理工藝獲得不同初生α相含量的等軸、雙態(tài)組織以及不同片層尺寸的片層組織,研究其對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響。在軋制板材T2L方向上取標(biāo)準(zhǔn)緊湊拉伸(Compact Tensile,CT)試樣,厚度為8mm,測(cè)試頻率f=15～20Hz,應(yīng)力比R=0.1,控制最大載荷為3500N的實(shí)驗(yàn)條件下,當(dāng)ΔK在0～100M Pa·m1/2范圍時(shí),細(xì)針編織狀魏氏組織的d a/d N<平直狀粗片層魏氏組織的d a/d N<等軸或雙態(tài)組織的d a/d N。這表明,細(xì)針編織狀魏氏組織的抗裂紋擴(kuò)展性能最好。文獻(xiàn)[14]報(bào)道,在給定的ΔK下,應(yīng)力比越小,細(xì)針編織狀魏氏組織的裂紋擴(kuò)展速率越低,該結(jié)果與朱知壽[15]等人的研究結(jié)果相一致。TC42DT合金裂紋擴(kuò)展速率還受取樣方向和試樣厚度的影響[14]。例如,在雙態(tài)組織中,T2L和L2T方向的d a/d N數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)三次方非線性擬合后,ΔK≤16.0M Pa·m1/2時(shí),T2L方向的d a/d N比L2T方向高。當(dāng)ΔK較小,裂紋尺寸較短時(shí),細(xì)針編織狀魏氏組織的TC42DT裂紋擴(kuò)展速率隨試樣厚度的增大而減小。此外,工作溫度的提高有利于降低TC42DT板材的疲勞裂紋擴(kuò)展速率。于蘭蘭[16]等人采用固溶時(shí)效態(tài)的標(biāo)準(zhǔn)CT試樣,在厚度為10mm,頻率為5Hz的條件下,測(cè)試了25,150℃下TC42DT合金板材疲勞裂紋擴(kuò)展速率。結(jié)果表明, 150℃的試樣具有較低的疲勞裂紋擴(kuò)展速率。

上述研究結(jié)果表明,TC42D T合金板材的疲勞裂紋擴(kuò)展速率受材料和實(shí)驗(yàn)條件共同影響。高溫、低應(yīng)力比的實(shí)驗(yàn)條件下,細(xì)針編織狀片層組織、大厚度的試樣有利于降低材料的疲勞裂紋擴(kuò)展速率。

TC42D T鈦合金可以小鍛件拼焊結(jié)構(gòu)用于飛機(jī)制造。因此,TC42D T的焊接性能以及接頭性能的變化值得人們研究。袁鴻[17]等人采用電子束焊接技術(shù)焊接了45mm厚的經(jīng)兩相區(qū)退火的TC42DT鈦合金鍛造板材,焊后對(duì)接頭進(jìn)行600℃/3.5h去應(yīng)力退火,測(cè)試其焊接接頭的力學(xué)性能。結(jié)果表明,對(duì)TC42DT鈦合金鍛件進(jìn)行電子束焊接,可以獲得良好的焊縫。接頭的抗拉強(qiáng)度和沖擊韌度達(dá)到了與母材相當(dāng)?shù)乃?塑性達(dá)到母材的80%,斷裂韌度值高于母材。針對(duì)光滑試樣(Kt=1)的高周(f=130Hz)疲勞實(shí)驗(yàn)(R= 011),在平均應(yīng)力小于520M Pa時(shí),接頭的疲勞壽命明顯高于母材。在ΔK≥11M Pa·m1/2時(shí),接頭裂紋擴(kuò)展速率d a/d N值小于母材。這表明TC42D T鈦合金電子束焊接接頭具有較高的損傷容限性能。

3 高強(qiáng)損傷容限鈦合金TC21

TC21是我國(guó)研制的、具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的一種高強(qiáng)損傷容限鈦合金。它是Ti2A l2Sn2Zr2Mo2Cr2Nb (2Ni2Si)系的兩相鈦合金,化學(xué)成分與Ti26222222S (Ti26A l22Sn22Zr22M o22Cr2012Si)相似。該合金具有高強(qiáng)度(Rm≥1100M Pa)、高韌性(KIC≥70M Pa· m1/2)、高損傷容限和優(yōu)異的抗疲勞性能等特點(diǎn),與美國(guó)第四代戰(zhàn)斗機(jī)F222上應(yīng)用的Ti26222222高強(qiáng)高損傷容限型鈦合金的性能相當(dāng),其良好的焊接性能還彌補(bǔ)了Ti26222222焊接工藝性能差的缺陷。TC21鈦合金是目前我國(guó)高強(qiáng)韌鈦合金綜合力學(xué)性能匹配較佳的鈦合金。

TC21雙相鈦合金經(jīng)受不同的熱處理后,其顯微組織變化相當(dāng)復(fù)雜。朱知壽[18]等人對(duì)TC21鈦合金模鍛件的鍛后熱處理工藝參數(shù)與顯微組織演變關(guān)系進(jìn)行了研究,結(jié)果表明,TC21模鍛件第1次退火加熱溫度影響初生α相的形態(tài)變化,合金在β轉(zhuǎn)變溫度20℃以下加熱,可最大限度地保持初生α長(zhǎng)條狀形貌,從而確保模鍛件獲得優(yōu)異的強(qiáng)韌性和損傷容限性能;第2次退火可以調(diào)整次生α相的含量和形態(tài),次生α相隨第2次退火溫度的升高而長(zhǎng)大和粗化;第2次退火時(shí)間也影響合金中次生α相的數(shù)量、尺寸和形態(tài),但效果不如時(shí)效溫度對(duì)它的影響明顯。鈦合金不同的顯微組織對(duì)應(yīng)著不同的性能。李輝[19]等人針對(duì)TC21鈦合金進(jìn)行裂紋擴(kuò)展速率測(cè)試。在兩種(β區(qū)和α+β區(qū))鍛造棒材上取標(biāo)準(zhǔn)CT試樣,裂紋取向?yàn)镃2R方向。在頻率f=20Hz,應(yīng)力比R=0.1,載荷范圍為400～4000N的測(cè)試條件下,測(cè)得β區(qū)鍛造的TC42DT棒材裂紋擴(kuò)展速率明顯低于α+β區(qū)鍛造。在ΔK= 11M Pa·m1/2時(shí),β區(qū)鍛造的棒材裂紋擴(kuò)展速率達(dá)到7×10-6～9×10-6mm/cycle級(jí);而α+β區(qū)鍛造棒材裂紋擴(kuò)展速率為1×10-5～2×10-5mm/cycle級(jí)。王新南[20]等人研究了近β鍛造(938℃)和準(zhǔn)β鍛造(968℃)狀態(tài)下TC21鈦合金的疲勞裂紋擴(kuò)展行為。結(jié)果顯示,TC21鈦合金經(jīng)準(zhǔn)β鍛造后的疲勞裂紋擴(kuò)展速率明顯低于近β鍛造的鍛件。經(jīng)斷口分析發(fā)現(xiàn),準(zhǔn)β鍛造的鍛件斷口表面粗糙度大,疲勞裂紋擴(kuò)展路徑曲折程度也大,有效地降低了疲勞裂紋擴(kuò)展速率。

此外,余槐[21]等人采用三重退火的熱處理方法對(duì)TC21電子束焊接接頭進(jìn)行處理,旨在降低接頭的脆性,提高其韌性。結(jié)果顯示,TC21電子束焊接接頭經(jīng)三重退火熱處理后,母材及其接頭的抗拉強(qiáng)度均有下降,但接頭的塑性、韌性得以恢復(fù),塑性達(dá)到與母材相當(dāng)?shù)乃?沖擊韌度達(dá)到母材的6313%,是普通退火狀態(tài)接頭韌性水平(達(dá)到母材的2814%)的2.2倍。

4 近α型損傷容限鈦合金TA15 EL I

近α型TA 15鈦合金兼具α型和(α+β)型鈦合金的優(yōu)點(diǎn),具有良好的熱穩(wěn)定性,長(zhǎng)時(shí)間工作溫度可達(dá)500℃。同時(shí),TA 15具有良好的加工性能,其工藝塑性接近于(α+β)型鈦合金。為了提高TA 15的韌性、疲勞性能,以滿足損傷容限要求,北京有色金屬研究院等單位開(kāi)始研究TA 15 EL I損傷容限鈦合金。他們?cè)赥A 15基礎(chǔ)上,通過(guò)降低TA 15間隙元素C,N,O等的含量,同時(shí)采用β相區(qū)軋制工藝獲得了TA 15 EL I鈦合金[22]。張紀(jì)奎[23]等人對(duì)比分析了普通TA 15與超低間隙TA 15 EL I合金的裂紋擴(kuò)展壽命、剩余強(qiáng)度和疲勞全壽命性能。結(jié)果顯示,TA 15 EL I鈦合金的斷裂韌度值KIC達(dá)111M Pa·m1/2,比TA 15鈦合金高約20M Pa·m1/2;等幅載荷σ=270M Pa,R=0.3,0.1情況下,TA 15 EL I相對(duì)于TA 15裂紋擴(kuò)展壽命改善幅度超過(guò)25%;譜載荷下,TA 15 EL I(4.5～8.5mm)裂紋擴(kuò)展壽命較TA 15提高41.9%;在σ=310,320, 330M Pa三個(gè)應(yīng)力水平下,TA 15 EL I裂紋萌生壽命和全壽命均大于TA 15,0.3～25.0mm裂紋擴(kuò)展壽命TA 15 EL I大于TA 15,增長(zhǎng)幅度超過(guò)15%。譜載荷下,TA 15 EL I的裂紋擴(kuò)展壽命和全壽命都稍長(zhǎng)于TA 15。這表明TA 15 EL I具有良好的損傷容限性能。

顯微組織形貌是TA 15 EL I合金損傷容限性能的主要影響因素。李士凱[24]等人采用800,940,990℃三種退火熱處理空冷方法分別獲得等軸、雙態(tài)、片層組織的TA 15 EL I,研究其斷裂韌度、疲勞裂紋擴(kuò)展速率等損傷容限性能。結(jié)果顯示,片層組織的KIC(T2L)值達(dá)到111M Pa·m1/2,雙態(tài)組織為103M Pa·m1/2,而等軸組織則為80M Pa·m1/2。當(dāng)應(yīng)力比為0.1,加載頻率為10Hz時(shí),TA 15 EL I合金三種組織的ΔK2d a/d N關(guān)系曲線的Paris擬合結(jié)果如下:等軸組織d a/d N= 9.26×10-9ΔK3.34,雙態(tài)組織d a/d N=2.22×10-9ΔK3.41,片層組織d a/d N=1.08×10-8ΔK3.23。片層組織相對(duì)等軸組織和雙態(tài)組織具有更好的損傷容限性能。范榮輝[25]等人通過(guò)兩相區(qū)900,930,950℃和β區(qū)980℃退火熱處理獲得不同組織形態(tài)的TA 15 EL I,其測(cè)試結(jié)果規(guī)律與文獻(xiàn)[24]相一致。

由于雙態(tài)組織的常規(guī)力學(xué)性能與損傷容限性能匹配較好,因此雙態(tài)組織的TA 15 EL I損傷容限性能得到深入研究。李士凱[26]等人分析了雙態(tài)組織中次生α片層厚度對(duì)損傷容限性能的影響。結(jié)果顯示,經(jīng)過(guò)940℃退火、水冷,TA 15 EL I合金α片厚約1μm,其KIC值最低,為83M Pa·m1/2;而空冷(α片厚為2～4μm)和爐冷(α片過(guò)于增厚)所得組織的斷裂韌度分別為103M Pa·m1/2和102M Pa·m1/2。雙態(tài)組織的斷裂韌度隨其β轉(zhuǎn)變組織中α片厚度的增大而增加。疲勞裂紋擴(kuò)展受次生α片層厚度的影響不大,三種冷卻速率所得組織的疲勞裂紋擴(kuò)展曲線Paris方程基本一樣。

5 結(jié)束語(yǔ)

隨著損傷容限設(shè)計(jì)概念的地位越來(lái)越高,損傷容限鈦合金的研究勢(shì)在必行。目前,我國(guó)正處于開(kāi)發(fā)研究的起步階段,研究成果還未見(jiàn)應(yīng)用。國(guó)外的研究技術(shù)比較成熟,其中,美國(guó)的Ti2624 EL I已經(jīng)成功應(yīng)用于航空領(lǐng)域。因此,更加需要加大對(duì)損傷容限鈦合金的研究,并應(yīng)本著向低成本、高性能方向發(fā)展,使損傷容限鈦合金得到廣泛應(yīng)用。

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[20] 王新南,朱知壽,童路,等.鍛造工藝對(duì)TC42DT和TC21損傷容限型鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響[J].稀有金屬快報(bào), 2008,27(7):12-16.

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Research Development and App lication of Damage Tolerance Titanium A lloy

FANGWei2ping1,2,CHEN Lun3,SH I Yao2w u1, YU Wen2jun4,MAO Zhi2yong2,TANG Zhen2yun2
(1 College of Materials Science and Engineering,Beijing University of Technology, Beijing 100124,China;2 Key Labo rato ry of High Energy Density Beam Processing Technology,Beijing Aeronautical Manufacturing Technology Research Institute, Beijing 100024,China;3 Rep resentative Office of Naval,Chengdu Aircraft Industrial Group Co.,L td.,Chengdu 610092,China;4 Chengdu Aircraft Industrial Group Co.,L td.,Chengdu 610092,China)

The damage tolerance titanium alloys,such as Ti26A l24V EL I,TC42D T,TC21 and TA 15 EL Ialloys,were summarized.The development p rocess and the new study of damage tolerance titani2 um alloy were introduced.It pointed out that Ti26A l24V EL Ialloy w as successfully used in the air2 p lanemanufacture industry in foreign countries.However,TC42DT,TC21 and TA 15 EL Ialloyswere still under research in our country.The fracture toughness and fatigue crack p ropagation rate p roper2 ties of TC42DT,TC21 and TA 15 EL Ialloyswere importantly discussed in detail.The lamellarmicro2 structure was beneficial to imp rove the damage tolerance p roperties of titanium alloys.

titanium alloy;damage tolerance;research;app lication

TG146.2+3

A

100124381(2010)0920095204

2009207208;

2010206230

房衛(wèi)萍(1983—),女,碩士研究生,主要從事鈦合金電子束焊接研究,聯(lián)系地址:北京市朝陽(yáng)區(qū)北京340信箱104室(100024),E2 mail:fwpln@163.com