损伤容限钛合金的研究进展及应用现状

ResearchDevelopmentandApplicationofDamage

ToleranceTitaniumAlloy

房卫萍1,2,陈󰀁沦3,史耀武1,虞文军4,毛智勇2,唐振云2

(1北京工业大学材料科学与工程学院,北京100124;

2北京航空制造工程研究所高能束流加工技术重点实验室,北京100024;

3驻成都飞机工业集团有限责任公司海军代表室,成都610092;

4成都飞机工业集团有限责任公司,成都610092)

FANGWei󰀁ping1,2,CHENLun3,SHIYao󰀁wu1,

YUWen󰀁jun4,MAOZhi󰀁yong2,TANGZhen󰀁yun2

(1CollegeofMaterialsScienceandEngineering,BeijingUniversityofTechnology,

Beijing100124,China;2KeyLaboratoryofHighEnergyDensityBeamProcessing

Technology,BeijingAeronauticalManufacturingTechnologyResearchInstitute,

Beijing100024,China;3RepresentativeOfficeofNaval,ChengduAircraft

IndustrialGroupCo.,Ltd.,Chengdu610092,China;4ChengduAircraft

IndustrialGroupCo.,Ltd.,Chengdu610092,China)

摘要:本文综述了Ti󰀁6Al󰀁4VELI,TC4󰀁DT,TC21和TA15ELI四种损伤容限钛合金的研究新进展及其应用。指出

Ti󰀁6Al󰀁4VELI损伤容限合金在国外已经成功应用于飞机制造中,而TC4󰀁DT,TC21,TA15ELI三种损伤容限钛合金

在国内处于开发研究阶段。重点介绍了TC4󰀁DT,TC21,TA15ELI的断裂韧性、疲劳裂纹扩展速率等损伤容限性能及

其影响因素,指出片层组织有利于损伤容限性能的提高。

关键词:钛合金;损伤容限;研究;应用

中图分类号:TG146.2+3󰀁󰀁文献标识码:A󰀁󰀁文章编号:1001󰀁4381(2010)09󰀁0095󰀁04

Abstract:Thedamagetolerancetitaniumalloys,suchasTi󰀁6Al󰀁4VELI,TC4󰀁DT,TC21andTA15

ELIalloys,weresummarized.Thedevelopmentprocessandthenewstudyofdamagetolerancetitani󰀁

umalloywereintroduced.ItpointedoutthatTi󰀁6Al󰀁4VELIalloywassuccessfullyusedintheair󰀁

planemanufactureindustryinforeigncountries.However,TC4󰀁DT,TC21andTA15ELIalloyswere

stillunderresearchinourcountry.Thefracturetoughnessandfatiguecrackpropagationrateproper󰀁

tiesofTC4󰀁DT,TC21andTA15ELIalloyswereimportantlydiscussedindetail.Thelamellarmicro󰀁

structurewasbeneficialtoimprovethedamagetolerancepropertiesoftitaniumalloys.

Keywords:titaniumalloy;damagetolerance;research;application

󰀁󰀁20世纪60年代末70年代初出现的多起飞机机

体断裂事故,使人们开始提出以断裂力学为基础的损

伤容限设计概念[1,2]。它要求材料具有较高的断裂韧

度KIC,较低的裂纹扩展速率da/dN和较高的疲劳裂

纹扩展门槛值󰀁Kth。1974年,美国空军首次颁布全

新飞机结构抗断裂设计的第一部规范󰀂美国空军飞机

损伤容限要求MIL A 83444!。从此,美国多种军

机开始采用损伤容限的原则和概念进行新机设计和老

机评定[3]。

钛合金作为飞机构件的主要材料,需要满足损伤容限设计要求。目前国内外主要通过降低合金间

隙元素(C,N,O等)含量和󰀂处理工艺(包括󰀂加工

和󰀂热处理)的方法来提高钛合金的损伤容限性

能[4]。

钛合金的显微组织复杂,不同的组织形貌具有不

同的性能。因此,通过改变加工工艺来获得相应的显

微组织形貌是提高钛合金损伤容限性能行之有效的一

种方法[5]。目前,国外典型的损伤容限钛合金有Ti󰀁6󰀁

4ELI和Ti󰀁6󰀁22󰀁22S,国内主要有TC4󰀁DT,TC21,

TA15ELI等。95󰀁损伤容限钛合金的研究进展及应用现状1󰀁超低间隙Ti󰀁6Al󰀁4V合金(Ti󰀁6Al󰀁4VELI)

在钛合金中,Ti󰀁6Al󰀁4V合金的研究比较成熟,其

用量占所有钛合金用量的50%以上。因此,超低间隙

Ti󰀁6Al󰀁4VELI合金得到了广泛关注。该合金是在普

通Ti󰀁6Al󰀁4V基础上通过调整合金元素Al,V的允许

波动范围,降低合金杂质间隙元素C,N,O和Fe的最

高允许含量制得的。其名义成分如下:Al5.5%~

6.5%(质量分数,下同),V3󰀂4%~4.5%,Fe∀

0󰀂25%,C∀0.08%,O∀0󰀂13%,N∀0.05%,H∀

0󰀂012%,Ti余量。Ti󰀁6Al󰀁4VELI合金的Al允许波

动范围较Ti󰀁6Al󰀁4V要窄,C,O和Fe元素的最高允

许含量降低,使得该合金的断裂韧度高于93MPa#

m1/2(T󰀁L),而强度仍然高于841MPa。Prasad[6]等人

研究了含氧量为商业标准级别(0.18%O)和超低间隙

(ExtraLowInterstitial,ELI)级别(0󰀂13%O)的等轴

( +󰀂)Ti󰀁6Al󰀁4V合金的锻造成型特点。在750~

1100∃和10-3~100s-1应变速率范围内,ELI级别的

Ti󰀁6Al󰀁4V发生超塑性变形的温度范围更窄,应变速

率更低,延性峰宽更窄,加工过程中需要更精确的温度

控制。此外,ELI级别的Ti󰀁6Al󰀁4V应避免在󰀂转变

温度附近发生变形,因为在此温度范围内,低应变速

率情况下,ELI级别的Ti󰀁6Al󰀁4V容易存在孔洞形核

和边缘裂纹萌生[7]。Ti󰀁6Al󰀁4VELI丝材在10-4~

10-3s-1应变速率范围内对超塑性成型特别敏感,其

最大应变速率敏感指数m=0.45,当应变速率低于

或高于上述范围时,材料不发生超塑性变形[8,9]。

在军用飞机上,美国将Ti󰀁6Al󰀁4VELI应用于F󰀁

16战斗机的水平尾翼转轴。美国第四代战斗机F󰀁22

的2/3钛用量是Ti󰀁6Al󰀁4VELI锻件,应用结构包括

中、后部机身舱壁和隔框[10]。民机中,波音767飞机

的第一号驾驶舱挡风玻璃窗骨架采用了Ti󰀁6Al󰀁4V

ELI合金材。20世纪90年代初研制的波音777飞机

机翼桁条采用󰀂退火的Ti󰀁6Al󰀁4V代替普通工厂退火

的Ti󰀁6Al󰀁4V,旨在提高材料的损伤容限性能。当今

世界最大的民用飞机 空客A380发动机支架也大

量采用󰀂退火的Ti󰀁6Al󰀁4V合金材[11]。Ti󰀁6Al󰀁4V

ELI合金还用于深海潜水器和潜艇,日本%深海6500&

使用Ti󰀁6Al󰀁4VELI合金,下潜深度达到6500m[12]。

2󰀁损伤容限TC4钛合金(TC4󰀁DT)

TC4󰀁DT合金是西北有色金属研究院和北京航空

材料研究院共同研制的具有自主知识产权的新型中强损伤容限型钛合金。该合金具有中等强度(Rm∋825MPa)、高韧性(KIC∋90MPa#m1/2)、高损伤容限

和长疲劳寿命等综合性能相匹配的特点。和其他中等

强度钛合金相比,在强度、塑性水平相当的条件下,

TC4󰀁DT具有相当高的断裂韧度和抗疲劳裂纹扩展能

力,其性能与美国第四代战斗机F󰀁22上用量最大的

Ti󰀁6Al󰀁4VELI相当。TC4󰀁DT的合金成分范围比美

国的Ti󰀁6Al󰀁4VELI限制得更严格,具体为Al5.60%

~6.35%,V3.6%~4.4%,Fe∀0󰀂25%,C∀0.05%,

O∀0.13%,N∀0.03%,H∀0󰀂0125%,Ti余量。

目前,TC4󰀁DT钛合金的裂纹扩展速率da/dN的

研究比较多。2006年,李辉[13]等人通过不同的热处理

工艺获得不同初生 相含量的等轴、双态组织以及不

同片层尺寸的片层组织,研究其对疲劳裂纹扩展速率

的影响。在轧制板材T󰀁L方向上取标准紧凑拉伸

(CompactTensile,CT)试样,厚度为8mm,测试频率

f=15~20Hz,应力比R=0.1,控制最大载荷为

3500N的实验条件下,当󰀁K在0~100MPa#m1/2范

围时,细针编织状魏氏组织的da/dN<平直状粗片层

魏氏组织的da/dN<等轴或双态组织的da/dN。这

表明,细针编织状魏氏组织的抗裂纹扩展性能最好。

文献[14]报道,在给定的󰀁K下,应力比越小,细针编

织状魏氏组织的裂纹扩展速率越低,该结果与朱知

寿[15]等人的研究结果相一致。TC4󰀁DT合金裂纹扩

展速率还受取样方向和试样厚度的影响[14]。例如,在

双态组织中,T󰀁L和L󰀁T方向的da/dN数据经过三次

方非线性拟合后,󰀁K∀16.0MPa#m1/2时,T󰀁L方向

的da/dN比L󰀁T方向高。当󰀁K较小,裂纹尺寸较短

时,细针编织状魏氏组织的TC4󰀁DT裂纹扩展速率随

试样厚度的增大而减小。此外,工作温度的提高有利

于降低TC4󰀁DT板材的疲劳裂纹扩展速率。于兰

兰[16]等人采用固溶时效态的标准CT试样,在厚度为

10mm,频率为5Hz的条件下,测试了25,150∃下

TC4󰀁DT合金板材疲劳裂纹扩展速率。结果表明,

150∃的试样具有较低的疲劳裂纹扩展速率。

上述研究结果表明,TC4󰀁DT合金板材的疲劳裂

纹扩展速率受材料和实验条件共同影响。高温、低应

力比的实验条件下,细针编织状片层组织、大厚度的试

样有利于降低材料的疲劳裂纹扩展速率。

TC4󰀁DT钛合金可以小锻件拼焊结构用于飞机制

造。因此,TC4󰀁DT的焊接性能以及接头性能的变化

值得人们研究。袁鸿[17]等人采用电子束焊接技术焊

接了45mm厚的经两相区退火的TC4󰀁DT钛合金锻

造板材,焊后对接头进行600∃/3.5h去应力退火,测

试其焊接接头的力学性能。结果表明,对TC4󰀁DT钛

合金锻件进行电子束焊接,可以获得良好的焊缝。接96󰀁󰀁材料工程/2010年9期󰀁