损伤容限钛合金的研究进展及应用现状　９５　

损伤容限钛合金的研究进展及应用现状　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ａｎｄ　Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｄａｍａｇｅ　Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ　Ｔｉｔａｎｉｕｍ　Ａｌｌｏｙ　房卫萍　。，陈沦。，史耀武　，虞文军　，毛智勇。，唐振云　（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）　ＦＡＮＧ　Ｗｅｉ—ｐｉｎｇ　，ＣＨＥＮ　Ｌｕｎ。，ＳＨＩ　Ｙａｏ—ｗｕ　，　ＹＵ　Ｗｅｎ—ｊ　ｕｎ　。ＭＡＯ　Ｚｈｉ～ｙｏｎｇ　，ＴＡＮＧ　Ｚｈｅｎ—ｙｕｎ。　（１　Ｃｏｌｌｅｇｅ　ｏｆ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｓｃｉｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，　Ｂｅｉｊｉｎｇ　１００１２４，Ｃｈｉｎａ；２　Ｋｅｙ　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ　ｏｆ　Ｈｉｇｈ　Ｅｎｅｒｇｙ　Ｄｅｎｓｉｔｙ　Ｂｅａｍ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊ　ｉｎｇ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，　Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００２４，Ｃｈｉｎａ；３　Ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅ　Ｏｆｆｉｃｅ　ｏｆ　Ｎａｖａｌ，Ｃｈｅｎｇｄｕ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ　Ｇｒｏｕｐ　Ｃｏ．，Ｌｔｄ．，Ｃｈｅｎｇｄｕ　６　１　００９２，Ｃｈｉｎａ；４　Ｃｈｅｎｇｄｕ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ　Ｇｒｏｕｐ　Ｃｏ．，Ｌｔｄ．，Ｃｈｅｎｇｄｕ　６１００９２，Ｃｈｉｎａ）　摘要：本文综述了Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ，ＴＣ４一ＤＴ，ＴＣ２１和ＴＡ１５　ＥＬＩ四种损伤容限钛合金的研究新进展及其应用。指出　Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ损伤容限合金在国外已经成功应用于飞机制造中，而ＴＣ４一ＤＴ，ＴＣ２１，ＴＡ１５　ＥＬＩ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，ＴＡ１５　ＥＬＩ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：Ｔｈｅ　ｄａｍａｇｅ　ｔｏｌｅｒａｎｃｅ　ｔｉｔａｎｉｕｍ　ａｌｌｏｙｓ，ｓｕｃｈ　ａｓ　Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ，ＴＣ４－ＤＴ，ＴＣ２１　ａｎｄ　ＴＡ１５　ＥＬＩ　ａｌｌｏｙｓ，ｗｅｒｅ　ｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．Ｔｈｅ　ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ｐｒｏｃｅｓｓ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｎｅｗ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ｄａｍａｇｅ　ｔｏｌｅｒａｎｃｅ　ｔｉｔａｎｉ—　ｕｍ　ａｌｌｏｙ　ｗｅｒｅ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ．Ｉｔ　ｐｏｉｎｔｅｄ　ｏｕｔ　ｔｈａｔ　Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ　ａｌｌｏｙ　ｗａｓ　ｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙ　ｕｓｅｄ　ｉｎ　ｔｈｅ　ａｉｒ—　ｐｌａｎｅ　ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ　ｉｎｄｕｓｔｒｙ　ｉｎ　ｆｏｒｅｉｇｎ　ｃｏｕｎｔｒｉｅｓ．Ｈｏｗｅｖｅｒ，ＴＣ４一ＤＴ，ＴＣ２　１　ａｎｄ　ＴＡ１　５　ＥＬＩ　ａｌｌｏｙｓ　ｗｅｒｅ　ｓｔｉｌｌ　ｕｎｄｅｒ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｉｎ　ｏｕｒ　ｃｏｕｎｔｒｙ．Ｔｈｅ　ｆｒａｃｔｕｒｅ　ｔｏｕｇｈｎｅｓｓ　ａｎｄ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｒａｃｋ　ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ　ｒａｔｅ　ｐｒｏｐｅｒ—　ｔｉｅｓ　ｏｆ　ＴＣ４一ＤＴ，ＴＣ２　１　ａｎｄ　ＴＡ１　５　ＥＬＩ　ａｌｌｏｙｓ　ｗｅｒｅ　ｉｍｐｏｒｔａｎｔｌｙ　ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ　ｉｎ　ｄｅｔａｉｌ．Ｔｈｅ　ｌａｍｅｌｌａｒ　ｍｉｃｒｏ—　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｗａｓ　ｂｅｎｅｆｉｃｉａｌ　ｔｏ　ｉｍｐｒｏｖｅ　ｔｈｅ　ｄａｍａｇｅ　ｔｏｌｅｒａｎｃｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｉｔａｎｉｕｍ　ａｌｌｏｙｓ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｔｉｔａｎｉｕｍ　ａｌｌｏｙ；ｄａｍａｇｅ　ｔｏｌｅｒａｎｃｅ；ｒｅｓｅａｒｃｈ；ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　２０世纪６Ｏ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ｎ　］。它要求材料具有较高的断裂韧　度Ｋ・ｃ，较低的裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ和较高的疲劳裂　纹扩展门槛值ＡＫ　ｈ。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一８３４４４》。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　Ｊ。　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ｐ处理工艺（包括　加工　和Ｇ热处理）的方法来提高钛合金的损伤容限性　能Ⅲ。　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　］。目前，国外典型的损伤容限钛合金有Ｔｉ一６—　４　ＥＬＩ和Ｔｉ一６—２２—２２Ｓ，国内主要有ＴＣ４一ＤＴ，ＴＣ２１，　ＴＡ１５　ＥＬＩ等。

　９６　材料工程／２０１０年９期　１超低间隙Ｔｉ－６Ａ！一４Ｖ合金（Ｔｉ－６Ａｌ一４Ｖ　ＥＬＩ）　在钛合金中，Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ合金的研究比较成熟，其　用量占所有钛合金用量的５ｏ　以上。因此，超低间隙　Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ合金得到了广泛关注。该合金是在普　通Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ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：Ａ１　５．５　～　６．５　（质量分数，下同），Ｖ　３．４％～４．５　，Ｆｅ≤　０．２５　，Ｃ≤０．０８　，Ｏ≤０．１３　，Ｎ≤０．０５　，Ｈ≤　０．０１２　，Ｔｉ余量。Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ合金的Ａｌ允许波　动范围较Ｔｉ－６Ａ１—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・　ｍ　（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（Ｏ．１８　Ｏ）和超低间隙　（Ｅｘｔｒａ　Ｌｏｗ　Ｉｎｔｅｒｓｔｉｔｉａｌ，ＥＬＩ）级别（０．１３　Ｏ）的等轴　（ａ＋８）Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ合金的锻造成型特点。在７５０～　１１００℃和１０　～１００ｓ　应变速率范围内，ＥＬＩ级别的　Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ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一６Ａ１—４Ｖ应避免在Ｇ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Ｔ卜６Ａｌ一４Ｖ容易存在孔洞形核　和边缘裂纹萌生［７］。Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ　ＥＬＩ丝材在１０～～　１０　Ｓ　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一０．４５，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＇　。　在军用飞机上，美国将Ｔｉ－６Ａｌ一４Ｖ　ＥＬＩ应用于Ｆ一　１６战斗机的水平尾翼转轴。美国第四代战斗机Ｆ一２２　的２／３钛用量是Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ　ＥＬＩ锻件，应用结构包括　中、后部机身舱壁和隔框＿１　。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一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ合金材。２Ｏ世纪９０年代初研制的波音７７７飞机　机翼桁条采用Ｇ退火的Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ代替普通工厂退火　的Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ，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Ｂ退火的Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ合金材［】　。Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ合金还用于深海潜水器和潜艇，日本“深海６５００”　使用Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ合金，下潜深度达到６５００ｍ［１　。　２损伤容限ＴＣ４钛合金（ＴＣ４－ＤＴ）　ＴＣ４一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（Ｒ　≥　８２５ＭＰａ）、高韧性（Ｋ　ｃ≥９０ＭＰａ・ｍ　。）、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，　ＴＣ４一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一２２上用量最大的　Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ　ＥＬＩ相当。ＴＣ４一ＤＴ的合金成分范围比美　国的Ｔｉ一６Ａ１—４Ｖ　ＥＬＩ限制得更严格，具体为Ａｌ　５．６Ｏ　～６．３５　，Ｖ　３．６　～４．４　，Ｆｅ≤０．２５　，Ｃ≤０．０５　，　Ｏ≤ｏ．１３　，Ｎ≤０．０３　，Ｈ≤０．０１２５　，Ｔｉ余量。　目前，ＴＣ４一ＤＴ钛合金的裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ的　研究比较多。２００６年，李辉ｒ１。　等人通过不同的热处理　工艺获得不同初生ａ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　（Ｃｏｍｐａｃｔ　Ｔｅｎｓｉｌｅ，ＣＴ）试样，厚度为８ｒａｍ，测试频率　ｆ一１５～２０Ｈｚ，应力比Ｒ一０．１，控制最大载荷为　３５００Ｎ的实验条件下，当△Ｋ在０～１００ＭＰａ・ｍ　。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Ｅ１４３报道，在给定的ＡＫ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＿１　等人的研究结果相一致。ＴＣ４一ＤＴ合金裂纹扩　展速率还受取样方向和试样厚度的影响［１　。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，ＡＫ≤１６．０ＭＰａ・ｍ　时，Ｔ—Ｌ方向　的ｄａ／ｄＮ比Ｌ—Ｔ方向高。当ＡＫ较小，裂纹尺寸较短　时，细针编织状魏氏组织的ＴＣ４一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ＴＣ４一ＤＴ板材的疲劳裂纹扩展速率。于兰　兰ｎ　等人采用固溶时效态的标准ＣＴ试样，在厚度为　１０ｒａｍ，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，ＴＣ４一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，ＴＣ４一ＤＴ的焊接性能以及接头性能的变化　值得人们研究。袁鸿『１　等人采用电子束焊接技术焊　接了４５ｍｍ厚的经两相区退火的ＴＣ４一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ＴＣ４一ＤＴ钛　

合金锻件进行电子束焊接，可以获得良好的焊缝。接　损伤容限钛合金的研究进展及应用现状　９７　头的抗拉强度和冲击韧度达到了与母材相当的水平，　塑性达到母材的８０　，断裂韧度值高于母材。针对光　滑试样（Ｋ　一１）的高周（厂一１３０Ｈｚ）疲劳实验（Ｒ一　０．１），在平均应力小于５２０ＭＰａ时，接头的疲劳寿命明　显高于母材。在△Ｋ≥１１ＭＰａ・ｍ　。时，接头裂纹扩展　速率ｄａ／ｄＮ值小于母材。这表明ＴＣ４一ＤＴ钛合金电　子束焊接接头具有较高的损伤容限性能。　３高强损伤容限钛合金ＴＣ２１　ＴＣ２１是我国研制的、具有自主知识产权的一种　高强损伤容限钛合金。它是Ｔｉ—Ａｌ—Ｓｎ—Ｚｒ—Ｍｏ—Ｃｒ—Ｎｂ　（一Ｎｉ—Ｓｉ）系的两相钛合金，化学成分与Ｔｉ一６—２２—２２Ｓ　（Ｔｉ一６Ａｉ一２Ｓｎ一２Ｚｒ一２Ｍｏ一２Ｃｒ－０．２Ｓｉ）相似。该合金具有　高强度（Ｒ　≥１１００ＭＰａ）、高韧性（ＫＩｃ≥７０ＭＰａ・　ｍ　）、高损伤容限和优异的抗疲劳性能等特点，与美　国第四代战斗机Ｆ一２２上应用的Ｔｉ一６－２２－２２高强高损　伤容限型钛合金的性能相当，其良好的焊接性能还弥　补了Ｔｉ一６～２２—２２焊接工艺性能差的缺陷。ＴＣ２１钛合　金是目前我国高强韧钛合金综合力学性能匹配较佳的　钛合金。　ＴＣ２１双相钛合金经受不同的热处理后，其显微　组织变化相当复杂。朱知寿口阳等人对ＴＣ２１钛合金　模锻件的锻后热处理工艺参数与显微组织演变关系进　行了研究，结果表明，ＴＣ２１模锻件第１次退火加热温　度影响初生ａ相的形态变化，合金在Ｊ３转变温度２０℃　以下加热，可最大限度地保持初生ａ长条状形貌，从而　确保模锻件获得优异的强韧性和损伤容限性能；第２　次退火可以调整次生ａ相的含量和形态，次生ａ相随　第２次退火温度的升高而长大和粗化；第２次退火时　间也影响合金中次生ａ相的数量、尺寸和形态，但效果　不如时效温度对它的影响明显。钛合金不同的显微组　织对应着不同的性能。李辉［１　等人针对ＴＣ２１钛合　金进行裂纹扩展速率测试。在两种（口区和ａ＋ｐ区）　锻造棒材上取标准ＣＴ试样，裂纹取向为Ｃ—Ｒ方向。　在频率厂一２０Ｈｚ，应力比Ｒ一０．１，载荷范围为４００～　４０００Ｎ的测试条件下，测得８区锻造的ＴＣ４一ＤＴ棒材　裂纹扩展速率明显低于ａ＋Ｂ区锻造。在ＡＫ一　１１ＭＰａ・ｍ“　时，８区锻造的棒材裂纹扩展速率达到　７×１０　～９×１０　ｍｍ／ｃｙｃｌｅ级；而ａ＋Ｊ３区锻造棒材　裂纹扩展速率为１×１０　～２×１０　ｍｍ／ｃｙｃｌｅ级。王　新南［２。。等人研究了近　锻造（９３８℃）和准Ｂ锻造　（９６８℃）状态下ＴＣ２１钛合金的疲劳裂纹扩展行为。　结果显示，ＴＣ２１钛合金经准Ｂ锻造后的疲劳裂纹扩　展速率明显低于近Ｂ锻造的锻件。经断口分析发现，　准Ｂ锻造的锻件断口表面粗糙度大，疲劳裂纹扩展路　径曲折程度也大，有效地降低了疲劳裂纹扩展速率。　此外，余槐　等人采用三重退火的热处理方法对　ＴＣ２１电子束焊接接头进行处理，旨在降低接头的脆　性，提高其韧性。结果显示，ＴＣ２１电子束焊接接头经　三重退火热处理后，母材及其接头的抗拉强度均有下　降，但接头的塑性、韧性得以恢复，塑性达到与母材相　当的水平，冲击韧度达到母材的６３．３　，是普通退火　状态接头韧性水平（达到母材的２８．４　）的２．２倍。　４近ｎ型损伤容限钛合金ＴＡ１５　ＥＬＩ　近ａ型ＴＡ１５钛合金兼具ａ型和（ａ＋Ｂ）型钛合金　的优点，具有良好的热稳定性，长时间工作温度可达　５００℃。同时，ＴＡ１５具有良好的加工性能，其工艺塑　性接近于（ａ＋８）型钛合金。为了提高ＴＡ１５的韧性、　疲劳性能，以满足损伤容限要求，北京有色金属研究院　等单位开始研究ＴＡ１５　ＥＬＩ损伤容限钛合金。他们在　ＴＡ１５基础上，通过降低ＴＡ１５间隙元素Ｃ，Ｎ，Ｏ等的　含量，同时采用Ｊ３相区轧制工艺获得了ＴＡ１５　ＥＬＩ钛　合金［２　。张纪奎［２。　等人对比分析了普通ＴＡ１５与超　低间隙ＴＡ１５　ＥＬＩ合金的裂纹扩展寿命、剩余强度和　疲劳全寿命性能。结果显示，ＴＡ１５　ＥＬＩ钛合金的断　裂韧度值Ｋ　达１１１ＭＰａ・ｍ　，比ＴＡ１５钛合金高约　２０ＭＰａ・Ｉｎ　。；等幅载荷　一２７０ＭＰａ，Ｒ一０．３，０．１情　况下，ＴＡ１５　ＥＬＩ相对于ＴＡ１５裂纹扩展寿命改善幅　度超过２５　；谱载荷下，ＴＡ１５　ＥＬＩ（４．５～８．５ｒａｍ）裂　纹扩展寿命较ＴＡ１５提高４１．９　；在　一３１０，３２０，　３３０ＭＰａ三个应力水平下，ＴＡ１５　ＥＬＩ裂纹萌生寿命和　全寿命均大于ＴＡ１５，０．３～２５．０ｍｍ裂纹扩展寿命　ＴＡ１５　ＥＬＩ大于ＴＡ１５，增长幅度超过１５　。谱载荷　下，ＴＡ１５　ＥＬＩ的裂纹扩展寿命和全寿命都稍长于　ＴＡ１５。这表明ＴＡ１５　ＥＬＩ具有良好的损伤容限性能。　显微组织形貌是ＴＡ１５　ＥＬＩ合金损伤容限性能的　主要影响因素。李士凯口铂等人采用８００，９４０，９９０℃三　种退火热处理空冷方法分别获得等轴、双态、片层组织　的ＴＡ１５　ＥＬＩ，研究其断裂韧度、疲劳裂纹扩展速率等　损伤容限性能。结果显示，片层组织的Ｋ　（Ｔ—Ｌ）值达　到１１１ＭＰａ・ｒｒｌ　，双态组织为１０３ＭＰａ・１ＴＩ“　，而等轴　组织则为８０ＭＰａ・ｍ　。当应力比为０．１，加载频率　为１０Ｈｚ时，ＴＡ１５　ＥＬＩ合金三种组织的△Ｋ—ｄａ／ｄＮ　关系曲线的Ｐａｒｉｓ拟合结果如下：等轴组织ｄａ／ｄＮ一　９．２６×１０　△Ｋ　“，双态组织ｄａ／ｄＮ一２．２２×１Ｏ　△Ｋ　札，片层组织ｄａ／ｄＮ一１．０８×１Ｏ　△Ｋ。・　。片层　

组织相对等轴组织和双态组织具有更好的损伤容限性