损伤容限钛合金的研究进展及应用现状

Research Development and A pplicat ion of Dam age

T olerance T itanium Alloy

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)

FAN G Wei ping1,2,CH EN Lun3,SH I Yao w u1,

YU Wen jun4,MA O Zhi yo ng2,TANG Zhen yun2 (1Co lleg e of M aterials Science and Engineering,Beijing University of T echno logy,

Beijing100124,China;2Key Labor ator y o f H igh Ener gy Density Beam Pr ocessing

T echno logy,Beijing Aero nautical M anufacturing Technolog y Resear ch Institute,

Beijing100024,China;3Representativ e Office of N av al,Chengdu Aircr aft

Industrial Group Co.,Ltd.,Cheng du610092,China;4Chengdu Aircr aft

Industrial Group Co.,Ltd.,Chengdu610092,China)

摘要:本文综述了T i 6Al 4V EL I,T C4 DT,T C21和T A15EL I四种损伤容限钛合金的研究新进展及其应用。指出T i 6A l 4V EL I损伤容限合金在国外已经成功应用于飞机制造中,而T C4 DT,T C21,T A15ELI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T C4 DT,T C21,T A15ELI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:T G146.2+3 文献标识码:A 文章编号:1001 4381(2010)09 0095 04

Abstract:T he damage to lerance titanium alloy s,such as Ti 6Al 4V ELI,T C4 DT,T C21and TA15 ELI allo ys,w ere sum marized.T he dev elo pment process and the new study o f dam ag e to lerance titani um alloy w er e introduced.It pointed out that T i 6Al 4V ELI alloy w as successfully used in the air plane m anufacture industry in foreign countries.H ow ev er,TC4 DT,TC21and T A15ELI allo ys w ere still under research in o ur countr y.T he fracture toughness and fatigue crack propagation rate proper ties of T C4 DT,T C21and T A15ELI alloys w ere importantly discussed in detail.The lam ellar micro structure was beneficial to improv e the damage tolerance proper ties of titanium alloy s.

Key words:titanium alloy;damag e tolerance;research;applicatio n

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K IC,较低的裂纹扩展速率d a/d N和较高的疲劳裂纹扩展门槛值 K th。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M IL A83444!。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T i 6 4ELI和Ti 6 22 22S,国内主要有TC4 DT,TC21, TA15ELI等。

1 超低间隙Ti 6Al 4V合金(Ti 6Al 4V ELI)

在钛合金中,T i 6A l 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 4V ELI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。T i 6Al 4V ELI合金的Al允许波动范围较T i 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93M Pa# 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(Extra Lo w Interstitial,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T i 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 4V ELI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T i 6Al 4V ELI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T i 6A l 4V ELI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T i 6A l 4V ELI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(R m?825M Pa)、高韧性(K IC?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 4V ELI相当。T C4 DT的合金成分范围比美国的T i 6Al 4V ELI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%,T i余量。

目前,TC4 DT钛合金的裂纹扩展速率d a/d N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(Compact T ensile,CT)试样,厚度为8mm,测试频率f=15~20H z,应力比R=0.1,控制最大载荷为3500N的实验条件下,当 K在0~100M Pa#m1/2范围时,细针编织状魏氏组织的d a/d N<平直状粗片层魏氏组织的d a/d N<等轴或双态组织的d a/d N。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。T C4 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d a/d N数据经过三次方非线性拟合后, K?16.0MPa#m1/2时,T L方向的d a/d N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T C4 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T C4 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10m m,频率为5H z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,T C4 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T C4 DT钛合金锻件进行电子束焊接,可以获得良好的焊缝。接

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 t=1)的高周(f=130H z)疲劳实验(R= 0 1),在平均应力小于520M Pa时,接头的疲劳寿命明显高于母材。在 K?11M Pa#m1/2时,接头裂纹扩展速率d a/d N值小于母材。这表明T C4 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T i Al Sn Zr M o Cr Nb ( Ni Si)系的两相钛合金,化学成分与Ti 6 22 22S (T i 6Al 2Sn 2Zr 2M o 2Cr 0 2Si)相似。该合金具有高强度(R m?1100M Pa)、高韧性(K IC?70M Pa# m1/2)、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 22上应用的T i 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T i 6 22 22焊接工艺性能差的缺陷。T C21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[18]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,T C21模锻件第1次退火加热温度影响初生相的形态变化,合金在转变温度20?以下加热,可最大限度地保持初生长条状形貌,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相的含量和形态,次生相随第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[19]等人针对TC21钛合金进行裂纹扩展速率测试。在两种( 区和+ 区)锻造棒材上取标准CT试样,裂纹取向为C R方向。在频率f=20H z,应力比R=0.1,载荷范围为400~ 4000N的测试条件下,测得区锻造的T C4 DT棒材裂纹扩展速率明显低于+ 区锻造。在 K= 11M Pa#m1/2时, 区锻造的棒材裂纹扩展速率达到7(10-6~9(10-6m m/cycle级;而+ 区锻造棒材裂纹扩展速率为1(10-5~2(10-5m m/cycle级。王新南[20]等人研究了近锻造(938?)和准锻造(968?)状态下TC21钛合金的疲劳裂纹扩展行为。结果显示,T C21钛合金经准锻造后的疲劳裂纹扩展速率明显低于近锻造的锻件。经断口分析发现,准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[21]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 近型损伤容限钛合金TA15ELI

近型TA15钛合金兼具型和(+ )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(+ )型钛合金。为了提高T A15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TA15ELI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,同时采用相区轧制工艺获得了TA15ELI钛合金[22]。张纪奎[23]等人对比分析了普通TA15与超低间隙T A15ELI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,TA15ELI钛合金的断裂韧度值K IC达111M Pa#m1/2,比TA15钛合金高约20M Pa#m1/2;等幅载荷!=270M Pa,R=0.3,0.1情况下,T A15ELI相对于TA15裂纹扩展寿命改善幅度超过25%;谱载荷下,TA15ELI(4.5~8.5m m)裂纹扩展寿命较TA15提高41.9%;在!=310,320, 330M Pa三个应力水平下,T A15ELI裂纹萌生寿命和全寿命均大于T A15,0.3~25.0mm裂纹扩展寿命TA15ELI大于TA15,增长幅度超过15%。谱载荷下,TA15ELI的裂纹扩展寿命和全寿命都稍长于TA15。这表明T A15ELI具有良好的损伤容限性能。

显微组织形貌是TA15ELI合金损伤容限性能的主要影响因素。李士凯[24]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TA15ELI,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 IC(T L)值达到111M Pa#m1/2,双态组织为103M Pa#m1/2,而等轴组织则为80MPa#m1/2。当应力比为0.1,加载频率为10H z时,TA15ELI合金三种组织的 K d a/d N 关系曲线的Paris拟合结果如下:等轴组织d a/d N= 9.26(10-9 K3.34,双态组织d a/d N=2.22(10-9 K3.41,片层组织d a/d N=1.08(10-8 K3.23。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

能。范荣辉[25]等人通过两相区900,930,950?和区980?退火热处理获得不同组织形态的T A15ELI,其测试结果规律与文献[24]相一致。

由于双态组织的常规力学性能与损伤容限性能匹配较好,因此双态组织的T A15ELI损伤容限性能得到深入研究。李士凯[26]等人分析了双态组织中次生片层厚度对损伤容限性能的影响。结果显示,经过940?退火、水冷,T A15ELI合金片厚约1?m,其K IC值最低,为83MPa#m1/2;而空冷(片厚为2~ 4?m)和炉冷(片过于增厚)所得组织的断裂韧度分别为103M Pa#m1/2和102M Pa#m1/2。双态组织的断裂韧度随其转变组织中片厚度的增大而增加。疲劳裂纹扩展受次生片层厚度的影响不大,三种冷却速率所得组织的疲劳裂纹扩展曲线Paris方程基本一样。

5 结束语

随着损伤容限设计概念的地位越来越高,损伤容限钛合金的研究势在必行。目前,我国正处于开发研究的起步阶段,研究成果还未见应用。国外的研究技术比较成熟,其中,美国的T i 6 4ELI已经成功应用于航空领域。因此,更加需要加大对损伤容限钛合金的研究,并应本着向低成本、高性能方向发展,使损伤容限钛合金得到广泛应用。

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收稿日期:2009 07 08;修订日期:2010 06 30

作者简介:房卫萍(1983),女,硕士研究生,主要从事钛合金电子束焊接研究,联系地址:北京市朝阳区北京340信箱104室(100024),E m ail:fw pln@https://www.360docs.net/doc/dc18959443.html,

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