损伤容限钛合金的研究进展及应用现状

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