引言

航空發(fā)動機風扇機匣、轉(zhuǎn)子葉片和鈦合金整體葉盤等部件在焊接制造過程中，由于焊接溫度已經(jīng)超過鈦合金的相變溫度，因此會導致焊接部位由α+β雙態(tài)組織轉(zhuǎn)變成其他組織形貌，降低了該部位的疲勞強度，進而導致從焊接部位斷裂的故障時有發(fā)生[1-2]。由于焊接后鈦合金的組織狀態(tài)發(fā)生了變化，那么焊縫處的抗疲勞性能裕度設計就不能按照材料數(shù)據(jù)手冊當中α+β雙鈦組織力學性能來考慮，因此開展TC4合金過渡態(tài)組織的疲勞性能試驗，研究過渡態(tài)組織下TC4鈦合金的高周疲勞性能變化情況是很有必要的。

此研究不僅可以為航空發(fā)動機風扇機匣、轉(zhuǎn)子葉片和鈦合金整體葉盤等焊接工藝選擇優(yōu)化及強度計算分析提供數(shù)據(jù)支持，并且可以為其在設計階段采用合理的焊接工藝及設計改進提供技術依據(jù)，同時可對航空發(fā)動機用鈦合金的力學性能數(shù)據(jù)進行補充和完善。

本文主要針對TC4型鈦合金在5種熱處理狀態(tài)下的高周疲勞性能進行了研究，通過測定其疲勞強度，分析組織狀態(tài)的變化對TC4型合金高周疲勞性能的影響。

1、試驗過程及數(shù)據(jù)結果

1.1試驗計劃

TC4合金的相變溫度為882.2℃，焊接部位焊接區(qū)域和熱影響區(qū)受熱溫度不同，造成焊接結束后兩區(qū)域組織不同，因此在700~1100℃溫度區(qū)間選取5個溫度點（700℃、800℃，900℃、1000℃、1100℃）對TC4合金進行熱處理，熱處理工藝為退火，退火時間2h，充分保證鈦合金試樣組織變化完全。對以上5種不同熱處理狀態(tài)及室溫下的TC4合金開展室溫高周疲勞試驗，測定疲勞強度，結果如表1所示，分析組織狀態(tài)的變化對TC4合金高周疲勞性能的影響。

1.2試驗件設計與試驗設備

經(jīng)不同熱處理TC4胚料機將試驗件加工成漏斗形高周拉伸試樣，試樣尺寸如圖1所示。高周疲勞試驗采用瑞士Rumul8604-128型高頻疲勞試驗機。

1.3試驗結果

1.3.1高周疲勞試驗結果

試驗各熱處理狀態(tài)下TC4合金在室溫、R=0.1條件下的高周疲勞性能，疲勞強度計算及統(tǒng)計分析結果如表2—表13所示。去掉各組試驗的異常數(shù)據(jù)，不同應力對應的壽命如圖2—圖7所示。

1.3.2組織形貌

TC4合金經(jīng)不同溫度熱處理后的組織形貌如圖8所示。隨著熱處理溫度的升高，TC4合金組織形貌的由α+β雙鈦組織轉(zhuǎn)變成魏氏組織。

1.3.3高周疲勞斷口分析

TC4合金經(jīng)不同溫度熱處理后的高周疲勞斷口形貌如圖9所示。在鈦合金熱處理溫度在900℃以下的時候，斷口表面較平坦，可見到明顯的疲勞弧線和放射棱線特征，當熱處理溫度超過1000℃，斷口表面起伏較大。

2、分析與討論

將不同溫度熱處理的鈦合金試樣的高周疲勞極限擬合成曲線，如圖10所示。從圖10可以看出，隨著熱處理溫度的升高，鈦合金疲勞極限呈現(xiàn)下降趨勢，但是不是呈線性的下降，從表14中可以看出，鈦合金在室溫狀態(tài)下和經(jīng)過700℃熱處理后的疲勞極限略有下降，說明在700℃的熱處理對TC4合金組織狀態(tài)幾乎沒有影響，隨著熱處理溫度的提高，TC4合金組織狀態(tài)慢慢發(fā)生變化，當熱處理溫度超過鈦合金的相變溫度時，α相到β相的相變過程通常會伴隨著合金元素的再分配過程，元素的再分配會影響相變過程、相的成分及構件的力學性能[3-5]。

鈦合金在正常狀態(tài)下，Al元素會在α相中富集，而V元素會在β轉(zhuǎn)變組織中富集，這一現(xiàn)象被稱作合金元素的分配效應。當熱處理溫度接近相變溫度甚至超過相變溫度時，Al元素（或者V元素）的濃度梯度會大幅度下降。這一現(xiàn)象主要由兩個原因引起：在熱處理過程中，當熱量輸入超過相變點時，這些熱量一方面會促使初生α相發(fā)生相變并轉(zhuǎn)變?yōu)?beta;相，另一方面也會為原子擴散提供更多的能量。以上兩點都會使得α相（β轉(zhuǎn)變組織）中的Al元素（V元素）的濃度梯度降低，進而導致鈦合金抗疲勞極限的下降。

關于1100℃熱處理下的合金疲勞極限反而比1000℃熱處理下的合金疲勞極限高，可能原因就是1100℃熱處理過程提供的熱量更多，原子擴散及Al元素（V元素）的重新分配比較充分，1100℃下的魏氏組織狀態(tài)較1000℃的組織狀態(tài)好，導致1100℃熱處理下的鈦合金疲勞極限反而升高。

3、結論

1）鈦合金在室溫、700℃、800℃、900℃、1000℃、1100℃六種狀態(tài)下TC4合金的疲勞強度分別為782.7MPa、780MPa、725.6MPa、660MPa、553.3MPa和590MPa，均滿足95%置信度。

2）隨著熱處理溫度的升高，TC4合金的高周疲勞強度逐漸降低，1100℃熱處理狀態(tài)下的疲勞強度略高于1000℃熱處理狀態(tài)下的疲勞強度。

3）熱處理過程中產(chǎn)生的元素再分配過程是導致鈦合金高周疲勞極限隨著熱處理溫度的升高而降低的主要原因。

參考文獻

[1] Anon.Titanium alloysfor aerospace[J].Advanced Mater ialsand-Process，1999（3）：9.

[2] 陶春虎，劉慶瓊，曹春曉，等，航空用鐵合金的失效及其預防[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002.

[3] LuTJERING G，WILLIAM J C.Ttanium [M]. New York：Springer，2003.

[4] GAO X，ZENG W，ZHANG S，et al. A study of epitaxial growth behaviors of eguiaxed alpha phase at different cooling rates innear alpha titaniumalloy[J]. Acta materialia，2017，122：298- 309.

[5] Q Xue，Y J Ma，J F Lei，et al. Evolution of microstructure and phase composition of Ti- 3A1- 5Mo- 4.5V alloy with varied phase stability [J].Journal of Mater ials Science&Technology，2018，34（12）：2 325- 2 330.

---

tag標簽:TC4鈦合金

---