Ti-6Al-4V鑄件斷裂機(jī)理及熱處理工藝研究.pdf

1、隨著航空運(yùn)輸業(yè)的不斷發(fā)展，特別是新型民用渦扇支線飛機(jī)的出現(xiàn)，我國TC4鈦合金面臨冶金技術(shù)相對(duì)落后，性能數(shù)據(jù)特別是疲勞性能數(shù)據(jù)不全的問題，因此有必要對(duì)TC4鈦合金進(jìn)行再深入的研究，以滿足渦扇支線飛機(jī)選材和民用飛機(jī)適航審查的要求。 本文通過室溫拉伸和壓縮、疲勞性能試驗(yàn)及鑄造TC4熱處理工藝設(shè)計(jì)，以及運(yùn)用OM和SEM等分析手段，對(duì)鑄造Ti-6Al-4V鈦合金組織、力學(xué)性能和熱處理工藝，特別是對(duì)其在不同變形下的斷裂機(jī)理進(jìn)行了分析研究，主

2、要研究結(jié)果如下： 鑄造Ti-6Al-4V的拉伸力學(xué)性能指標(biāo)符合我國國家軍用標(biāo)準(zhǔn)《鈦及鈦合金熔模精密鑄件規(guī)范（GJB2896-1997）》的要求，其金相組織為由α、β層片以及晶界α相組成粗大的片狀組織，組織比較致密，但晶粒仍十分粗大由此導(dǎo)致其力學(xué)性能數(shù)據(jù)分散度較大。而與拉伸試驗(yàn)結(jié)果相比，鑄造Ti-6Al-4V鈦合金的壓縮力學(xué)性能指標(biāo)的分散度和相對(duì)誤差都很小。 鑄造Ti-6Al-4V合金拉伸斷口研究顯示，其裂紋起源于心部。放

3、射區(qū)以準(zhǔn)解理斷裂為主，并有少量解理面和二次裂紋，其斷裂機(jī)理為穿晶型脆性斷裂。壓縮宏觀斷口有明顯的撕裂痕跡，其斷裂機(jī)理屬于解理斷裂，裂紋擴(kuò)展區(qū)以解理臺(tái)階以及河流花樣為主，并有二次裂紋存在，在最后的瞬斷區(qū)可以看見較淺的韌窩。 介紹了DFR法的相關(guān)概念及理論依據(jù)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)疲勞可靠性壽命處理方法，采用雙點(diǎn)法測(cè)定了鑄造Ti-6Al-4V鈦合金的細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度截止值DFRcutoff，結(jié)果顯示，雙點(diǎn)法所得的試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確可靠，可為新型

4、渦扇支線飛機(jī)的各種構(gòu)件的疲勞設(shè)計(jì)和壽命評(píng)估提供數(shù)據(jù)支持。 疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)應(yīng)力比R>0時(shí)，疲勞裂紋門檻值△Kth隨R的增大而減小。通過遞增多項(xiàng)式法獲得了不同應(yīng)力比下的裂紋擴(kuò)展速率da/dN和應(yīng)力強(qiáng)度因子幅△K之間的關(guān)系曲線，結(jié)果顯示，在△K相同的條件下，隨著應(yīng)力比R的增加，da/dN增大，裂紋擴(kuò)展加快。另外，通過數(shù)據(jù)計(jì)算，獲得了描述鑄造Ti-6Al-4V鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率的Walkor方程。 鑄造Ti

5、-6Al-4V鈦合金中疲勞裂紋可以沿α片層方向或集束邊界擴(kuò)展，或垂直或成一定角度切斷片層向前擴(kuò)展，擴(kuò)展路徑比較曲折；另外在擴(kuò)展過程中有二次裂紋的產(chǎn)生。鑄造Ti-6Al-4V鈦合金疲勞斷口掃描分析表明：裂紋擴(kuò)展區(qū)主要是以微區(qū)解理斷裂和疲勞條帶擴(kuò)展機(jī)制為主，瞬時(shí)破斷區(qū)可看到撕裂棱和淺顯的韌窩。 獲得了合適的熱處理工藝，經(jīng)該工藝處理的Ti-6Al-4V合金金相組織變得細(xì)小，α片的長寬比減小，拉伸、壓縮力學(xué)性能，特別是屈服強(qiáng)度有較大提高