熱處理制度對Ti-55531合金組織和力學(xué)性能的影響

王清瑞，沙愛學(xué)，黃利軍，李興無

(北京航空材料研究院，北京 100095)

0 引 言

航空工業(yè)的發(fā)展對結(jié)構(gòu)鈦合金的綜合性能提出了越來越高的要求，不僅要求其具有高強(qiáng)度、高韌性和高淬透性，還要求具有較高的塑性和疲勞性能。國內(nèi)外研究人員都在致力于開發(fā)綜合性能優(yōu)異的鈦合金，其中BT22(對應(yīng)國內(nèi)牌號TC18)鈦合金因其最大淬透截面厚度可達(dá)250 mm而在制造大型飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)件方面極具優(yōu)勢[1-3]，是一種很有發(fā)展前景的高強(qiáng)度鈦合金。21世紀(jì)初，歐美許多國家開始對該合金的成分設(shè)計和性能水平展開研究[4-7]，并在該合金基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展改進(jìn)型合金研究，最具代表性的是空客公司與俄羅斯VSMPO公司聯(lián)合研制的Ti-55531合金，其名義成分為Ti-5Al-5V-5Mo-3Cr-0.4Fe-1Zr。該合金強(qiáng)度與韌性之間的優(yōu)良組合受到設(shè)計師和鈦合金工作者的青睞，并于2004年首次在A380平臺上閃亮登場，被選用于制作A380機(jī)翼與掛架的連接裝置[8-10]。由于鈦合金對熱機(jī)械處理工藝參數(shù)比較敏感，不同的處理工藝獲得的組織和性能差別很大，因此設(shè)計人員在進(jìn)行選材時要根據(jù)使用部位所受載荷特點(diǎn)而選用不同組織狀態(tài)和性能水平的材料。本研究針對Ti-55531合金不同類型的熱處理制度開展了研究，分析熱處理制度對該合金組織與性能的影響，旨在為其工程化應(yīng)用提供技術(shù)支持。

1 實(shí) 驗(yàn)

選用某飛機(jī)零件模鍛件(外形尺寸為300 mm×140 mm×70 mm)作為本次工藝試驗(yàn)件。該模鍛件經(jīng)過 + 鍛造獲得雙態(tài)組織，然后對該模鍛件開展固溶加時效和β退火兩種熱處理工藝試驗(yàn)。在固溶加時效處理時，固溶溫度為Tβ-50 ℃(Tβ=852 ℃)，時效溫度分別為600、620、630、640 ℃，具體工藝參數(shù)如表1中實(shí)驗(yàn)方案(1)～(4)所示。在β退火處理時，加熱溫度為Tβ+30 ℃，隨后分別爐冷至580、600、620、650 ℃保溫8 h后空冷，具體工藝參數(shù)見表1中實(shí)驗(yàn)方案(5)～(8)。在Instron-4507萬能試驗(yàn)機(jī)上測定拉伸性能，試樣d0=5 mm；采用緊湊拉伸試樣(20 mm×48 mm×50 mm)在MIS810-500KN試驗(yàn)機(jī)上測定斷裂韌性KIC。力學(xué)性能測試試樣每組3個，實(shí)驗(yàn)結(jié)果取其平均值。采用JSM-5800型掃描電鏡進(jìn)行微觀組織分析。

表1 Ti-55531合金熱處理方案Table 1 Heat treatment scheme of Ti-55531 alloy

2 結(jié)果與分析

2.1 力學(xué)性能

2.1.1 固溶加時效熱處理

圖1為固溶處理后以不同溫度時效的Ti-55531合金的室溫力學(xué)性能。由圖1可見，合金的抗拉強(qiáng)度(T向)隨著時效溫度的升高而顯著降低，當(dāng)時效溫度從600 ℃增加到640 ℃時，抗拉強(qiáng)度由1 381 MPa降低到1 274 MPa，表明合金強(qiáng)度對時效溫度比較敏感；合金延伸率的變化并不明顯，基本維持在11.0%左右；斷面收縮率在600 ℃到620 ℃區(qū)間變化比較緩和，在620 ℃以上隨時效溫度升高增加明顯。從圖1還可以看到，Ti-55531合金具有較高的力學(xué)性能水平，抗拉強(qiáng)度在1 270 MPa以上，延伸率A5≥10%，而斷面收縮率Z≥33%。

圖1 不同時效溫度下Ti-55531合金的室溫力學(xué)性能Fig.1 Mechanical properties of Ti-55531 alloy at different aging temperatures

2.1.2 退火熱處理

圖2為不同溫度β退火后Ti-55531合金的室溫力學(xué)性能。由圖2可見，合金的抗拉強(qiáng)度(T向)隨退火溫度升高而顯著降低，從580 ℃的1 212 MPa降低到650 ℃的1 116 MPa，在600～650 ℃抗拉強(qiáng)度與退火溫度呈線性關(guān)系，退火溫度升高10 ℃，抗拉強(qiáng)度降低約18.5 MPa，說明在該溫度范圍可根據(jù)需要很方便地調(diào)整強(qiáng)度級別。延伸率和斷面收縮率隨退火溫度升高變化不太明顯，A5變化范圍為11.1%～14.3%，Z變化范圍為25.7%～29.6%。

圖2 不同β退火溫度下Ti-55531合金的室溫力學(xué)性能Fig.2 Mechanical properties of Ti-55531 alloy at different β annealing temperatures

2.1.3 兩種熱處理制度性能對比

在進(jìn)行飛機(jī)的選材時，不僅要根據(jù)零件的受力狀況選擇不同的強(qiáng)度級別，還要根據(jù)損傷容限設(shè)計原則，選擇合適的斷裂韌度KIC，但強(qiáng)度與斷裂韌度往往是一對矛盾體，要獲得高的強(qiáng)度往往需要犧牲一定的斷裂韌度，反之亦然。圖3是經(jīng)過方案(1)和方案(5)兩種熱處理制度處理后Ti-55531合金抗拉強(qiáng)度Rm和斷裂韌度KIC對比圖。

圖3 兩種熱處理制度下Ti-55531合金的性能對比Fig.3 Mechanical properties comparison after two different heat treatments

由圖3可見，相比β退火熱處理，采用固溶加時效熱處理可以獲得更高的強(qiáng)度級別，達(dá)到1 381 MPa。但采用固溶加時效熱處理時合金的斷裂韌度僅為35.49 MPa·m1/2，遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于采用β退火熱處理的斷裂韌度69.60 MPa·m1/2。在進(jìn)行飛機(jī)的選材時可以根據(jù)零件使用的受力狀況選擇不同類型的熱處理制度，當(dāng)所用零件需要承受較大的載荷時可選用固溶加時效熱處理；當(dāng)需要較高的韌性時可選用β退火熱處理。從圖3還可見，采用β退火熱處理時，斷裂韌度69.60 MPa·m1/2對應(yīng)的強(qiáng)度為1 212 MPa，具有較高的強(qiáng)度水平。通過前期研究[11]分析發(fā)現(xiàn)，強(qiáng)度每降低10 MPa，斷裂韌度可提高約1.8 MPa·m1/2。由圖2強(qiáng)度隨退火溫度變化趨勢，還可以很方便地通過調(diào)節(jié)β退火溫度來適當(dāng)降低強(qiáng)度級別，從而進(jìn)一步提高斷裂韌度水平。經(jīng)不同的熱處理制度處理后合金表現(xiàn)出較大的性能差異主要是因?yàn)楹辖鸬男阅芩绞怯善湮⒂^組織類型所決定。

2.2 顯微組織

圖4為Ti-55531合金在兩種不同熱處理制度下的顯微組織照片。由圖4a和b可見，Ti-55531合金經(jīng)過固溶加時效熱處理，在β基體上分布著大量初生α相(αp)，有的呈等軸狀，有的被拉長呈條狀，約占基體的35%左右；將顯微組織倍數(shù)放大到5 000倍，可以看到在β基體上彌散分布著大量的次生α相，這是Ti-55531合金在固溶加時效處理時能夠取得較高強(qiáng)度的主要原因。根據(jù)前期研究工作的結(jié)果，在進(jìn)行固溶加時效處理時，合金的強(qiáng)度主要取決于時效溫度。隨著時效溫度升高，β相中的次生α相明顯粗化，導(dǎo)致強(qiáng)化效果減弱，正如圖1中性能變化趨勢所示。由圖4c和d可見，經(jīng)β退火處理后可獲得均勻細(xì)密的片狀組織，但α片比較平直，所以塑性相對較低。這種組織可以獲得較高的斷裂韌度，這是由于片狀初生α相可以最大程度地改變裂紋擴(kuò)展路徑，使裂紋擴(kuò)展時消耗的能量大大增加。β退火處理的最大優(yōu)點(diǎn)是組織均勻、工藝簡單，缺點(diǎn)是性能受冷卻速度的影響較大，冷卻速度越慢強(qiáng)度越低。生產(chǎn)中必須嚴(yán)格控制冷卻速度。

圖4 兩種熱處理制度下Ti-55531合金的顯微組織Fig.4 Microstructures of Ti-55531 alloy after two different heat treatments

3 結(jié) 論

(1)Ti-55531合金經(jīng)過固溶加時效處理可以獲得較高的強(qiáng)度水平，強(qiáng)度隨著時效溫度升高而顯著降低，延伸率隨時效溫度升高變化不明顯，斷面收縮率在620 ℃以上隨著時效溫度升高增加明顯。

(2)Ti-55531合金強(qiáng)度隨β退火溫度升高而顯著降低，在600～650 ℃強(qiáng)度與退火溫度呈線性關(guān)系，延伸率和斷面收縮率隨退火溫度升高變化不大。

(3)Ti-55531合金固溶加時效處理獲得初生α相呈長條或等軸狀組織， 基體上大量析出的次生α相使其獲得較高的強(qiáng)度；β退火后可處理獲得均勻的片狀組織，合金具有較高的斷裂韌性。

[1] 沙愛學(xué),李興無,王慶如,等.熱變形溫度對TC18鈦合金顯微組織和力學(xué)性能的影響[J].中國有色金屬學(xué)報,2005,15(8):1167-1172.

[2] 王金友,葛志明,周彥邦.航空用鈦合金[M].上海:上?？茖W(xué)技術(shù)出版社,1985:161-163.

[3] Polkin S,Rodionov V L,Stroshkov A N,et al.Structure and mechanical properties of VT22 (α+β) high strength titanium alloy semiproducts[C]//Froes I H,Caplan I.Titanium’92:Science and Technology.San Diego: TMS,1992:1569-1572.

[4] Lyasotskaya V S,Knyazeva S I,Fedorava L V. The selection of thermocycling treatment types applied to the welded joints of titanium alloys[C]//Lutjering G,Albrecht J.Ti-2003 Science and Technology.Hamburg:DGM,2004:707-710.

[5] Kubiak K,Hadasik K,Sieniawski J,et al.Influence of microstructure on hot plasticity of Ti-6Al-4V and Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe titanium alloy[C]//Lutjering G,Albrecht J.Ti-2003 Science and Technology.Hamburg:DGM,2004:371-376.

[6] Horwath W,Marketz W,Gach E.Take-off on titanium[C]//Lutjering G,Albrecht J.Ti-2003 Science and Technology.Hamburg:DGM,2004:2713-2719.

[7] Fanning J C,Boyer R R.Properties of TIMETAL 555-a new beta titanium alloy for airframe components[C]//Lutjering G,Albrecht J.Ti-2003 Science and Technology.Hamburg:DGM,2004:2643-2649.

[8] 魯雋.用先進(jìn)結(jié)構(gòu)材料打造A380[J].國際航空,2004(1): 41-42.

[9] Proa J.Advanced materials and technologies for A380 structure [EB/OL].[2007-60-30]. http://www.content. airbusworld.com/sites/customer_services/html/acrobat/fast＿32＿p03＿08＿adva380.pdf.

[10] 曹春曉.一代材料技術(shù)，一代大型飛機(jī)[J].航空學(xué)報,2008,29(3):701-706.

[11] 沙愛學(xué)，曾菁，王慶如，等.一種鈦合金復(fù)雜雙重退火工藝：中國，201218001210.4[P].2012-11-21.