中溫高強TC11和TC19鈦合金鍛件組織與性能研究

鈦合金具有比強度高、耐腐蝕性好、耐高溫等顯著特點，被廣泛應用于航空航天、化工、醫療等領域[1-7]。近年來，隨著航空技術的不斷發展，對輕量化的要求提高，越來越多的航空發動機壓氣機整體葉盤等關鍵轉動件選用鈦合金[8-12]，從而實現減重目的。在過去的幾十年內，中溫高強型鈦合金得到很大發展，多種合金相繼成功開發。其中，TC11和TC19是該類型鈦合金中較為典型的2 種牌號。TC11鈦合金（Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si）是一種綜合性能良好的鈦合金，在 500 ℃以下具有優異的熱強性和較高的室溫強度，主要用于制造航空發動機的壓氣機盤、葉片、鼓筒等零件，也可用于制造飛機結構件，關于該合金成形、熱處理及組織性能的研究報道較多。TC19 鈦合金（Ti-6Al-2Sn-4Zr-6Mo）是美國 20 世紀開發的一種兩相熱強鈦合金[13-14]，由于該合金在 Ti6242合金基礎上提高了 Mo 含量，大大穩定了β相，使其拉伸性能得到了改善，因此該合金具有高強度和高韌性的特點[6-8]。我國對于TC19鈦合金的研制時間相對較短，目前有關該合金組織與性能的研究報道也相對較少，但因其較優的綜合性能，相信具有較好的應用前景。

TC11和TC19均為α-β型鈦合金，但為了達到不同的工程使用狀態，2 種合金的制備工藝和組織性能控制存在一定差異。TC11鈦合金通過α-β區熱變形和α-β區熱處理工藝獲得雙態組織，其最高的長時間工作溫度為500 ℃；TC19 鈦合金通過β區鍛造工藝獲得籃網組織，其最高的長時間工作溫度約為 450 ℃。TC11和 TC19鈦合金的使用溫度相當，預期服役工況相當，但關于 2種鈦合金性能對比研究的報道較少。基于發動機壓氣機整體葉盤服役工況的特點，對 TC11和TC19鈦合金鍛件不同條件下拉伸性能、缺口沖擊韌度、疲勞性能進行了對比分析，以期為這 2 種鈦合金的工程化應用提供借鑒。

1、實驗

實驗材料為 TC11和TC19鈦合金模鍛件，其毛坯示意圖見圖 1。對 TC11鈦合金鍛件進行雙重退火熱處理，具體制度為：β相轉變溫度以下 30~50 ℃保溫 1~2 h，空冷；520~540 ℃保溫 6 h，空冷。對TC19鈦合金鍛件進行完全熱處理，具體制度為：在β相轉變溫度以下20~50 ℃保溫 2 h，風扇冷卻；595 ℃保溫 8 h，空冷。

采用線切割在鍛件橫截面中部位置切取 15 mm×10 mm 金相試樣。金相試樣表面經 2000#砂紙精磨、SiO₂乳濁液拋光處理后，采用 HF、HNO₃、H₂O 的混合溶液（體積比為 1:2:80）進行化學腐蝕。采用金相顯微鏡觀察組織特征，并用 JSM-5600LV 型掃描電子顯微鏡（SEM）附帶的電子背散射衍射儀（EBSD）進行晶粒形狀和尺寸分析。

在鍛件上沿弦向切取圓形試棒，并加工成拉伸、沖擊韌度及疲勞試樣。按 照 ASTM E8/E8M—2021 和ASTM E21—2020 標準要求，采用 INSTRON 5982 型電子萬能材料試驗機進行拉伸性能測試，拉伸試樣屈服前應變速率為 0.005 min^-1，屈服后應變速率為 0.05 min^-1。

利用 MTS 370 型液壓伺服疲勞試驗機對沖擊韌度試樣進行裂紋預制，振動頻率為 10~20 Hz，循環數≥3000次，缺口深度與裂紋長度之和為 3 mm。按照 Q/AVIC06086—2015《鈦合金 T 型缺口試樣沖擊韌度 KCT 試驗方法》要求，采用 ZBC 2302 型擺錘式沖擊試驗機進行沖擊韌度測試。按照 GB/T 15248—2008《金屬材料軸向等幅低循環疲勞試驗方法》要求，利用 MTS 370 型液壓伺服疲勞試驗機進行低周疲勞性能測試，采用應力控制模式，波形選擇正弦波，加載頻率為 1 Hz，保載時間為 2 min。

采用 JSM-5600LV 型掃描電子顯微鏡進行斷口形貌分析。

2、結果與分析

2.1金相組織

TC11和TC19鈦合金鍛件的金相組織和 EBSD 分析結果分別見圖 2 和圖 3。由圖 2a、3a 可見，TC11鈦合金為典型的雙態結構，組織由初生α相（αp）和轉變β相（βt）組成，轉變β相由針狀或片層狀次生α相（αs）和殘余β相組成；初生α相基本呈現等軸態，占比約為 45%，平均晶粒尺寸約為 12.16 μm。由圖 2b、3b 可見，TC19鈦合金為典型的全片層網籃組織，α相的長短和粗細不一，主要呈編織狀和并列狀；原始β晶粒和晶界β相清晰可見，屬于典型的β相區加工組織，平均晶粒尺寸約為13.08 μm。

2.2拉伸性能

TC11和TC19鈦合金鍛件在 100、200、300、400 ℃下的拉伸性能見圖 4。從圖 4 可以看出，隨著測試溫度的升高，TC11和TC19鈦合金的拉伸強度降低，塑性波動范圍不大。TC19 鈦合金的拉伸強度明顯優于 TC11鈦合金，二者不同溫度下的抗拉強度相差 80~170 MPa，屈服強度相差 70~130 MPa，且隨著溫度的升高，差距增大；在塑性上，TC19 鈦合金明顯劣于 TC11鈦合金，但二者延伸率均達到 10%以上。材料的屈服強度與位錯運動的塞積程度有關，一般認為位錯塞積程度越大，表現為材料的屈服強度越大。TC19 鈦合金為編織狀的網籃組織，單個針狀或邊條α相可作為一個單元體，當位錯穿過一個α相后在下一個板條界面處即可形成較強的位錯塞積，表現為屈服強度較高。TC11鈦合金組織中的初生α相可成為位錯運動的有利通道，因此表現為強度水平偏低，但塑性較好。

TC11和TC19鈦合金鍛件在 300 ℃下的拉伸斷口典型形貌見圖 5。從圖 5 可以看出，2 種合金斷口表面均有深淺不同的韌窩，屬于發生較大塑性變形而產生的斷裂。

TC11鈦合金鍛件拉伸斷口纖維區較粗糙，存在大量韌窩，斷口放射區有大量尺寸較大且較深的孔洞韌窩（圖5a、5b）。TC19 鈦合金鍛件拉伸斷口表面由較淺的韌窩組成，存在較多擴展棱線和臺階結構（圖 5c、5d）。相對而言，TC11鈦合金斷口韌窩更深更密且尺寸更大，這是由于 TC11鈦合金的初生?相尺寸較大，故形成的韌窩尺寸較大，斷裂過程中會消耗更多的塑性能，表現為塑性更好。

2.3缺口沖擊韌度

TC11和TC19鈦合金鍛件不同溫度下的缺口沖擊吸收功見圖 6。由圖 6 可以看出，TC19 鈦合金鍛件的缺口沖擊吸收功明顯高于 TC11鈦合金鍛件，不同溫度下相差 1.6~10 J/cm2，隨著溫度升高，差異逐漸增大。TC11和TC19鈦合金鍛件在室溫下的沖擊斷口形貌如圖 7 所示。由圖 7 可以看出，TC11鈦合金鍛件沖擊斷口表面存在孔洞和韌窩形貌，斷口表面相對整齊，起伏較小。TC19 鈦合金鍛件沖擊斷口表面粗糙且呈現起伏較大的臺階和撕裂棱形貌，局部區域可見韌窩和二次裂紋，說明材料失效過程中消耗了較多的塑性功，表現出更好的韌性。

2.4疲勞性能

實驗室通常采取簡化的三角波、正弦波等波形來預測循環載荷作用下的低周疲勞壽命，這種方法操作簡單，也具有一定的代表性，但在航空發動機的實際服役過程中，存在疲勞壽命嚴重低于預測壽命，造成航空事故的問題，如 1972 年羅爾斯·羅伊斯公司 RB211 發動機出現過近α型 IMI685 合金制造的風扇盤提前失效[15-16]。

研究發現，預測偏差是由于所采用的疲勞波形不準確所致。航空鈦合金部件的疲勞壽命應采用與實際飛行載荷譜更接近的梯形波來評價。在峰值應力下保持一段時間的梯形波疲勞，即為保載疲勞（LCDF）[17-20]。在相同的應力條件下，保載疲勞壽命與普通疲勞壽命相比顯著降低的現象稱為保載效應，通常采用保載系數 A 評估材料保載效應的敏感性，計算式見式（1）。

式中：NLCF 為無保載疲勞壽命，NLCDF 為保載疲勞壽命。

TC11和TC19鈦合金在 100 ℃和 855 MPa 峰值應力下無保載和保載 2 min 的疲勞壽命見表 2。從表 2 可知，TC19 鈦合金保載和無保載疲勞壽命均明顯高于 TC11鈦合金，且 2 種合金均存在一定的保載效應，保載系數范圍為 1.48~1.62。

TC11和TC19鈦合金鍛件在保載和無保載條件下的疲勞斷口典型形貌如圖 8 所示。由圖 8 可見，TC11和TC19 鈦合金鍛件斷口表面均存在明顯的疲勞條帶。TC11鈦合金無保載試樣斷口擴展區呈現傾斜小平面和臺階，整體起伏較大，小平面上疲勞條帶方向不同，見圖 8a；TC11鈦合金保載試樣斷口擴展區相對較平整，有二次裂紋，見圖 8b。TC19 鈦合金無保載試樣斷口擴展區表面具有明顯深且密的疲勞輝紋和擴展棱線，見圖8c；TC19 鈦合金保載試樣斷口擴展區有稍淺的擴展棱線和二次裂紋，見圖 8d。總之，TC19 鈦合金疲勞條帶相對 TC11鈦合金更為致密，表明TC19鈦合金疲勞擴散速率較慢，對疲勞裂紋擴展的阻礙作用具有更強的優勢。

此外，保載試樣斷口與無保載試樣斷口相比，其擴展區整體相對平坦，且呈現更多的二次裂紋形貌。

3、結論

(1) TC11鈦合金鍛件為典型的雙態組織，由初生α相（αp）和轉變β相（βt）組成，轉變β相由針狀或片層狀次生α相（αs）和殘余β相組成，初生α相基本呈現等軸態。TC19 鈦合金鍛件為典型的全片層網籃組織，α相主要呈片狀或針狀。

(2)TC19鈦合金鍛件的拉伸強度明顯優于 TC11鈦合金鍛件，且隨著溫度的升高，差距越來越大。TC19鈦合金鍛件的塑性明顯低于 TC11鈦合金鍛件，但二者延伸率均達到 10%以上。TC19 鈦合金的高溫缺口沖擊韌度明顯高于 TC11鈦合金。在 100 ℃和 855 MPa 峰值應力載荷下，TC19 鈦合金保載和無保載疲勞壽命均明顯高于 TC11鈦合金，且 2 種合金均存在一定的保載效應。

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