黃劍鋒，雍岐龍，孫新軍，李昭東（1.昆明理工大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，昆明 650093；.鋼鐵研究總院工程用鋼所，北京 100081）

0 引 言

鈦及鈦合金因比強(qiáng)度高、耐腐蝕性強(qiáng)、耐高溫等一系列優(yōu)點(diǎn)，而廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)及機(jī)載設(shè)備［1－2］。近β型鈦合金可以通過彌散強(qiáng)化獲得很高的強(qiáng)度，其比強(qiáng)度在鈦合金中處于較高水平；此外該合金還具有良好的冷熱成型性、淬透性等優(yōu)點(diǎn)，在航空工業(yè)中具有重要應(yīng)用價(jià)值［3－4］。傳統(tǒng)的高強(qiáng)高韌鈦合金主要有美國(guó)研制的近β型鈦合金Ti－1023和俄羅斯研制的BT22等，而當(dāng)前廣泛用于大型民航客機(jī)的高強(qiáng)度鈦合金Ti-1023由于冶煉困難、加工成本較高等原因，將逐漸被新一代高強(qiáng)高韌鈦合金（例如 Timetal556，Ti55531合金）取代［5－8］。Ti55531鈦合金是俄羅斯在BT22合金基礎(chǔ)上與法國(guó)空客公司聯(lián)合開發(fā)的一種新型高強(qiáng)高韌近β鈦合金，具有較好的強(qiáng)韌性匹配［7－9］。該合金兼有α＋β鈦合金和β型鈦合金的特點(diǎn)，在退火狀態(tài)下的抗拉強(qiáng)度可達(dá)1 080MPa。采用固溶時(shí)效熱處理后，其抗拉強(qiáng)度可超過 1 500MPa。與 Ti-1023合金相比，該合金擁有良好的淬透性和較寬的熱加工工藝范圍，不易產(chǎn)生成分偏析，且具有更高的強(qiáng)度和斷裂韌性，現(xiàn)已成功應(yīng)用在空客A380飛機(jī)的機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)掛架之間的連接裝置［10］。

近β型鈦合金的強(qiáng)化方式主要依賴高溫區(qū)固溶形成亞穩(wěn)相（β），然后在中溫區(qū)保溫使亞穩(wěn)相時(shí)效分解，析出細(xì)小彌散的第二相質(zhì)點(diǎn)產(chǎn)生彌散強(qiáng)化［11－14］。有研究表明［11－12］，這種合金組織中只要保留很少量的初生等軸αp相，就能保持較好的塑性，避免了"β脆"（材料的塑性和韌性明顯降低）現(xiàn)象的發(fā)生，明顯改善合金的綜合性能。

目前，國(guó)內(nèi)外報(bào)道Ti55531鈦合金熱處理工藝特別是時(shí)效工藝的研究較少。為了給國(guó)內(nèi)外鈦合金的使用提供參考，作者通過制定不同的熱處理工藝，系統(tǒng)研究了固溶溫度、時(shí)效溫度、時(shí)效時(shí)間對(duì)Ti55531鈦合金顯微組織和拉伸性能的影響。

1 試樣制備與試驗(yàn)方法

試驗(yàn)材料為寶鋼特鋼有限公司提供的Ti55531鈦合金鍛造棒材（φ150mm），合金的化學(xué)成分如表1所示，該合金的β相轉(zhuǎn)變溫度為840℃。從棒材上切取拉伸試樣毛坯按以下三種方案在箱式熱處理爐中進(jìn)行熱處理。（1）先將試樣加熱到不同的溫度（790～830℃）固溶，保溫0.5h后水冷，然后在550℃保溫2h；（2）將試樣加熱到810℃，保溫0.5h后水冷，然后在不同時(shí)效溫度（500～600℃）保溫2h；（3）試樣加熱到810℃，保溫0.5h后水冷，然后在550℃保溫不同時(shí)間（2～8h）。

將所有熱處理后的試樣按照GB/T 228加工成標(biāo)距尺寸為φ5mm的標(biāo)準(zhǔn)拉伸試樣，然后在 WE－300型材料拉伸試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行室溫拉伸試驗(yàn)，拉伸速度為2mm·min－1，取3個(gè)試樣的平均值。另取金相試樣進(jìn)行機(jī)械研磨拋光，用HF、HNO3、H2O體積比為1∶3∶10的混合腐蝕劑腐蝕后，在Axiovert-ZOOMAT型光學(xué)顯微鏡（OM）和日立S-4300型場(chǎng)發(fā)射掃描電鏡（SEM）下觀察顯微組織。

表1 試驗(yàn)合金的化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）Tab.1 Chemical composition of the test alloy（mass） %

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 熱處理對(duì)顯微組織的影響

2.1.1 固溶溫度的影響

由圖1可見，隨著固溶溫度的升高，合金中初生顆粒狀αp相的含量減少且尺寸減小。當(dāng)溫度升高到830℃時(shí)，組織中初生αp相的含量很少，并開始出現(xiàn)β相的晶界。由于該合金中含有較多的β相穩(wěn)定元素，馬氏體轉(zhuǎn)變溫度低于室溫，所以固溶水冷后，一些β相沒有發(fā)生馬氏體轉(zhuǎn)變而保留至室溫，形成亞穩(wěn)的β相。

圖1 試驗(yàn)合金在不同溫度固溶后的OM形貌Fig.1 OMmorphology of the test alloy after solid solution at different temperatures

2.1.2 時(shí)效溫度的影響

由圖2可見，在810℃固溶并在500℃時(shí)效后，合金中初生αp相以長(zhǎng)條狀為主，并且具有少量的等軸組織；當(dāng)時(shí)效溫度升高到550℃，長(zhǎng)條狀初生αp相已基本發(fā)生了等軸化。從圖中可以清晰地看到初生αp相在原始β晶粒晶隅形核，并向晶粒內(nèi)部生長(zhǎng)；次生αs相從原始β晶界和晶內(nèi)析出，并以一定的慣習(xí)面向晶粒內(nèi)部生長(zhǎng)。隨著時(shí)效溫度的升高，原始β晶界變寬，細(xì)針狀的次生αs變粗變長(zhǎng)，轉(zhuǎn)變?yōu)榇执蟮陌魻罱M織。

2.1.3 時(shí)效時(shí)間的影響

由圖3可見，試驗(yàn)合金經(jīng)810℃固溶及550℃時(shí)效后，隨著時(shí)效時(shí)間的延長(zhǎng)，初生αp相的形貌變化不大，次生αs相的含量增多，并且變細(xì)變短。

2.2 熱處理對(duì)拉伸性能的影響

2.2.1 固溶溫度的影響

圖2 試驗(yàn)合金經(jīng)810℃固溶并在不同溫度時(shí)效處理后的SEM形貌Fig.2 SEMmorphology of the test alloy after solid solution at 810 ℃ and then aging at different temperatures（a）500 ℃，low magnification；（b）500℃，high magnification；（c）550℃，low magnification；（d）550℃，high magnification；（e）600℃，low magnification and（f）600℃，high magnification

圖3 試驗(yàn)合金經(jīng)810℃固溶并在550℃時(shí)效不同時(shí)間后的SEM形貌Fig.3 SEMmorphology of the test alloy after solid solution at 810 ℃ and then aging at 550 ℃for different times：（a）2h，low magnification；（b）2h，high magnification；（c）8h，low magnification and（d）8h，high magnification

圖4 固溶溫度對(duì)試驗(yàn)合金拉伸性能的影響Fig.4 Effects of solid solution temperature on tensile properties of the test alloy

圖5 時(shí)效溫度對(duì)試驗(yàn)合金拉伸性能的影響Fig.5 Effects of aging temperature on tensile properties of the test alloy

圖6 時(shí)效時(shí)間對(duì)試驗(yàn)合金拉伸性能的影響Fig.6 Effects of aging time on tensile properties of the test alloy

由圖4可知，隨著固溶溫度的升高，合金的抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸增大，伸長(zhǎng)率逐漸減小。鈦合金的強(qiáng)化方式主要依靠亞穩(wěn)β相在時(shí)效過程中析出彌散狀的次生αs相來提高合金的強(qiáng)度。隨著固溶溫度的提高，組織中的初生αp相逐漸減小，亞穩(wěn)β相逐漸增多。時(shí)效后，亞穩(wěn)β相將析出更多彌散細(xì)小的次生αs相，使合金彌散強(qiáng)化效果增大。因此，合金強(qiáng)度增大，塑性降低。此外，此種合金的加工硬化率較低，因此抗拉強(qiáng)度只稍高于屈服強(qiáng)度；一定量的初生αp相將改善此種合金的塑性，830℃固溶時(shí)的初生αp相較之790℃和810℃急劇減少，這導(dǎo)致了其伸長(zhǎng)率急降。

2.2.2 時(shí)效溫度的影響

由圖5可知，隨著時(shí)效溫度的升高，合金的抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸降低，而伸長(zhǎng)率逐漸提高。因?yàn)殡S著時(shí)效溫度的升高，組織中初生αp等軸化、次生αs相變粗變長(zhǎng)，兩相的界面面積減少，第二相強(qiáng)化減弱，位錯(cuò)滑移阻力減小，因此合金的強(qiáng)度降低，塑性增大。特別是550℃及其以上溫度時(shí)效時(shí)，上述初生αp顯著等軸化或次生αs相顯著變粗變長(zhǎng)，從而使強(qiáng)度降低，塑性急劇增大。

2.2.3 時(shí)效時(shí)間的影響

由圖6可知，隨著時(shí)效時(shí)間的延長(zhǎng)，合金的抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸增大，伸長(zhǎng)率逐漸降低。這是因?yàn)殡S著時(shí)效時(shí)間的延長(zhǎng)，亞穩(wěn)β相析出了更多更彌散分布的次生αs，位錯(cuò)滑移的阻力更大、距離更短，第二相強(qiáng)化效果增大，塑性降低。

3 結(jié) 論

（1）隨著固溶溫度的升高，Ti55531合金中初生αp相的含量逐漸減少，時(shí)效后抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸增大，伸長(zhǎng)率逐漸減小。

（2）隨著時(shí)效溫度的升高，Ti55531合金中初生αp相等軸化、次生αs相變粗變長(zhǎng)，抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸減小，伸長(zhǎng)率逐漸增大。

（3）隨著時(shí)效時(shí)間的延長(zhǎng)，Ti55531合金中次生αs相含量逐漸增多且彌散分布，抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度逐漸增大，伸長(zhǎng)率逐漸減小。

［1］付艷艷，宋月清，惠松曉，等.航空用鈦合金的研究與應(yīng)用進(jìn)展［J］.稀有金屬，2006，30（6）：850-856.

［2］李啟鵬，李偉.航空用鈦合金抗微動(dòng)疲勞表面改性技術(shù)的研究進(jìn)展［J］.機(jī)械工程材料，2012，36（11）：9-13.

［3］葛鵬，趙永慶，周廉.一種新型高強(qiáng)亞穩(wěn)β鈦合金Ti-B20［J］.稀有金屬材料與工程，2005，34（5）：790-794.

［4］周偉，葛鵬，趙永慶，等.一種近β型鈦合金的熱處理響應(yīng)［J］.稀有金屬材料與工程，2010，39（4）：723-726.

［5］韓棟，張鵬省，毛小南，等.兩種典型熱處理工藝對(duì)TC18鈦合金組織性能的影響［J］.鈦工業(yè)進(jìn)展，2009，26（6）：365-369.

［6］官杰，劉建榮，雷家峰.TC18鈦合金的組織和性能與熱處理制度的關(guān)系［J］.材料研究學(xué)報(bào)，2009，23（1）：77-82.

［7］JONES N G，DASHWOOD R J，DYE D，et al.Thermo mechanical processing of Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr［J］.Materials Science and Engineering：A，2008，490：369-376.

［8］高玉社，李少?gòu)?qiáng)，張鋼，等.熱處理工藝對(duì)Ti55531鈦合金組織及性能的影響［J］.西安工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，31（4）：365-369.

［10］LIU J，YUE Z F，LIU Y S.Surface finish of open holes on fatigue life［J］.Theoretical and Applied Fracture Mechanics，2007，27（1）：35-45.

［11］高玉魁.孔擠壓強(qiáng)化對(duì)23Co14Ni12Cr3MoE鋼疲勞性能的影響 ［J］.金屬熱處理，2007，32（11）：34-36.

［12］王生武，溫愛玲，邴世君，等.滾壓強(qiáng)化的殘余應(yīng)力的數(shù)值仿真及工藝分析 ［J］.計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào)，2008，25（S1）：113-118.

［13］王學(xué)德，李啟鵬，王路成，等.激光沖擊強(qiáng)化對(duì)LY2鋁合金殘余應(yīng)力顯微組織及疲勞性能的影響［J］.機(jī)械工程材料，2012，36（11）：82-84.

［14］何世平，張 曦，伍小平.鉸孔和疲勞對(duì)冷擠壓孔周殘余應(yīng)力的影響［J］.試驗(yàn)力學(xué)，1996，11（4）：463-467.

［15］王珉.抗疲勞制造原理與技術(shù)［M］.南京：江蘇科學(xué)技術(shù)出版社，1998.

［16］ZHANG Xing－quan，CHEN Liu-san，YU Xiao-liu，et al.Effect of laser shock processing on fatigue life of fastener hole［J］.Transactions of Nonferrous Metals Society of China，2014，24（4）：969-974.

［17］劉新靈，張崢，陶春虎.疲勞斷口定量分析［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2010.

［18］張東初，裴旭明，陳五一，等.緊固孔的加工工藝對(duì)其表面殘余應(yīng)力的影響［J］.航空制造技術(shù)，2003（5）：40-42.

［19］GU Wei-ping，XU Hong-lu，LIU Jun，et al.Effects of drilling process on fatigue life of open holes［J］.Tsinghua Science＆ Technology，2009，14（S2）：54-57.