熱處理制度對Ti-55531合金組織和力學性能的影響

王清瑞，沙愛學，黃利軍，李興無

(北京航空材料研究院，北京 100095)

0 引 言

航空工業的發展對結構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。國內外研究人員都在致力于開發綜合性能優異的鈦合金，其中BT22(對應國內牌號TC18)鈦合金因其最大淬透截面厚度可達250 mm而在制造大型飛機承力結構件方面極具優勢[1-3]，是一種很有發展前景的高強度鈦合金。21世紀初，歐美許多國家開始對該合金的成分設計和性能水平展開研究[4-7]，并在該合金基礎上進一步開展改進型合金研究，最具代表性的是空客公司與俄羅斯VSMPO公司聯合研制的Ti-55531合金，其名義成分為Ti-5Al-5V-5Mo-3Cr-0.4Fe-1Zr。該合金強度與韌性之間的優良組合受到設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機翼與掛架的連接裝置[8-10]。由于鈦合金對熱機械處理工藝參數比較敏感，不同的處理工藝獲得的組織和性能差別很大，因此設計人員在進行選材時要根據使用部位所受載荷特點而選用不同組織狀態和性能水平的材料。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，旨在為其工程化應用提供技術支持。

1 實 驗

選用某飛機零件模鍛件(外形尺寸為300 mm×140 mm×70 mm)作為本次工藝試驗件。該模鍛件經過 + 鍛造獲得雙態組織，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。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 ℃，具體工藝參數如表1中實驗方案(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，具體工藝參數見表1中實驗方案(5)～(8)。在Instron-4507萬能試驗機上測定拉伸性能，試樣d0=5 mm；采用緊湊拉伸試樣(20 mm×48 mm×50 mm)在MIS810-500KN試驗機上測定斷裂韌性KIC。力學性能測試試樣每組3個，實驗結果取其平均值。采用JSM-5800型掃描電鏡進行微觀組織分析。

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

2 結果與分析

2.1 力學性能

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合金的室溫力學性能。由圖1可見，合金的抗拉強度(T向)隨著時效溫度的升高而顯著降低，當時效溫度從600 ℃增加到640 ℃時，抗拉強度由1 381 MPa降低到1 274 MPa，表明合金強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性能水平，抗拉強度在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合金的室溫力學性能。由圖2可見，合金的抗拉強度(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 ℃抗拉強度與退火溫度呈線性關系，退火溫度升高10 ℃，抗拉強度降低約18.5 MPa，說明在該溫度范圍可根據需要很方便地調整強度級別。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

在進行飛機的選材時，不僅要根據零件的受力狀況選擇不同的強度級別，還要根據損傷容限設計原則，選擇合適的斷裂韌度KIC，但強度與斷裂韌度往往是一對矛盾體，要獲得高的強度往往需要犧牲一定的斷裂韌度，反之亦然。圖3是經過方案(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度級別，達到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，遠遠低于采用β退火熱處理的斷裂韌度69.60 MPa·m1/2。在進行飛機的選材時可以根據零件使用的受力狀況選擇不同類型的熱處理制度，當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對應的強度為1 212 MPa，具有較高的強度水平。通過前期研究[11]分析發現，強度每降低10 MPa，斷裂韌度可提高約1.8 MPa·m1/2。由圖2強度隨退火溫度變化趨勢，還可以很方便地通過調節β退火溫度來適當降低強度級別，從而進一步提高斷裂韌度水平。經不同的熱處理制度處理后合金表現出較大的性能差異主要是因為合金的性能水平是由其微觀組織類型所決定。

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度的主要原因。根據前期研究工作的結果，在進行固溶加時效處理時，合金的強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，導致強化效果減弱，正如圖1中性能變化趨勢所示。由圖4c和d可見，經β退火處理后可獲得均勻細密的片狀組織，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展路徑，使裂紋擴展時消耗的能量大大增加。β退火處理的最大優點是組織均勻、工藝簡單，缺點是性能受冷卻速度的影響較大，冷卻速度越慢強度越低。生產中必須嚴格控制冷卻速度。

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 論

(1)Ti-55531合金經過固溶加時效處理可以獲得較高的強度水平，強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合金強度隨β退火溫度升高而顯著降低，在600～650 ℃強度與退火溫度呈線性關系，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,李興無,王慶如,等.熱變形溫度對TC18鈦合金顯微組織和力學性能的影響[J].中國有色金屬學報,2005,15(8):1167-1172.

[2] 王金友,葛志明,周彥邦.航空用鈦合金[M].上海:上海科學技術出版社,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.用先進結構材料打造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，一代大型飛機[J].航空學報,2008,29(3):701-706.

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