激光增材制造高強高韌TC11鈦合金力學性能及航空主承力結構應用分析

張紀奎，孔祥藝，馬少俊，劉棟，王新波，馮軍，王華明,*

1. 北京航空航天大學 大型金屬構件增材制造國家工程實驗室，北京 100083 2. 北京航空航天大學 前沿科學技術創新研究院，北京 100083 3. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 4. 中國航發北京航空材料研究院，北京 100095 5. 北京煜鼎增材制造研究院有限公司，北京 100096 6. 航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089

機體結構作為飛機的載體和平臺，是保證飛行安全、實現飛機技術戰術指標的基礎。隨著航空裝備不斷向高安全、長壽命和輕量化方向發展，對其框、梁、壁板等關鍵主承力結構提出了大型化、整體化、復雜化等迫切要求。鈦合金具有比強度高、耐高溫、抗疲勞等優異性能，大型整體復雜鈦合金主承力構件用量的高低是衡量航空裝備技術先進性的重要指標之一[1]。采用增材制造技術成形大型整體復雜鈦合金構件具有數字化、精確化、設計-材料-制造一體化、短周期、快速迭代等明顯的技術和經濟優勢[2]。擴大增材制造鈦合金主承力構件的應用范圍已成為航空裝備減輕結構質量、提升性能指標的重要手段[3]。

航空主承力結構的輕量化和高安全特性要求機體材料具有優異的綜合力學性能。結構選材時除強調靜強度和疲勞性能指標外，對于損傷容限特性更為關注[4]。受制于金屬材料強度和韌性的固有矛盾，高強度鈦合金普遍斷裂韌性較差，疲勞裂紋擴展速率較高[5]。為滿足航空關鍵承力構件損傷容限要求，國內外主要通過合金成分控制、熱機械加工和熱處理等多方面措施改善鈦合金的損傷容限性能[6]，其本質是通過降低材料的靜強度提高韌性。最具代表性的是目前國內外飛機大型主承力結構廣泛采用的Ti6Al4V-ELI(中國稱TC4-DT)損傷容限型鈦合金，雖然獲得了優異的斷裂韌性和疲勞裂紋擴展速率，但其靜強度較高強度TC4下降了15%以上[4-5]，從而導致結構質量增加，影響承載能力。隨著航空主承力結構損傷容限理念的發展和輕量化要求的提高，航空裝備對高強、高韌鈦合金需求日益迫切。結構材料要同時滿足高強度和高韌性的綜合力學性能要求，這些性能又對材料組織結構協調提出了更高的要求[6-7]。

激光增材制造制備大型整體結構除具備數字化、短周期和低成本等技術優勢外，更重要的是其制備過程中獨特的“微小熔池”冶金條件及“超高溫度梯度、極快冷卻速度”非平衡快速凝固條件能夠獲得成分均勻、組織細小的高性能快速凝固組織，為解決困擾高強度鈦合金的強韌性匹配問題提供了新的機會[8]。國內外大量研究者對增材制造鈦合金工藝參數、顯微組織和力學性能開展了大量研究工作[9-12]。北京航空航天大學研究發現，激光增材制造(α+β)雙相鈦合金典型沉積態組織由貫穿多個熔覆層呈外延生長的粗大β柱狀晶和晶內超細片層的α+β網籃組織構成[13]，進一步通過激光增材制造專用的熱處理工藝獲得了由“根須狀”初生α相和細片層狀β轉變組織組成的特種雙態顯微組織新形態[14-19]，該組織具有極高的“α/β比界面積”。具備該組織形態的雙相鈦合金表現出優異的強韌性匹配和綜合力學性能。在此基礎上，研究團隊激光增材制造的TC4、TC11、TA15等鈦合金大型整體關鍵主承力構件在中國先進戰斗機、大型運輸機、大型運載火箭、衛星、導彈等重大裝備領域獲得工程應用，使中國成為目前世界上唯一掌握鈦合金大型整體關鍵主承力構件激光增材制造技術并成功實現裝機工程應用的國家。

本文基于大型金屬構件增材制造國家工程實驗室激光增材制造鈦合金航空結構應用數據積累，對目前工程應用廣泛的激光增材制造TC11(Laser Additive Manufactured TC11，LAM-TC11)鈦合金綜合力學性能進行測試與評價，特別是對支撐航空主承力結構應用的力學性能分散性、強韌性匹配、疲勞和損傷容限特性等關鍵問題開展對比分析；針對LAM-TC11鈦合金高強、高韌、低疲勞缺口敏感性和裂紋擴展速率等特征，分析其在航空主承力結構的應用優勢，以期為激光增材制造鈦合金在航空主承力結構中的大范圍應用提供技術支撐。

1 試驗材料及方法

面向飛機主承力結構應用開展LAM-TC11鈦合金靜力、疲勞和損傷容限綜合力學性能測試與分析，試驗矩陣如表1所示。需要特別說明的是，所有試驗件均取自某飛機裝機結構件，其測試結果被用以表征激光增材制造鈦合金結構件的力學性能及其穩定性。試驗材料由大型金屬構件增材制造國家工程實驗室激光熔化沉積(Laser melting deposition)工藝制備，增材制造工藝參數為激光功率4～6 kW、掃描速率18～20 mm/s、光斑直徑6 mm，送粉速率800～1 000 g/h，搭接率50%。沉積完成后進行1 000 ℃/2 h/空冷+530 ℃/4 h去應力退火[18-19]，以調控合金顯微組織、消除殘余應力。試樣取樣方向如圖1所示，L和T分別為沉積增高方向和激光掃描方向。

表1 LAM-TC11鈦合金力學性能試驗矩陣

圖1 LAM-TC11鈦合金取樣方向Fig.1 Sample directions of LAM-TC11 titanium alloy

2 試驗結果與分析

2.1 顯微組織

由于增材制造特有的逐層熔化、層層疊加制造方式，移動熔池超高溫度梯度作用下快速凝固及其對已沉積層的循環多次快速加熱/冷卻熱影響直接決定了激光增材制造鈦合金晶粒形貌和顯微組織與傳統鍛件明顯不同[2]。圖2為LAM-TC11鈦合金L和T方向的典型顯微組織。由圖2 可見，L和T兩個方向組織形貌、片層厚度和相含量沒有明顯差別，均為由包括“根須狀”初生α相(厚度為1～2 μm，長度可至幾十微米)和層片狀β轉變超細網籃組織(α片層厚度為幾十納米)組成的“特種雙態組織”。這種組織形貌與鍛件高強度鈦合金具有的等軸組織和高損傷容限鈦合金具有的網籃組織明顯不同。

圖2 LAM-TC11鈦合金特種雙態顯微組織Fig.2 Special bimodal microstructures of LAM-TC11 titanium alloy

2.2 靜強度和斷裂韌性

LAM-TC11鈦合金靜強度和斷裂韌性測試結果如表2、表3和圖3所示，表中C代表盤模鍛件的周向。由表2和表3可知：

1) LAM-TC11鈦合金極限強度與鍛件相當，橫向稍高于鍛件，縱向稍低于鍛件；變異系數與鍛件相當，均處于較低水平；LAM-TC11鈦合金屈服強度稍低于鍛件，縱、橫向分別較鍛件低7.9%和2.8%；變異系數顯著小于鍛件，如表2和圖3所示。

表2 LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強度對比Table 2 Static strength comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

表3 LAM-TC11鈦合金平面應變斷裂韌性與TC11鍛件對比Table 3 Plain strain fracture toughness comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

圖3 LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件靜強度和斷裂韌性對比Fig.3 Comparison of static strength and fracture toughness of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

靜強度和斷裂韌性測試結果表明，通過控制凝固晶粒形態和熱處理顯微組織形成的“特種雙態組織”LAM-TC11鈦合金呈現高強、高韌和低屈強比(σ0.2/σb≈0.86)特征。激光增材制造快速凝固形成的超細網籃組織使其塑性變形過程中具有較強的加工硬化能力[18]，具備了高強度特征；而“根須狀”初生α相和層片狀β轉變組織則提供了較高的裂紋擴展阻力，有利于斷裂韌性的提高和疲勞裂紋擴展特性改善[19]。

2.3 疲勞特性

LAM-TC11鈦合金應力比R=0.06，應力集中系數Kt=1,3的疲勞性能測試結果及其與鍛件對比如圖4所示，圖中N為循環次數，σmax為交變載荷中最大應力。由圖4可見：

1) 光滑試樣(Kt=1)LAM-TC11鈦合金L和T兩個方向疲勞性能基本一致，T向的疲勞極限稍低于L向。除與鍛件類似的表面疲勞源外，LAM-TC11鈦合金疲勞起源的另一原因是內部微氣孔缺陷(如圖5(a)所示，通常為幾十微米；當疲勞斷口上沒有明顯氣孔缺陷時，疲勞裂紋則起源于α相集束(如圖5(b)所示)或平面，這與文獻[25-26] 斷口照片中觀察到的現象一致。在沒有內部缺陷的情況下，由于材料顯微組織的微觀非均質性，各組成相在疲勞載荷下變形協調所致的局部位錯累積及塑性變形是疲勞起源的主要原因[26]。此外，LAM-TC11鈦合金所有試樣未見未熔合和內部裂紋缺陷。

圖4 LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件疲勞S-N曲線Fig.4 Fatigue S-N curves of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

圖5 LAM-TC11鈦合金光滑試樣疲勞裂紋起源位置Fig.5 Fatigue crack initial sites of LAM-TC11 titanium alloy smooth samples

2) 光滑試樣(Kt=1)LAM-TC11鈦合金疲勞極限稍低于鍛件；主要原因是LAM-TC11鈦合金極限強度稍低于TC11鍛件，靜強度較高的材料往往具有較好的光滑疲勞性能[4]。

3) 缺口試樣(Kt=3)LAM-TC11鈦合金疲勞極限L向稍高于T向，兩者均顯著高于TC11鍛件；這是由于隨LAM-TC11鈦合金屈服強度降低，材料屈強比(σ0.2/σb)降低，缺口區域材料形變強化和循環硬化能力增強，有效降低了疲勞缺口敏感性[4,27]。

2.4 疲勞裂紋擴展

LAM-TC11鈦合金疲勞裂紋擴展速率及其與機體主承力結構廣泛應用的鍛造損傷容限型鈦合金TC4-DT對比如圖6所示，圖中Δ強度因子變程，可見：

1) LAM-TC11鈦合金L-T和T-L兩個方向疲勞裂紋擴展速率基本相同，沒有明顯的各向異性，均表現出較好的抵抗疲勞裂紋擴展特性。

2) 在工程可檢(da/dN=10-3～10-5mm/周，其中a為裂紋長度)的長裂紋擴展階段(Paris區)，LAM-TC11鈦合金與迄今世界上損傷容限性能最好的TC4-DT鈦合金擴展速率基本相同。此階段對應工程可檢裂紋的擴展速率，是結構損傷容限設計主要關注的裂紋擴展階段。

3) 在靠近門檻值(da/dN=10-6～10-7mm/周)的低裂紋擴展速率階段，LAM-TC11鈦合金裂紋擴展速率略高于TC4-DT。

圖6 LAM-TC11鈦合金和鍛件TC4-DT 疲勞裂紋擴展速率對比Fig.6 Fatigue crack growth rate comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC4-DT

3 航空主承力結構應用分析

航空主承力結構要滿足靜強度、疲勞安全壽命和損傷容限等結構完整性要求，穩定、優異的綜合力學性能是增材制造鈦合金應用于航空主承力結構的基礎。從力學性能穩定性、強韌性匹配、疲勞缺口敏感性等方面分析LAM-TC11鈦合金力學特性對航空結構安全性的影響，并重點與機體結構廣泛應用的TC4-DT鈦合金鍛件進行綜合力學性能對比，分析LAM-TC11鈦合金應用于航空主承力結構的優勢。

3.1 工藝穩定性

材料性能穩定可控是增材制造鈦合金應用于機體主承力結構的前提。變異系數是材料性能標準差和均值的比值，是反映材料性能分散性和工藝穩定性最直觀的指標。

表2給出了LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強度變異系數的對比。需要特別指出的是，表2統計結果是基于工程應用的飛機裝機結構件獲得的，代表了增材制造結構材料靜強度的分散性。由表2可見，LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強度變異系數基本相當，甚至LAM-TC11鈦合金屈服強度的變異系數比TC11鍛件低。此外，LAM-TC11鈦合金與文獻[28]的TC4-DT鈦合金靜強度的變異系數也基本相當。對比結果表明LAM-TC11鈦合金的分散性與TC11鍛件和TC4-DT鈦合金處于同一水平，增材制造工藝和力學性能批次穩定，滿足航空主承力構件對材料分散性的要求。

3.2 強韌性匹配

為避免含裂紋結構發生危險的脆性斷裂，航空主承力結構要求材料具有優異的強度和韌性匹配。如機體主承力結構常用的選材判據之一為[4]

(1)

表4為LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金強度和韌性的對比。可見，LAM-TC11、TC11鍛件、TC4和TC4-DT鈦合金均滿足式(1)規定的主承力結構選材判據要求。從強韌性匹配角度出發，LAM-TC11鈦合金同時具備TC11鍛件的高強和TC4-DT的高韌特征，其在航空主承力結構應用具有以下優勢：

2) 與目前用量最廣的損傷容限型鈦合金TC4-DT相比，LAM-TC11鈦合金在斷裂韌性相當的情況下許用應力提高約23%(由572 MPa提高至704 MPa)，結構具有進一步減重的潛力。

表4 LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金強度和斷裂韌性對比

3.3 安全厚度范圍

大型飛機框、梁類主承力構件通常厚度較大，為避免不可檢的內部裂紋在穿透厚度之前發生危險的脆性斷裂，美國諾斯羅普·格魯曼[29]和通用動力[30]等公司綜合考慮斷裂韌性和屈服強度，針對不同厚度結構對材料性能提出要求：

(2)

式中：t為結構的厚度；(KIC/σ0.2)2為裂紋長度參數，決定臨界裂紋長度。滿足式(2)要求時，構件厚度方向裂紋擴展處于平面應力狀態，從而保證構件具有較高的抵抗裂紋失穩擴展的能力。式(2) 的判據確保裂紋穿透厚度之前結構首先發生屈服而不是危險的脆性斷裂。根據式(2)可知，(KIC/σ0.2)2較低的材料只能用于厚度較小的結構，大厚度結構則要求材料具有優異的斷裂韌性。

表4給出了由式(2)確定的LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金的可用厚度范圍。可見，雖然TC11鍛件和TC4滿足式(1)主承力結構選材要求，但由于屈服強度較高而斷裂韌性較低，僅能用于厚度較小的結構或只承受壓應力的部位。LAM-TC11鈦合金具有優異的斷裂韌性，同時通過熱處理調控降低了屈服強度，(KIC/σ0.2)2較TC11鍛件顯著提高，與TC4-DT相當；這表明LAM-TC11鈦合金可用厚度范圍與損傷容限型鈦合金TC4-DT相當，可用于厚度較大的大型主承力結構中。

3.4 疲勞缺口敏感性

由于結構形狀、尺寸和厚度變化，大型整體復雜主承力結構不可避免地存在應力集中。應力集中是導致構件疲勞失效的主要原因之一。疲勞缺口敏感性表征材料疲勞性能對應力集中的敏感程度。對于高強度金屬材料，疲勞缺口敏感性通常隨極限強度的提高而增強，即材料的靜強度越高，其缺口疲勞壽命越低。因此，降低高強度材料的缺口敏感性對于結構安全至關重要。

實際結構一般達不到光滑試樣粗糙度Ra=0.4的表面質量要求。工程上，飛機結構的表面粗糙度一般控制在Ra=1.6～3.2，其應力集中系數為1.4～1.8[31]；如果考慮結構尺寸或形狀變化引起的應力集中效應，其應力集中系數更高。因此，以Kt=2的缺口試樣疲勞性能衡量鈦合金實際結構疲勞特性比較有代表性。圖7為Kt=2、R= 0.06時激光增材制造和TC11鍛件疲勞S-N曲線的對比。可見，Kt=2時LAM-TC11鈦合金疲勞性能優于鍛件，表明LAM-TC11鈦合金在考慮結構表面加工質量下的疲勞性能稍優于鍛件，滿足主承力結構要求。

圖7 Kt=2時LAM-TC11與TC11鍛件的疲勞性能Fig.7 Fatigue properties of LAM-TC11 and forged TC11 with Kt=2

為定量比較不同應力集中系數下LAM-TC11鈦合金疲勞性能，表5給出了應力比R=0.06、Kt=1,2,3時N=107周壽命對應的條件疲勞極限σD。可見，盡管LAM-TC11鈦合金在Kt=1時疲勞極限稍低于TC11鍛件(低3.6%)，但Kt= 2,3時LAM-TC11鈦合金疲勞極限較鍛件分別高3.8%和21.6%，這表明LAM-TC11鈦合金具有良好的疲勞缺口敏感性，對于廣泛存在結構剛度變化和連接孔的大型主承力結構的疲勞安全具有重要意義。

表5 N為107周時不同應力集中系數下LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件的疲勞極限

3.5 LAM-TC11和TC4-DT鈦合金力學性能對比

2.4節和3.2節分別對比了LAM-TC11和TC4-DT鈦合金靜強度和損傷容限特性，3.5節將對兩者高周疲勞特性進行對比。

表6給出了應力比為0.06、應力集中系數Kt分別為1和3時給定壽命下兩種材料對應的疲勞強度。可見，LAM-TC11鈦合金給定壽命區間內疲勞性能優于TC4-DT鈦合金鍛件，且在高應力水平下優勢更為明顯。

綜合2.4節和3.2節靜強度和損傷容限特性對比結果可知，LAM-TC11鈦合金與目前主承力結構中廣泛應用的TC4-DT損傷容限特性相當，許用應力提高23%，疲勞特性也優于TC4-DT。因此LAM-TC11鈦合金力學性能滿足航空主承力綜合性能要求，相比TC4-DT鈦合金具有進一步減重優勢。

4 結 論

基于航空主承力結構選材要求，對LAM-TC11鈦合金靜強度、疲勞和損傷容限綜合力學性能進行了測試和對比分析，得到以下結論：

1) LAM-TC11鈦合金綜合力學性能呈現高強高韌、疲勞缺口敏感性低、疲勞裂紋擴展速率低、數據分散性小等特點，滿足航空主承力結構選材性能要求。

2) LAM-TC11鈦合金具有優異的強韌性匹配，與目前主承力結構采用的TC4-DT鈦合金相比，損傷容限性能相當，疲勞性能有所改善，許用應力提高23%，結構具有進一步減重優勢。

3) 對于大型整體主承力結構，LAM-TC11高強高韌鈦合金安全厚度范圍與TC4-DT相當，可避免大厚度構件發生脆性斷裂；同時其低疲勞缺口敏感性和優異的抗裂紋擴展特性對大型整體主承力結構服役安全具有重要意義。