鈦合金具有比強(qiáng)度高、耐腐蝕性好和耐高溫等優(yōu)良性能，廣泛應(yīng)用于航空航天、石油化工、艦船等領(lǐng)域[1-
3]。隨著航空工業(yè)的發(fā)展，鈦合金緊固件的用量越來越大。在同樣的強(qiáng)度指標(biāo)下，相比鋼制緊固件，鈦合金
緊固件減重30％~40％[4，5]。波音747飛機(jī)上以鈦制緊固件代替鋼制緊固件后，其結(jié)構(gòu)重量減輕1814kg；美
國Ｃ-5Ａ飛機(jī)采用鈦合金螺栓后，減重約1000kg；俄羅斯伊爾96飛機(jī)上所使用的鈦標(biāo)準(zhǔn)件達(dá)14.2萬件，減重
約600kg。同時，TC4鈦合金與Ti-45Nb合金搭配，制成的雙金屬鉚釘已經(jīng)在空客和波音飛機(jī)上獲得大量
應(yīng)用[6-8]。鈦合金緊固件還具有優(yōu)異的耐腐蝕性能，其正電位性能與碳纖維復(fù)合材料相匹配，能夠有效防止緊固件的電偶腐蝕。
目前，鈦合金緊固件已經(jīng)成為先進(jìn)民用飛機(jī)和軍用飛機(jī)必不可少的關(guān)鍵材料[9-14]。
TC4鈦合金是國內(nèi)外應(yīng)用最為廣泛的鈦合金，也是航空緊固件使用最為普遍的鈦合金。前期研究表明，顯微
組織參數(shù)對TC4鈦合金的拉伸性能以及疲勞性能有著顯著影響[15-17]。但關(guān)于不同類型顯微組織對TC4鈦合
金拉伸、疲勞等綜合性能影響的研究尚不透徹，而這些恰好是緊固件制造最為關(guān)心的問題。為此，研究了
TC4鈦合金絲材不同微觀組織類型對其力學(xué)性能的影響，以期為生產(chǎn)企業(yè)合理選擇TC4鈦合金緊固件的熱處理
制度提供一定的參考。
1、實(shí)驗(yàn)
實(shí)驗(yàn)材料為經(jīng)過α＋β兩相區(qū)軋制變形的規(guī)格為?20ｍｍ的TC4鈦合金絲材，其相變點(diǎn)為992℃。按照表1中3種
不同工藝對TC4鈦合金絲材進(jìn)行熱處理，分別獲得等軸、雙態(tài)、片層3種典型組織。采用掃描電子顯微鏡(SEM)和透射電子顯微鏡(TEM)觀察微觀組織。采用Instron-4507萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行拉伸性能測試。
采用SEM-SERVO原位疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力比Ｒ＝0.1。
2、結(jié)果與分析
2.1微觀組織特征
TC4鈦合金絲材經(jīng)相變點(diǎn)以下(820℃)熱處理獲得等軸組織，其ＴＥＭ照片如圖1所示。
TC4鈦合金經(jīng)過大變形量軋制后，內(nèi)部組織結(jié)構(gòu)得到充分的變形和破碎，獲得的等軸晶粒均勻細(xì)小，α晶粒
尺寸約為1μｍ(圖1ａ)。進(jìn)一步觀察，大部分等軸晶粒內(nèi)位錯聚集，位錯密度較高，或排列整齊或交織成網(wǎng)
狀(圖1ｂ)，這些都反映了α相形變的特征。等軸組織內(nèi)部存在大量亞晶界，α相本身沒有發(fā)生再結(jié)晶(圖1
ｃ)。TC4鈦合金形變加工和熱處理過程中，晶粒不斷細(xì)化，晶界面積不斷增加，以致阻礙位錯運(yùn)動的障礙越
來越多，位錯密度增大，從而起到增加材料強(qiáng)度的效果。
圖2為TC4鈦合金絲材經(jīng)固溶時效處理后雙態(tài)組織的ＳＥＭ照片，其球狀初生α相尺寸約為10μｍ。圖3為TC4
鈦合金絲材雙態(tài)組織的ＴＥＭ照片。在雙態(tài)組織中，相鄰的球狀α相之間依然存在一定數(shù)量的亞晶界(圖3ａ
)。球狀α相內(nèi)位錯密度不高，少量位錯排列成位錯墻(圖3ｂ)。排列整齊的位錯墻及低的位錯密度表明，α
相發(fā)生了靜態(tài)回復(fù)和再結(jié)晶。片狀α相內(nèi)及α/β相界面上仍有一定數(shù)量的位錯(圖3ｃ)，但是與等軸組織相
比，位錯密度顯著下降。
TC4鈦合金絲材在相變點(diǎn)以上(1020℃)熱處理獲得片層組織，其ＴＥＭ照片如圖4所示。在相變點(diǎn)以上經(jīng)過一
定時間的保溫，TC4鈦合金絲材片層組織的β晶粒不斷長大，平均尺寸約為300μｍ。在單個β晶粒內(nèi)可以看
到不同方向的α集束(圖4ｂ)，α片的厚度平均約為1μｍ，不同方向的片狀α相內(nèi)及α/β相界面上仍有一
定數(shù)量的位錯(圖4ｃ)，但位錯密度較低。
2.2顯微組織類型對力學(xué)性能的影響
表2為不同顯微組織TC4鈦合金絲材的室溫拉伸性能。從表2可以看出，等軸組織TC4鈦合金絲材的強(qiáng)度最高，
這是由于原始等軸組織α晶粒細(xì)小且具有較高的位錯密度。塑性方面，雙態(tài)組織優(yōu)良，片層組織最差，這是
因?yàn)槠瑢咏M織原始β晶粒粗大，滑移系少，變形協(xié)調(diào)能力較弱，導(dǎo)致其塑性較低。
表3為應(yīng)力比Ｒ＝0.1時3種顯微組織的TC4鈦合金絲材的低周疲勞試驗(yàn)結(jié)果。其中，σｍａｘ為最大加載應(yīng)
力。圖5為不同顯微組織TC4鈦合金絲材疲勞試樣在不同循環(huán)周次下的裂紋擴(kuò)展長度。由圖5可見，當(dāng)裂紋尺
寸<250μｍ時，不同顯微組織TC4鈦合金絲材對應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率有很大差異，片層組織的擴(kuò)展速率最低，
等軸組織最高。但當(dāng)裂紋長度>250μｍ時，3種組織的裂紋擴(kuò)展速率無顯著差異。
等軸組織初始位錯密度較高，當(dāng)裂紋遇到等軸α相時直接穿過，α相界存在的少量殘余β相對疲勞裂紋擴(kuò)展
的阻礙作用較小，因而疲勞壽命較低。片層組織的疲勞壽命最高，這是由于片層組織能夠改變裂紋擴(kuò)展方向
以及產(chǎn)生二次微裂紋分支。裂紋擴(kuò)展中遇到塑性較好的β相時，擴(kuò)展路徑發(fā)生偏轉(zhuǎn)，改為沿α/β相界面進(jìn)
行，從而使得裂紋總長度增加，消耗的能量也相應(yīng)增加，疲勞壽命增大。片層組織的疲勞壽命與β相的厚度
密切相關(guān)，只有當(dāng)β相的厚度足夠大時，才能夠吸收裂紋尖端塑性變形過程產(chǎn)生的能量從而延緩裂紋擴(kuò)展速
率。對于雙態(tài)組織，通過增加片狀α相的體積分?jǐn)?shù)(通過提高變形溫度或在兩相區(qū)較高溫度熱處理)可增大裂
紋擴(kuò)展抗力，提高疲勞性能。綜合考慮TC4鈦合金絲材的力學(xué)性能和工藝塑性，應(yīng)選擇雙態(tài)組織作為產(chǎn)品的
最終組織狀態(tài)。
3、結(jié)論
(1)TC4鈦合金絲材經(jīng)不同工藝熱處理后得到的3種不同顯微組織中，等軸組織α晶粒最為細(xì)小且具有較高的
位錯密度，表現(xiàn)出較高的拉伸強(qiáng)度；雙態(tài)組織中存在不同形態(tài)的α相，具有優(yōu)良的塑性；片層組織原始β晶
粒粗大，塑性最低。
(2)片層組織TC4鈦合金絲材的疲勞性能優(yōu)良。當(dāng)疲勞裂紋長度<250μｍ時，不同顯微組織對應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速
率差異較大，片層組織的擴(kuò)展速率最低，等軸組織最高。當(dāng)裂紋長度>250μｍ時，3種顯微組織的裂紋擴(kuò)展
速率無顯著差異。
(3)綜合考慮TC4鈦合金絲材的力學(xué)性能和工藝塑性，應(yīng)選擇雙態(tài)組織作為產(chǎn)品的最終組織狀態(tài)。
參考文獻(xiàn)
[1]朱知壽.我國航空用鈦合金技術(shù)研究現(xiàn)狀及發(fā)展[Ｊ].航空材料學(xué)報(bào)，2014，34(4):44-50.
[2]陳軍，王廷詢，周偉，等.國內(nèi)外船用鈦合金及其應(yīng)用[Ｊ].鈦工業(yè)進(jìn)展，2015，32(6):8-12.
[3]賈翃，逯福生，郝斌.2020年中國鈦工業(yè)發(fā)展報(bào)告[Ｊ].鈦工業(yè)進(jìn)展，2021，38(2):34-41.
[4]許天才，彭曉東，姜軍偉，等.鈦合金連接異種材料新技術(shù)的研究應(yīng)用[Ｊ].稀有金屬，2014，38(4):711
－719.
[5]李永華，張文旭，陳小龍，等.海洋工程用鈦合金研究與應(yīng)用現(xiàn)狀[Ｊ].鈦工業(yè)進(jìn)展，2022，39(1):43-
48.
[6]ＺｏｒｎＧ，ＬｅｓｍａｎＡ，ＧｏｔｍａｎＩ.Ｏｘｉｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｎｌｏｗ
ｍｏｄｕｌｕｓＴｉ45Ｎｂａｌｌｏｙｂｙａｎｏｄｉｃｖｅｒｓｕｓｔｈｅｒｍａｌｏｘｉｄａｔｉｏｎ
[Ｊ].Ｓｕｒｆａｃｅ＆ＣｏａｔｉｎｇｓＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ.2006，201(3/4):
612-618.
[7]ＧｏｄｌｅｙＲ，ＳｔａｒｏｓｖｅｔｓｋｙＤ，ＧｏｔｍａｎＩ.Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎｂｅｈａｖｉｏ
ｒｏｆａｌｏｗｍｏｄｕｌｕｓβ-Ｔｉ-45％Ｎｂａｌｌｏｙｆｏｒｕｓｅｉｎｍｅｄｉｃａｌｉｍｐｌａ
ｎｔｓ
[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓＳｃｉｅｎｃｅ:ＭａｔｅｒｉａｌｓｉｎＭｅｄｉｃｉｎｅ
，2006，17:63-67.
[8]ＦｅｎｇＸＪ，ＭａｃａｋＪＭ，ＳｅｈｍｕｋｉＰ.Ｆｌｅｘｉｂｌｅｓｅｌｆ-ｏｒｇａｎｉｚａ-
ｔｉｏｎｏｆｔｗｏｓｉｚｅ-ｓｃａｌｅｓｏｘｉｄｅａｎｎｏｔａｔｅｓｏｎＴｉ45Ｎｂａｌｌｏｙ[Ｊ
].ＥｌｅｃｔｒｏｃｈｅｍｉｓｔｒｙＣｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ，2007，9(9):2403－2407.
[9]張慶玲，王慶如，李興無.航空用鈦合金緊固件選材分析[Ｊ].材料工程，2007(1):11-14＋18.
[10]ＦｅｒｒｅｒｏＪＧ.Ｃａｎｄｉｄａｔｅｍａｔｅｒｉａｌｓｆｏｒｈｉｇｈ-ｓｔｒｅｎｇｔｈｆａ
ｓｔｅｎｅｒａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓｉｎｂｏｔｈｔｈｅａｅｒｏｓｐａｃｅａｎｄａｕｔｏｍｏｔｉ
ｖｅｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓ[Ｊ].
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｎｄＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，
2005，14(6):691-696.
[11]ＢｏｙｅｒＲＲ，ＢｒｉｇｇｓＲＤ.ＴｈｅｕｓｅｏｆＢｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙｓｉｎ
ｔｈｅａｅｒｏｓｐａｃｅｉｎｄｕｓｔｒｙ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓＥｎｇｉｎｅ
ｅｒ-ｉｎｇａｎｄＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，2005，14(6):681-685.
[12]ＷｅｉｓｓＩ，ＳｅｍｉａｔｉｎＳＬ.
Ｔｈｅｒｍｏｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｏｆｂｅｔａｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙｓ-
ａｎｏｖｅｒｖｉｅｗ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉａｌｓＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＡ，1998
，243:46-65.
[13]沙愛學(xué)，王慶如，李興無.航空用高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)鈦合金的研究及應(yīng)用[Ｊ].稀有金屬，2004，28(1):239-
242.
[14]趙慶云，徐峰.航空緊固件用鈦合金的研究進(jìn)展[Ｊ].中國有色金屬學(xué)報(bào)，2010，20(Ｓ1):1021-1023.
[15]李華，賀飛，馬英杰，等.TC4鈦合金兩種顯微組織的緊固孔原始疲勞質(zhì)量研究[Ｊ].航空材料學(xué)報(bào)，
2013，33(2):81-86.
[16]魯媛媛，馬保飛，劉源仁.固溶處理溫度對TC4鈦合金組織和性能的影響[Ｊ].金屬熱處理，2019，44
(6):153-158.
[17]魏鑫，趙興東，李昌永，等.熱處理制度對TC4鈦合金風(fēng)扇盤組織和性能的影響研究[Ｊ].中國材料進(jìn)展
，2017，36(7/8):588-593.
相關(guān)鏈接
