Ti-6Al-4V鑄件斷裂機理及熱處理工藝研究.pdf

1、隨著航空運輸業(yè)的不斷發(fā)展，特別是新型民用渦扇支線飛機的出現(xiàn)，我國TC4鈦合金面臨冶金技術相對落后，性能數(shù)據(jù)特別是疲勞性能數(shù)據(jù)不全的問題，因此有必要對TC4鈦合金進行再深入的研究，以滿足渦扇支線飛機選材和民用飛機適航審查的要求。 本文通過室溫拉伸和壓縮、疲勞性能試驗及鑄造TC4熱處理工藝設計，以及運用OM和SEM等分析手段，對鑄造Ti-6Al-4V鈦合金組織、力學性能和熱處理工藝，特別是對其在不同變形下的斷裂機理進行了分析研究，主

2、要研究結果如下： 鑄造Ti-6Al-4V的拉伸力學性能指標符合我國國家軍用標準《鈦及鈦合金熔模精密鑄件規(guī)范（GJB2896-1997）》的要求，其金相組織為由α、β層片以及晶界α相組成粗大的片狀組織，組織比較致密，但晶粒仍十分粗大由此導致其力學性能數(shù)據(jù)分散度較大。而與拉伸試驗結果相比，鑄造Ti-6Al-4V鈦合金的壓縮力學性能指標的分散度和相對誤差都很小。 鑄造Ti-6Al-4V合金拉伸斷口研究顯示，其裂紋起源于心部。放

3、射區(qū)以準解理斷裂為主，并有少量解理面和二次裂紋，其斷裂機理為穿晶型脆性斷裂。壓縮宏觀斷口有明顯的撕裂痕跡，其斷裂機理屬于解理斷裂，裂紋擴展區(qū)以解理臺階以及河流花樣為主，并有二次裂紋存在，在最后的瞬斷區(qū)可以看見較淺的韌窩。 介紹了DFR法的相關概念及理論依據(jù)、試驗數(shù)據(jù)的結構疲勞可靠性壽命處理方法，采用雙點法測定了鑄造Ti-6Al-4V鈦合金的細節(jié)疲勞額定強度截止值DFRcutoff，結果顯示，雙點法所得的試驗結果準確可靠，可為新型

4、渦扇支線飛機的各種構件的疲勞設計和壽命評估提供數(shù)據(jù)支持。 疲勞裂紋擴展速率試驗結果表明，當應力比R>0時，疲勞裂紋門檻值△Kth隨R的增大而減小。通過遞增多項式法獲得了不同應力比下的裂紋擴展速率da/dN和應力強度因子幅△K之間的關系曲線，結果顯示，在△K相同的條件下，隨著應力比R的增加，da/dN增大，裂紋擴展加快。另外，通過數(shù)據(jù)計算，獲得了描述鑄造Ti-6Al-4V鈦合金疲勞裂紋擴展速率的Walkor方程。 鑄造Ti

5、-6Al-4V鈦合金中疲勞裂紋可以沿α片層方向或集束邊界擴展，或垂直或成一定角度切斷片層向前擴展，擴展路徑比較曲折；另外在擴展過程中有二次裂紋的產(chǎn)生。鑄造Ti-6Al-4V鈦合金疲勞斷口掃描分析表明：裂紋擴展區(qū)主要是以微區(qū)解理斷裂和疲勞條帶擴展機制為主，瞬時破斷區(qū)可看到撕裂棱和淺顯的韌窩。 獲得了合適的熱處理工藝，經(jīng)該工藝處理的Ti-6Al-4V合金金相組織變得細小，α片的長寬比減小，拉伸、壓縮力學性能，特別是屈服強度有較大提高