鈦合金具有比強(qiáng)度高、耐腐蝕性好、耐高溫等顯著特點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天、化工、醫(yī)療等領(lǐng)域[1-7]。近年來，隨著航空技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)輕量化的要求提高，越來越多的航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)整體葉盤等關(guān)鍵轉(zhuǎn)動(dòng)件選用鈦合金[8-12]，從而實(shí)現(xiàn)減重目的。在過去的幾十年內(nèi)，中溫高強(qiáng)型鈦合金得到很大發(fā)展，多種合金相繼成功開發(fā)。其中，TC11和TC19是該類型鈦合金中較為典型的2 種牌號(hào)。TC11鈦合金（Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si）是一種綜合性能良好的鈦合金，在 500 ℃以下具有優(yōu)異的熱強(qiáng)性和較高的室溫強(qiáng)度，主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)盤、葉片、鼓筒等零件，也可用于制造飛機(jī)結(jié)構(gòu)件，關(guān)于該合金成形、熱處理及組織性能的研究報(bào)道較多。TC19 鈦合金（Ti-6Al-2Sn-4Zr-6Mo）是美國 20 世紀(jì)開發(fā)的一種兩相熱強(qiáng)鈦合金[13-14]，由于該合金在 Ti6242合金基礎(chǔ)上提高了 Mo 含量，大大穩(wěn)定了β相，使其拉伸性能得到了改善，因此該合金具有高強(qiáng)度和高韌性的特點(diǎn)[6-8]。我國對(duì)于TC19鈦合金的研制時(shí)間相對(duì)較短，目前有關(guān)該合金組織與性能的研究報(bào)道也相對(duì)較少，但因其較優(yōu)的綜合性能，相信具有較好的應(yīng)用前景。

TC11和TC19均為α-β型鈦合金，但為了達(dá)到不同的工程使用狀態(tài)，2 種合金的制備工藝和組織性能控制存在一定差異。TC11鈦合金通過α-β區(qū)熱變形和α-β區(qū)熱處理工藝獲得雙態(tài)組織，其最高的長時(shí)間工作溫度為500 ℃；TC19 鈦合金通過β區(qū)鍛造工藝獲得籃網(wǎng)組織，其最高的長時(shí)間工作溫度約為 450 ℃。TC11和 TC19鈦合金的使用溫度相當(dāng)，預(yù)期服役工況相當(dāng)，但關(guān)于 2種鈦合金性能對(duì)比研究的報(bào)道較少。基于發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)整體葉盤服役工況的特點(diǎn)，對(duì) TC11和TC19鈦合金鍛件不同條件下拉伸性能、缺口沖擊韌度、疲勞性能進(jìn)行了對(duì)比分析，以期為這 2 種鈦合金的工程化應(yīng)用提供借鑒。

1、實(shí)驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)材料為 TC11和TC19鈦合金模鍛件，其毛坯示意圖見圖 1。對(duì) TC11鈦合金鍛件進(jìn)行雙重退火熱處理，具體制度為：β相轉(zhuǎn)變溫度以下 30~50 ℃保溫 1~2 h，空冷；520~540 ℃保溫 6 h，空冷。對(duì)TC19鈦合金鍛件進(jìn)行完全熱處理，具體制度為：在β相轉(zhuǎn)變溫度以下20~50 ℃保溫 2 h，風(fēng)扇冷卻；595 ℃保溫 8 h，空冷。

采用線切割在鍛件橫截面中部位置切取 15 mm×10 mm 金相試樣。金相試樣表面經(jīng) 2000#砂紙精磨、SiO₂乳濁液拋光處理后，采用 HF、HNO₃、H₂O 的混合溶液（體積比為 1:2:80）進(jìn)行化學(xué)腐蝕。采用金相顯微鏡觀察組織特征，并用 JSM-5600LV 型掃描電子顯微鏡（SEM）附帶的電子背散射衍射儀（EBSD）進(jìn)行晶粒形狀和尺寸分析。

在鍛件上沿弦向切取圓形試棒，并加工成拉伸、沖擊韌度及疲勞試樣。按 照 ASTM E8/E8M—2021 和ASTM E21—2020 標(biāo)準(zhǔn)要求，采用 INSTRON 5982 型電子萬能材料試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行拉伸性能測(cè)試，拉伸試樣屈服前應(yīng)變速率為 0.005 min^-1，屈服后應(yīng)變速率為 0.05 min^-1。

利用 MTS 370 型液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)沖擊韌度試樣進(jìn)行裂紋預(yù)制，振動(dòng)頻率為 10~20 Hz，循環(huán)數(shù)≥3000次，缺口深度與裂紋長度之和為 3 mm。按照 Q/AVIC06086—2015《鈦合金 T 型缺口試樣沖擊韌度 KCT 試驗(yàn)方法》要求，采用 ZBC 2302 型擺錘式?jīng)_擊試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行沖擊韌度測(cè)試。按照 GB/T 15248—2008《金屬材料軸向等幅低循環(huán)疲勞試驗(yàn)方法》要求，利用 MTS 370 型液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行低周疲勞性能測(cè)試，采用應(yīng)力控制模式，波形選擇正弦波，加載頻率為 1 Hz，保載時(shí)間為 2 min。

采用 JSM-5600LV 型掃描電子顯微鏡進(jìn)行斷口形貌分析。

2、結(jié)果與分析

2.1金相組織

TC11和TC19鈦合金鍛件的金相組織和 EBSD 分析結(jié)果分別見圖 2 和圖 3。由圖 2a、3a 可見，TC11鈦合金為典型的雙態(tài)結(jié)構(gòu)，組織由初生α相（αp）和轉(zhuǎn)變?chǔ)孪啵é聇）組成，轉(zhuǎn)變?chǔ)孪嘤舍槧罨蚱瑢訝畲紊料啵é羢）和殘余β相組成；初生α相基本呈現(xiàn)等軸態(tài)，占比約為 45%，平均晶粒尺寸約為 12.16 μm。由圖 2b、3b 可見，TC19鈦合金為典型的全片層網(wǎng)籃組織，α相的長短和粗細(xì)不一，主要呈編織狀和并列狀；原始β晶粒和晶界β相清晰可見，屬于典型的β相區(qū)加工組織，平均晶粒尺寸約為13.08 μm。

2.2拉伸性能

TC11和TC19鈦合金鍛件在 100、200、300、400 ℃下的拉伸性能見圖 4。從圖 4 可以看出，隨著測(cè)試溫度的升高，TC11和TC19鈦合金的拉伸強(qiáng)度降低，塑性波動(dòng)范圍不大。TC19 鈦合金的拉伸強(qiáng)度明顯優(yōu)于 TC11鈦合金，二者不同溫度下的抗拉強(qiáng)度相差 80~170 MPa，屈服強(qiáng)度相差 70~130 MPa，且隨著溫度的升高，差距增大；在塑性上，TC19 鈦合金明顯劣于 TC11鈦合金，但二者延伸率均達(dá)到 10%以上。材料的屈服強(qiáng)度與位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)的塞積程度有關(guān)，一般認(rèn)為位錯(cuò)塞積程度越大，表現(xiàn)為材料的屈服強(qiáng)度越大。TC19 鈦合金為編織狀的網(wǎng)籃組織，單個(gè)針狀或邊條α相可作為一個(gè)單元體，當(dāng)位錯(cuò)穿過一個(gè)α相后在下一個(gè)板條界面處即可形成較強(qiáng)的位錯(cuò)塞積，表現(xiàn)為屈服強(qiáng)度較高。TC11鈦合金組織中的初生α相可成為位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)的有利通道，因此表現(xiàn)為強(qiáng)度水平偏低，但塑性較好。

TC11和TC19鈦合金鍛件在 300 ℃下的拉伸斷口典型形貌見圖 5。從圖 5 可以看出，2 種合金斷口表面均有深淺不同的韌窩，屬于發(fā)生較大塑性變形而產(chǎn)生的斷裂。

TC11鈦合金鍛件拉伸斷口纖維區(qū)較粗糙，存在大量韌窩，斷口放射區(qū)有大量尺寸較大且較深的孔洞韌窩（圖5a、5b）。TC19 鈦合金鍛件拉伸斷口表面由較淺的韌窩組成，存在較多擴(kuò)展棱線和臺(tái)階結(jié)構(gòu)（圖 5c、5d）。相對(duì)而言，TC11鈦合金斷口韌窩更深更密且尺寸更大，這是由于 TC11鈦合金的初生?相尺寸較大，故形成的韌窩尺寸較大，斷裂過程中會(huì)消耗更多的塑性能，表現(xiàn)為塑性更好。

2.3缺口沖擊韌度

TC11和TC19鈦合金鍛件不同溫度下的缺口沖擊吸收功見圖 6。由圖 6 可以看出，TC19 鈦合金鍛件的缺口沖擊吸收功明顯高于 TC11鈦合金鍛件，不同溫度下相差 1.6~10 J/cm2，隨著溫度升高，差異逐漸增大。TC11和TC19鈦合金鍛件在室溫下的沖擊斷口形貌如圖 7 所示。由圖 7 可以看出，TC11鈦合金鍛件沖擊斷口表面存在孔洞和韌窩形貌，斷口表面相對(duì)整齊，起伏較小。TC19 鈦合金鍛件沖擊斷口表面粗糙且呈現(xiàn)起伏較大的臺(tái)階和撕裂棱形貌，局部區(qū)域可見韌窩和二次裂紋，說明材料失效過程中消耗了較多的塑性功，表現(xiàn)出更好的韌性。

2.4疲勞性能

實(shí)驗(yàn)室通常采取簡化的三角波、正弦波等波形來預(yù)測(cè)循環(huán)載荷作用下的低周疲勞壽命，這種方法操作簡單，也具有一定的代表性，但在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際服役過程中，存在疲勞壽命嚴(yán)重低于預(yù)測(cè)壽命，造成航空事故的問題，如 1972 年羅爾斯·羅伊斯公司 RB211 發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)過近α型 IMI685 合金制造的風(fēng)扇盤提前失效[15-16]。

研究發(fā)現(xiàn)，預(yù)測(cè)偏差是由于所采用的疲勞波形不準(zhǔn)確所致。航空鈦合金部件的疲勞壽命應(yīng)采用與實(shí)際飛行載荷譜更接近的梯形波來評(píng)價(jià)。在峰值應(yīng)力下保持一段時(shí)間的梯形波疲勞，即為保載疲勞（LCDF）[17-20]。在相同的應(yīng)力條件下，保載疲勞壽命與普通疲勞壽命相比顯著降低的現(xiàn)象稱為保載效應(yīng)，通常采用保載系數(shù) A 評(píng)估材料保載效應(yīng)的敏感性，計(jì)算式見式（1）。

式中：NLCF 為無保載疲勞壽命，NLCDF 為保載疲勞壽命。

TC11和TC19鈦合金在 100 ℃和 855 MPa 峰值應(yīng)力下無保載和保載 2 min 的疲勞壽命見表 2。從表 2 可知，TC19 鈦合金保載和無保載疲勞壽命均明顯高于 TC11鈦合金，且 2 種合金均存在一定的保載效應(yīng)，保載系數(shù)范圍為 1.48~1.62。

TC11和TC19鈦合金鍛件在保載和無保載條件下的疲勞斷口典型形貌如圖 8 所示。由圖 8 可見，TC11和TC19 鈦合金鍛件斷口表面均存在明顯的疲勞條帶。TC11鈦合金無保載試樣斷口擴(kuò)展區(qū)呈現(xiàn)傾斜小平面和臺(tái)階，整體起伏較大，小平面上疲勞條帶方向不同，見圖 8a；TC11鈦合金保載試樣斷口擴(kuò)展區(qū)相對(duì)較平整，有二次裂紋，見圖 8b。TC19 鈦合金無保載試樣斷口擴(kuò)展區(qū)表面具有明顯深且密的疲勞輝紋和擴(kuò)展棱線，見圖8c；TC19 鈦合金保載試樣斷口擴(kuò)展區(qū)有稍淺的擴(kuò)展棱線和二次裂紋，見圖 8d。總之，TC19 鈦合金疲勞條帶相對(duì) TC11鈦合金更為致密，表明TC19鈦合金疲勞擴(kuò)散速率較慢，對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展的阻礙作用具有更強(qiáng)的優(yōu)勢(shì)。

此外，保載試樣斷口與無保載試樣斷口相比，其擴(kuò)展區(qū)整體相對(duì)平坦，且呈現(xiàn)更多的二次裂紋形貌。

3、結(jié)論

(1) TC11鈦合金鍛件為典型的雙態(tài)組織，由初生α相（αp）和轉(zhuǎn)變?chǔ)孪啵é聇）組成，轉(zhuǎn)變?chǔ)孪嘤舍槧罨蚱瑢訝畲紊料啵é羢）和殘余β相組成，初生α相基本呈現(xiàn)等軸態(tài)。TC19 鈦合金鍛件為典型的全片層網(wǎng)籃組織，α相主要呈片狀或針狀。

(2)TC19鈦合金鍛件的拉伸強(qiáng)度明顯優(yōu)于 TC11鈦合金鍛件，且隨著溫度的升高，差距越來越大。TC19鈦合金鍛件的塑性明顯低于 TC11鈦合金鍛件，但二者延伸率均達(dá)到 10%以上。TC19 鈦合金的高溫缺口沖擊韌度明顯高于 TC11鈦合金。在 100 ℃和 855 MPa 峰值應(yīng)力載荷下，TC19 鈦合金保載和無保載疲勞壽命均明顯高于 TC11鈦合金，且 2 種合金均存在一定的保載效應(yīng)。

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