中温高强TC11和TC19钛合金锻件组织与性能研究

钛合金具有比强度高、耐腐蚀性好、耐高温等显著特点，被广泛应用于航空航天、化工、医疗等领域[1-7]。近年来，随着航空技术的不断发展，对轻量化的要求提高，越来越多的航空发动机压气机整体叶盘等关键转动件选用钛合金[8-12]，从而实现减重目的。在过去的几十年内，中温高强型钛合金得到很大发展，多种合金相继成功开发。其中，TC11和TC19是该类型钛合金中较为典型的2 种牌号。TC11钛合金（Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si）是一种综合性能良好的钛合金，在 500 ℃以下具有优异的热强性和较高的室温强度，主要用于制造航空发动机的压气机盘、叶片、鼓筒等零件，也可用于制造飞机结构件，关于该合金成形、热处理及组织性能的研究报道较多。TC19 钛合金（Ti-6Al-2Sn-4Zr-6Mo）是美国 20 世纪开发的一种两相热强钛合金[13-14]，由于该合金在 Ti6242合金基础上提高了 Mo 含量，大大稳定了β相，使其拉伸性能得到了改善，因此该合金具有高强度和高韧性的特点[6-8]。我国对于TC19钛合金的研制时间相对较短，目前有关该合金组织与性能的研究报道也相对较少，但因其较优的综合性能，相信具有较好的应用前景。

TC11和TC19均为α-β型钛合金，但为了达到不同的工程使用状态，2 种合金的制备工艺和组织性能控制存在一定差异。TC11钛合金通过α-β区热变形和α-β区热处理工艺获得双态组织，其最高的长时间工作温度为500 ℃；TC19 钛合金通过β区锻造工艺获得篮网组织，其最高的长时间工作温度约为 450 ℃。TC11和 TC19钛合金的使用温度相当，预期服役工况相当，但关于 2种钛合金性能对比研究的报道较少。基于发动机压气机整体叶盘服役工况的特点，对 TC11和TC19钛合金锻件不同条件下拉伸性能、缺口冲击韧度、疲劳性能进行了对比分析，以期为这 2 种钛合金的工程化应用提供借鉴。

1、实验

实验材料为 TC11和TC19钛合金模锻件，其毛坯示意图见图 1。对 TC11钛合金锻件进行双重退火热处理，具体制度为：β相转变温度以下 30~50 ℃保温 1~2 h，空冷；520~540 ℃保温 6 h，空冷。对TC19钛合金锻件进行完全热处理，具体制度为：在β相转变温度以下20~50 ℃保温 2 h，风扇冷却；595 ℃保温 8 h，空冷。

采用线切割在锻件横截面中部位置切取 15 mm×10 mm 金相试样。金相试样表面经 2000#砂纸精磨、SiO₂乳浊液抛光处理后，采用 HF、HNO₃、H₂O 的混合溶液（体积比为 1:2:80）进行化学腐蚀。采用金相显微镜观察组织特征，并用 JSM-5600LV 型扫描电子显微镜（SEM）附带的电子背散射衍射仪（EBSD）进行晶粒形状和尺寸分析。

在锻件上沿弦向切取圆形试棒，并加工成拉伸、冲击韧度及疲劳试样。按 照 ASTM E8/E8M—2021 和ASTM E21—2020 标准要求，采用 INSTRON 5982 型电子万能材料试验机进行拉伸性能测试，拉伸试样屈服前应变速率为 0.005 min^-1，屈服后应变速率为 0.05 min^-1。

利用 MTS 370 型液压伺服疲劳试验机对冲击韧度试样进行裂纹预制，振动频率为 10~20 Hz，循环数≥3000次，缺口深度与裂纹长度之和为 3 mm。按照 Q/AVIC06086—2015《钛合金 T 型缺口试样冲击韧度 KCT 试验方法》要求，采用 ZBC 2302 型摆锤式冲击试验机进行冲击韧度测试。按照 GB/T 15248—2008《金属材料轴向等幅低循环疲劳试验方法》要求，利用 MTS 370 型液压伺服疲劳试验机进行低周疲劳性能测试，采用应力控制模式，波形选择正弦波，加载频率为 1 Hz，保载时间为 2 min。

采用 JSM-5600LV 型扫描电子显微镜进行断口形貌分析。

2、结果与分析

2.1金相组织

TC11和TC19钛合金锻件的金相组织和 EBSD 分析结果分别见图 2 和图 3。由图 2a、3a 可见，TC11钛合金为典型的双态结构，组织由初生α相（αp）和转变β相（βt）组成，转变β相由针状或片层状次生α相（αs）和残余β相组成；初生α相基本呈现等轴态，占比约为 45%，平均晶粒尺寸约为 12.16 μm。由图 2b、3b 可见，TC19钛合金为典型的全片层网篮组织，α相的长短和粗细不一，主要呈编织状和并列状；原始β晶粒和晶界β相清晰可见，属于典型的β相区加工组织，平均晶粒尺寸约为13.08 μm。

2.2拉伸性能

TC11和TC19钛合金锻件在 100、200、300、400 ℃下的拉伸性能见图 4。从图 4 可以看出，随着测试温度的升高，TC11和TC19钛合金的拉伸强度降低，塑性波动范围不大。TC19 钛合金的拉伸强度明显优于 TC11钛合金，二者不同温度下的抗拉强度相差 80~170 MPa，屈服强度相差 70~130 MPa，且随着温度的升高，差距增大；在塑性上，TC19 钛合金明显劣于 TC11钛合金，但二者延伸率均达到 10%以上。材料的屈服强度与位错运动的塞积程度有关，一般认为位错塞积程度越大，表现为材料的屈服强度越大。TC19 钛合金为编织状的网篮组织，单个针状或边条α相可作为一个单元体，当位错穿过一个α相后在下一个板条界面处即可形成较强的位错塞积，表现为屈服强度较高。TC11钛合金组织中的初生α相可成为位错运动的有利通道，因此表现为强度水平偏低，但塑性较好。

TC11和TC19钛合金锻件在 300 ℃下的拉伸断口典型形貌见图 5。从图 5 可以看出，2 种合金断口表面均有深浅不同的韧窝，属于发生较大塑性变形而产生的断裂。

TC11钛合金锻件拉伸断口纤维区较粗糙，存在大量韧窝，断口放射区有大量尺寸较大且较深的孔洞韧窝（图5a、5b）。TC19 钛合金锻件拉伸断口表面由较浅的韧窝组成，存在较多扩展棱线和台阶结构（图 5c、5d）。相对而言，TC11钛合金断口韧窝更深更密且尺寸更大，这是由于 TC11钛合金的初生相尺寸较大，故形成的韧窝尺寸较大，断裂过程中会消耗更多的塑性能，表现为塑性更好。

2.3缺口冲击韧度

TC11和TC19钛合金锻件不同温度下的缺口冲击吸收功见图 6。由图 6 可以看出，TC19 钛合金锻件的缺口冲击吸收功明显高于 TC11钛合金锻件，不同温度下相差 1.6~10 J/cm2，随着温度升高，差异逐渐增大。TC11和TC19钛合金锻件在室温下的冲击断口形貌如图 7 所示。由图 7 可以看出，TC11钛合金锻件冲击断口表面存在孔洞和韧窝形貌，断口表面相对整齐，起伏较小。TC19 钛合金锻件冲击断口表面粗糙且呈现起伏较大的台阶和撕裂棱形貌，局部区域可见韧窝和二次裂纹，说明材料失效过程中消耗了较多的塑性功，表现出更好的韧性。

2.4疲劳性能

实验室通常采取简化的三角波、正弦波等波形来预测循环载荷作用下的低周疲劳寿命，这种方法操作简单，也具有一定的代表性，但在航空发动机的实际服役过程中，存在疲劳寿命严重低于预测寿命，造成航空事故的问题，如 1972 年罗尔斯·罗伊斯公司 RB211 发动机出现过近α型 IMI685 合金制造的风扇盘提前失效[15-16]。

研究发现，预测偏差是由于所采用的疲劳波形不准确所致。航空钛合金部件的疲劳寿命应采用与实际飞行载荷谱更接近的梯形波来评价。在峰值应力下保持一段时间的梯形波疲劳，即为保载疲劳（LCDF）[17-20]。在相同的应力条件下，保载疲劳寿命与普通疲劳寿命相比显著降低的现象称为保载效应，通常采用保载系数 A 评估材料保载效应的敏感性，计算式见式（1）。

式中：NLCF 为无保载疲劳寿命，NLCDF 为保载疲劳寿命。

TC11和TC19钛合金在 100 ℃和 855 MPa 峰值应力下无保载和保载 2 min 的疲劳寿命见表 2。从表 2 可知，TC19 钛合金保载和无保载疲劳寿命均明显高于 TC11钛合金，且 2 种合金均存在一定的保载效应，保载系数范围为 1.48~1.62。

TC11和TC19钛合金锻件在保载和无保载条件下的疲劳断口典型形貌如图 8 所示。由图 8 可见，TC11和TC19 钛合金锻件断口表面均存在明显的疲劳条带。TC11钛合金无保载试样断口扩展区呈现倾斜小平面和台阶，整体起伏较大，小平面上疲劳条带方向不同，见图 8a；TC11钛合金保载试样断口扩展区相对较平整，有二次裂纹，见图 8b。TC19 钛合金无保载试样断口扩展区表面具有明显深且密的疲劳辉纹和扩展棱线，见图8c；TC19 钛合金保载试样断口扩展区有稍浅的扩展棱线和二次裂纹，见图 8d。总之，TC19 钛合金疲劳条带相对 TC11钛合金更为致密，表明TC19钛合金疲劳扩散速率较慢，对疲劳裂纹扩展的阻碍作用具有更强的优势。

此外，保载试样断口与无保载试样断口相比，其扩展区整体相对平坦，且呈现更多的二次裂纹形貌。

3、结论

(1) TC11钛合金锻件为典型的双态组织，由初生α相（αp）和转变β相（βt）组成，转变β相由针状或片层状次生α相（αs）和残余β相组成，初生α相基本呈现等轴态。TC19 钛合金锻件为典型的全片层网篮组织，α相主要呈片状或针状。

(2)TC19钛合金锻件的拉伸强度明显优于 TC11钛合金锻件，且随着温度的升高，差距越来越大。TC19钛合金锻件的塑性明显低于 TC11钛合金锻件，但二者延伸率均达到 10%以上。TC19 钛合金的高温缺口冲击韧度明显高于 TC11钛合金。在 100 ℃和 855 MPa 峰值应力载荷下，TC19 钛合金保载和无保载疲劳寿命均明显高于 TC11钛合金，且 2 种合金均存在一定的保载效应。

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