Ti-6Al-4V钛合金细晶组织的应变疲劳行为研究

研究了Ti-6Al-4V钛合金细晶等轴组织的应变疲劳性能及其断裂行为.实验结果表明,Ti-6Al-4V铁合金的应变疲劳的过渡疲劳寿命Nt约为560个循环周次,其疲劳行为具有非常明显的循环软化特性.在不同应变幅测试条件下,均为多源疲劳萌生模式.Ti-6Al-4V合金应变疲劳断口表面大量的二次裂纹特征说明该合金具有优异的应变疲劳性能.     

Ti-6Al-4V合金包覆叠轧薄板的加工工艺与组织性能研究

研究了包覆叠轧加工及热处理工艺对Ti-6Al-4V合金室温拉伸及疲劳性能的影响规律,观察分析了不同状态下组织形貌的特征及变化情况.结果表明,单向热轧工艺有利于提高合金薄板的延伸率,但对疲劳性能则会产生不利影响,而交叉换向热轧工艺则有利于板材获得较好的综合性能.     

显微组织对Ti-6Al-4V ELI合金疲劳裂纹扩展速率的影响

研究了Ti-6Al-4V ELI合金板材的显微组织对疲劳裂纹扩展速率的影响.用金相显微镜对不同热处理制度下该合金α和β转变组织的变化进行了观察分析.采用MTS-810低周疲劳试验机测试合金的裂纹扩展速率.通过Origin 6.0软件对数据进行处理并绘制裂纹扩展速率(△a/△N)与应力强度因子幅△K的关系曲线.结果表明:在Pairs区范围内,疲劳裂纹扩展速率对双态组织中初生α相含量的多少不敏感,而在近门槛区和快速扩展区,裂纹扩展速率对组织比较敏感;在本实验研究的条件下,细针编织状魏氏组织的da/dN<平直状片层组织的da/dN<双态组织的da/dN.     

超塑成形/扩散连接热环境对Ti-6Al-4V合金疲劳性能的影响

采用光学显微镜研究了Ti-6Al-4V合金经超塑成形/扩散连接(SPF/DB)热影响后的微观组织演变,在室温和空气条件下进行了旋转弯曲疲劳试验,并采用扫描电子显微镜对试样断口形貌进行了观察.结果表明:Ti-6Al-4V合金经历SPF/DB热工艺后,初始的双态组织转变为了等轴组织;强度有所降低,塑性略有提高,而旋转弯曲疲劳极限从420 MPa降低至405 MPa,在相同应力条件下(σ=431 MPa),SPF/DB后试样的疲劳寿命从10⁷量级降低至10⁶量级;疲劳断口源区附近的放射线增粗且变的不连贯,疲劳裂纹扩展区的疲劳条带间距增大,裂纹扩展速率提高.这主要是由于SPF/DB热环境使Ti-6Al-4V合金片层α数量显著减少,降低了晶界总体长度,减弱了α相晶界对疲劳小裂纹扩展的阻碍作用.     

Ti-6Al-4V钛合金的疲劳裂纹扩展规律

针对熔模铸造Ti-6Al-4V钛合金的等幅疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值进行了研究。结果表明：该钛合金CT试样的疲劳裂纹扩展门槛值高于CCT试样的疲劳裂纹扩展门槛值,同一类试样的疲劳裂纹扩展门槛值随着应力比的增加呈下降趋势;疲劳裂纹扩展速率随着平均应力的增加以及应力水平的增加而增大;根据疲劳裂纹扩展试验数据拟合了Ti-6Al-4V钛合金Paris方程和Walker方程中的相关材料参数,以为材料的使用寿命评估及损伤容限设计提供参考。     

热轧Ti-6Al-4V的织构分析

Ti-6Al-4V是航空航天等领域广泛使用的高强钛合金之一.由于这种合金在热轧加工过程中形成强烈的形变织构,所以使金属材料的强度、韧性以及疲劳性能等产生明显的各向异性.对此,人们曾用极图方法进行过研究,但是,由于传统方法固有的不足,其结果不是十分准确.近年来,日本现代技术研究中心和NKK的H. Inagaki等人用Bung和Roe提出的ODF方法,结合金相观察,准确地研究了Ti-6Al-4V热轧织构及织构形成机制.试样用真空熔炼成40kg,φ200mm,长250mm的Ti-6Al-4V铸锭,在1050℃下加工成80mm和16mm厚板,然后在1050℃退火1h再水冷.     

损伤容限钛合金的研究进展及应用现状

本文综述了Ti-6Al-4V ELI, TC4-DT, TC21和TA15 ELI四种损伤容限钛合金的研究新进展及其应用.指出Ti-6Al-4V ELI损伤容限合金在国外已经成功应用于飞机制造中,而 TC4-DT, TC21, TA15 ELI三种损伤容限钛合金在国内处于开发研究阶段.重点介绍了TC4-DT, TC21, TA15 ELI的断裂韧性、疲劳裂纹扩展速率等损伤容限性能及其影响因素,指出片层组织有利于损伤容限性能的提高.     

Ti-15-3合金疲劳裂纹扩展的研究

一、前言 随着宇航技术的发展,对航天气瓶的使用压力、容量比及安全性提出了更高的要求。美国80年代初开发研制的新型β钛合金Ti-15-3以其优良的冷成形性及时效后的高强度引起国际宇航界的关注,并已被认为是制造宇航压力容器较为理想的材料。裂纹扩展性能对于宇航结构件的寿命估算是一项重要的设计参数,用疲劳裂纹扩展速率da/dN和应力强度因子门坎值△K_(th)评价气瓶材料的安全可靠性是必要而科学的。本文研究了不同强度水平Ti-15-3合金的疲劳裂纹扩展(FCP)特性,并与Ti-6Al-4V合金进行了比较。 一、试验 1.材料及试样制备 FCP试验用材取自2.5mm厚的Ti-15-3合金板材,合金的名义成分为Ti-15V-3Cr-3Sn-3Al,表1列出了Ti-15-3合金经不同热处理后的室温拉伸性能。     

碳氮共渗处理对Ti-6Al-4V合金空蚀行为的影响

利用碳氮共渗处理方法对Ti-6Al-4V合金表面进行改性,制备出了硬质涂层。利用SEM、EDS、XRD和Vickers显微硬度仪分别对处理后试样表面形貌和显微结构、化学组成、显微硬度进行了表征,并利用空蚀设备研究了处理后试样的空蚀行为。结果表明通过碳氮共渗处理在Ti-6Al-4V合金表面形成了均匀、致密、无裂纹的硬质涂层。该涂层具有的细晶结构,在空蚀过程中增加了裂纹萌生难度和扩展路径,减小了裂纹尖端应力和裂纹扩展速率,使其能够吸收、耗散更多的空蚀破坏能量,从而显著地改善了Ti-6Al-4V合金的耐空蚀性能。     

气体捕捉法制备泡沫Ti-6Al-4V三明治结构与性能评价

基于气体捕捉法制备泡沫钛三明治结构工艺,对以钢包套+Ti-6Al-4V板+Ti-6Al-4V粉的封装工艺制备的泡沫Ti-6Al-4V三明治结构预制坯进行了900℃下不同变形量的轧制,并进行了950℃/10h的等温发泡。通过SEM对不同状态的三明治结构芯部孔洞状态进行观察和测量,探究了轧制变形量对泡沫Ti-6Al-4V三明治结构预制坯等温发泡行为的影响。结果表明:轧制主要是以沿轧制方向拉长孔洞和增加孔洞连通的方式影响泡沫Ti-6Al-4V三明治结构芯部,且轧制变形量越大越严重,但对孔洞内壁形态及孔洞在垂直于轧向平面内的形态未产生影响。当预制坯轧制变形量为80%时,经等温发泡成功制备了面板厚度为362μm,芯部孔隙率达到40%的泡沫Ti-6Al-4V三明治结构,其在高应变速率下抗压强度达到824.8 MPa,400℃下热导率仅为致密金属的52.8%。