● 摘要
TC18钛合金是一种高合金化的近β型两相钛合金，名义成分为Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe (wt. %)。该合金具有高强度、高韧性等特点，是现有钛合金中退火状态下强度最高的合金，并且具有极佳的淬透性，截面淬透厚度可达250mm。因而TC18钛合金特别适合制造飞机机身和起落架上的大型承力结构件。激光快速成形（LMD）技术是近净成形复杂零件的先进制造技术。激光束在计算机数控系统驱动下，根据金属零件CAD实体模型离散切片数据，逐层熔化沉积金属材料，直接制备成形出组织致密的近净成形零件。与传统的材料制备成形技术相比，激光快速成形技术可减少加工处理工序，有效缩短制造周期，且成本低，材料利用率高，因此适用于钛合金等难加工材料复杂零部件的成形。起落架等航空部件在服役过程中承受较大的应变，合金会产生应变控制的低周疲劳损伤。因此研究激光快速成形TC18钛合金的高应力低周疲劳行为具有一定的工程意义。本文采用激光快速成形技术制备TC18钛合金板材，对所得板材试样进行双重退火热处理。制备横向光滑棒状疲劳试样，进行室温轴向拉-压低周疲劳测试，应变比R = -1，名义总应变幅（Δεt / 2）在±0.005~±0.01范围内。研究激光快速成形TC18钛合金双重退火热处理后的显微组织以及疲劳性能，测得低周疲劳应变幅-寿命曲线；观察分析不同应变幅下的低周疲劳断口和断口亚表面，分析疲劳源区和疲劳裂纹扩展区的宏观以及微观形貌以及相应的机理，同时分析了显微组织对疲劳性能的影响。主要结论如下：（1）本文选取的双重退火热处理制度为860 ℃/2h, FC + 750 ℃/2h, AC + 580 ℃/4h, AC，激光快速成形TC18钛合金经过双重退火热处理后，显微组织由细小片层状初生α相和转变β基体组成，β基体中析出次生α相且尺寸非常细小。晶粒内初生α相片层细小，片层平均宽度0.5~1.75µm且具有较明显的相互垂直的两个生长方向。显微组织中晶界α相呈现不同形貌，部分晶界α相连续，另有一部分晶界α相呈现不连续形貌，有 的甚至完全溶解。（2）测得TC18钛合金室温低周疲劳应变-寿命曲线，并得出低周疲劳寿命预测公式为：Δεt /2= 0.0236× (2Nf) -0.1490 + 0.2174× (2Nf) -0.8562。（3）在不同总应变幅下，TC18钛合金所呈现的循环应力响应曲线具有不同的特征。当应变幅较小（Δεt /2 ﹤±0.8%）时，循环应力表现为初期强化，之后在相当一段周次内保持稳定；在高应变幅（Δεt / 2=±1.0%）时，循环初期应力幅急剧下降，整体表现为明显的循环软化行为；当应变幅为±0.8%时，试样初期表现为应力强化，一定周次后表现为循环软化。所有试样在合金最终失效前，循环响应应力呈现快速下降状态。（4）在低周疲劳断口可以观察到多个裂纹源，且主、次裂纹源区具有不同的断裂形貌。主裂纹源区较平坦光滑，而次裂纹源区呈现近似圆形的凹坑，颜色较暗。当次裂纹源区的应力集中程度足够低时，可以观察到疲劳裂纹形核和扩展的组织敏感性。次裂纹源区断面由α片层的解理平面和解理面间的β基体的撕裂形貌组成。疲劳裂纹多起源于试样内部的气孔处，因此可以通过优化激光快速成形工艺等方法来消除或减小气孔尺寸，最终提高材料的低周疲劳性能。（5）当裂纹沿晶界α相扩展时，连续晶界α导致平直的裂纹扩展路径，而不连续的晶界α相导致裂纹在晶界不连续处会轻微转向，导致裂纹扩展路径变得曲折，增加了裂纹扩展路径的长度，提高了裂纹切过晶界α的几率。因此，不连续晶界α相增加了裂纹扩展的阻力，降低了裂纹的扩展速率。因此通过改善激光快速成形钛合金板材的后续热处理制度，降低晶界α相的连续性，可以作为提高材料低周疲劳性能的一种方法。（6）采用第二种热处理制度（880 ℃/1h, FC + 750 ℃/2h, AC + 600 ℃/4h, AC）处理激光快速成形TC18钛合金，进行相同参数的室温低周疲劳试验，以观察不同显微组织的TC18钛合金对于低周疲劳性能的影响。观察试样显微组织由粗大的片层状初生α相和转变β基体组成，β基体上有次生α相析出。相比于经过第一种热处理的试样，经过第二种热处理的试样具有较高的塑性和低于前者的强度。在低应变幅下，经过第二种热处理的试样低周疲劳寿命很低，而在高应变幅下，其具有接近前者的疲劳寿命。