钛合金拥有比强度高、耐蚀性好及高温机能优异等特点，是现代航空造作业中沉要的结构资料之一[1]。现代飞机中钛合金的用量越来越大，据报路，美国第三代战斗机F-14和F-15钛合金用量别离为24%和27%，而第四代战斗机F-22钛合金用量高达41%[2]。近年来，航空产业的不休发展对高强度、高断裂韧性的新型结构钛合金的需要越来越火急，因而钻研拥有自主知识产权、可能代替超高强度钢并用于航空大型结构件的新型高强高韧钛合金得到了宽泛关注[3]。目前，国内表成熟的高强钛合金重要蕴含Ti-1023、BT22、TC18、TC21等，但是这些钛合金抗拉强度都在1100 MPa级别[4-6]。TB15(Ti-6554)钛合金是一种新型β型高强高韧钛合金，其强韧性的匹配优于Ti-1023 及TB22合金[7]。现阶段对该合金的钻研重要集中在固溶实时效温度和功夫对其力学机能和组织的影响[8-10]，而固溶冷却前提对钛合金的组织与力学机能也存在较大影响[11-12]，因而有必要进一步发展有关钻研。本文钻研了固溶后选取空冷、真空气冷(回充0.1 MPa氩气和回充0.2 MPa氩气)的冷却方式对TB15钛合金力学机能、断口描摹和显微组织的影响，为实现TB15钛合金航空结构件的成形成性一体化提供肯定的经验和借鉴。

1、试验资料和步骤

试验资料为TB15钛合金锻件，由某公司真空自耗电弧炉3次熔炼而成，化学成分(质量分数，%)为3.7Al、5.1V、6.0Cr、5.4Mo、0.21Fe、0.08C、0.012N、0.003H，余量Ti。TB15钛合金的β转变温度为810 ℃，别离选取RX-140-12箱式电炉和TPVHF-SE90/140真空气淬炉对TB15钛合金锻件进行固溶，而后选取RJ2-50-7井式回火炉进行时效，具体工艺如表1所示。

表1 TB15钛合金的固溶时效工艺参数

试样经分歧固溶时效处置后，选取线切割的方式，加工出直径φ5 mm、标距25 mm的L向尺度拉伸试样和60 mm×62.5 mm×25 mm的TL尺度紧凑拉伸断裂韧性试样，选取AG 2501CNE试验机进行室温拉伸测试，选取MTS-SANS CMT500试验机进行断裂韧性测试，为了保障试验数据的正确性，每种工艺各取3个试样进行拉伸和断裂韧性测试。选取CamScan3400扫描电镜观察合金的显微组织，选取Hitachi S4300扫描电镜观察并分析断口微观描摹。

2、试验了局与分析

2.1 力学机能

分歧固溶冷却方式下TB15钛合金的力学机能如表2所示。与空冷(SY-1)相比，回充0.1 MPa氩气真空气冷(SY-2)后的抗拉强度和屈服强度显著降低，其中抗拉强度从1451 MPa降低至1391 MPa，降低约4.1%，然而伸长率和断面收缩率有较大幅度提高，其中伸长率从3.6%提升至7.0%，提高了94.4%，断裂韧杜咨71.0 MPa·m1/2变为70.3 MPa·m1/2，变动幅度不大；回充0.2 MPa氩气真空气冷(SY-3)后的抗拉强度和屈服强度较空冷时都有所提高，抗拉强度提高约9.6%，伸长率由3.6%提高为4.2%，断面收缩率由9.8%降为8.4%，断裂韧杜咨71.0 MPa·m1/2减幼为67.4 MPa·m1/2；随着真空气冷时回充的氩气从0.1 MPa提高至0.2 MPa 时，抗拉强度和屈服强度急剧提高，其中抗拉强度提高约14.3%；同时伸长率和收缩率急剧降低，其中伸长率降低达40%。综上所述，3种固溶冷却方式下，TB15钛合金整体的塑性都偏低，其当选取回充0.1 MPa氩气真空气冷的综合力学机能最好，抗拉强度为1391 MPa，伸长率为7.0%，断面收缩率为13.6%，断裂韧度为70.3 MPa·m1/2。

2.2 断口描摹

分歧固溶冷却方式下TB15钛合金拉伸试样断口描摹如图1所示
Ｄ芄豢闯，3种冷却方式下合金的拉伸断口均出现典型的河道花腔和解理台阶，韧窝藐幼且浅。凭据表2可知，3种固溶冷却方式下合金的断面收缩率仅为10%左右，可判断该钛合金断口为典型脆性断裂描摹。

图1 分歧固溶冷却方式下TB15钛合金的拉伸断口描摹Fig.1 Tensile fracture morphologies of the TB15 titanium alloy under different cooling methods of solution treatment(a,d) SY-1; (b,e) SY-2; (c,f) SY-3

表2 分歧固溶冷却方式下TB15钛合金的力学机能

分歧固溶冷却方式下TB15钛合金断裂韧性试样的断口描摹如图2所示
Ｄ芄豢闯，3种冷却方式下合金的断口均较为粗糙，且裂纹扩大均较为崎岖。TB15钛合金经β相区固溶+时效后，合金断口呈解理特点，α相和β相界面上产生大量显微孔洞，为裂纹产生偏折的重要地位。选取空冷(SY-1)时，合金的宏观断口表表有显微孔洞和较深的二次裂纹，而选取真空气冷(SY-2和SY-3)时，合金宏观断口表表的显微孔洞越发显著。这是由于真空气冷会加快孔洞和二次裂纹的扩大，使裂纹扩大时蹊径偏折，所耗散的能量更多。

图2 分歧固溶冷却方式下TB15钛合金断裂韧性试样的断口描摹Fig.2 Fracture morphologies of fracture toughness specimens of the TB15 titanium alloy under different cooling methods of solution treatment(a,d) SY-1; (b,e) SY-2; (c,f) SY-3

2.3 显微组织

TB15钛合金经分歧固溶冷却方式后的显微组织如图3所示
Ｄ芄豢闯，TB15钛合金在β相区固溶并以分歧方式冷却后，等轴β组织转变为片层α和β转变组织，原始β晶界清澈可见，初生α相呈随机散布状态，次生α相在晶界处彼此间相互平行地析出，并不休向晶粒内部延长，其描摹重要以长片层状为主。选取空冷时，片层α相纵横交错，选取0.1 MPa氩气真空气冷时，片层α相数量增多，同时片层厚度略有增长，片层间距有所增大，而选取0.2 MPa氩气真空气冷时，片层α相数量显著增多，片层间距减幼。通常来说，钛合金中α相数量越多或α相片层间距越大，其抗拉强度越低，这也很好地诠氏缢TB15钛合金选取0.1 MPa真空气冷时的抗拉强度最幼，选取0.2 MPa真空气冷时的强度最大的原因。

图3 分歧固溶冷却方式下TB15钛合金的显微组织Fig.3 Microstructure of the TB15 titanium alloy under different cooling methods of solution treatment(a) SY-1; (b) SY-2; (c) SY-3

3、结论

1) TB15合金固溶时效后的强度和塑性受固溶冷却方式的影响较大，对断裂韧性的影响较幼。选取固溶后回充0.1 MPa氩气真空气冷时合金的综合力学机能最好，抗拉强度为1391 MPa，伸长率为7.0%，断面收缩率为13.6%，断裂韧度为70.3 MPa·m1/2。

2) 选取空冷时，TB15钛合金的宏观断口表表有显微孔洞和较深的二次裂纹，而选取真空气冷时，合金宏观断口表表的显微孔洞越发显著。

3) 分歧固溶冷却方式下，TB15钛合金固溶时效后的次生α相数量、厚度及片层间有所分歧。与空冷相比，回充0.1 MPa氩气真空气冷的片层状次生α相数量增多，厚度略有增长，片层间距有所增大。