鈦及鈦合金具有比強度高、抗腐蝕性好、耐高溫等一系列優(yōu)點，在現(xiàn)代飛機、發(fā)動機和機載設備上的應用越來越多，其用量百分比已經(jīng)成為衡量飛機先進性的一個重要標志。美國第四代戰(zhàn)斗機F22A的用鈦量已占到飛機結構質量的38.8％，其中有一部分Ti-6Al-4V作為緊固件應用。因為鈦與碳纖維復合材料的電極電位相近，鈦合金又成為復合材料惟一的連接材料。因此，隨著先進軍民用飛機鈦合金和復合材料用量的不斷增加，對鈦合金緊固件的需求日益加大。

文獻[1，2]報道，在同樣的強度指標下，鈦緊固件比鋼的質量要輕70％，而且，鈦合金的疲勞強度和對應力集中的敏感性優(yōu)于類似用途的鋼，以及在各種氣候條件下高的抗腐蝕穩(wěn)定性，因此鈦緊固件的應用對于航空裝備是非常重要的。在美國軍民用飛機上，鈦合金緊固件已基本取代了合金鋼緊固件。國外鈦合金緊固件的應用已經(jīng)非常普遍，各種新型緊固件不斷出現(xiàn)。大型民用飛機單機鈦合金緊固件的用量達到數(shù)十萬件。例如一架圖-204飛機上采用940kg的BT16鈦合金緊固件，減輕質量達688kg[1]。本國某先進軍用飛機單機采用的鈦合金緊固件達6萬余件。由于鈦合金緊固件（鈦標準件）技術含量高、工藝復雜，因此主要集中在幾家專業(yè)化廠按專利技術生產(chǎn)。

鈦合金緊固件主要采用三類材料：第一類是低Mo當量的α-β型兩相合金，如Ti-6A1-4V；第二類是亞穩(wěn)定β合金，有美國的β_Ⅲ，Ti-44.5Nb，Ti-15-3以及本國的TB2，TB3和TB8；第三類是亞臨界成分的α-β型兩相合金，如俄羅斯的BT16。本工作從設計選材的角度對這三類合金的不同特點，以及優(yōu)越性和不足進行了分析對比。

1、緊固件材料應用概況

Ti-6Al-4V是一種中等強度的α-β型兩相鈦合金，具有優(yōu)異的綜合性能，半成品規(guī)格齊全，有棒材、鍛件、厚板、薄板、型材和絲材(牽5mm絲材顯微組織見圖1)等。該合金長時間工作溫度可達400℃，在航空和航天工業(yè)中獲得了最廣泛的應用，是美國和西歐各國在航空和航天部門應用的主要緊固件材料。美國于1955年就使用了一百萬個Ti-6Al-4V鈦合金螺栓， 1958年則達到兩千萬個[1]。本國某些型號飛機上也使用該合金制造的緊固件。

俄羅斯鈦合金緊固件主要采用BT16鈦合金。BT16合金屬于Ti-Al-Mo-V系α-β型高強鈦合金，主要半成品是熱軋棒材和冷鐓用磨光棒、絲材(φ5mm絲材顯微組織見圖2)，主要用于制造緊固件，如螺栓、螺釘、螺母和鉚釘?shù)龋罡吖ぷ鳒囟?50℃。該合金在固溶時效狀態(tài)下的強度比Ti-6Al-4V合金稍低，主要優(yōu)點是在退火狀態(tài)下可以冷鐓成形(自鎖螺母冷鐓流線見圖3)，因而明顯提高了生產(chǎn)效率。以冷變形方式制造的緊固件在俄羅斯的機械制造業(yè)得到廣泛應用，也是俄羅斯航空和航天部門應用的主要標準件材料，在本國的某些型號飛機上也得到應用。該合金有兩種使用狀態(tài)：冷變形強化不進行熱處理和熱鐓成形加固溶時效處理。

β_Ⅲ合金于1969年作為緊固件材料列入AMS4977規(guī)范，在飛機上有一些應用，但在1987年AMS4977B中即宣布：宇航材料部門建議β_Ⅲ合金不再作為標準件材料用于未來新的設計。據(jù)最近資料報道，該合金已停止生產(chǎn)。Ti-44.5Nb作為鉚釘專用材料于1974年列入AMS4982規(guī)范，2002年修訂為AMS4982C，至今仍然使用。但只是在Ti-6Al-4V鉚釘?shù)念^部焊上一小段，使之進行冷鉚。Ti-15-3(TB5)最早是作為薄板于1984年列入AMS4914規(guī)范。TB5和TB8在本國分別作為阻力傘梁和導風罩(高溫使用)的配套鉚釘和螺釘用于某型號飛機。TB2和TB3是本國自行研制的β合金，TB2早期用于板材零件，后在某些型號上作為鉚釘應用。TB3開始即作為螺栓研制的材料，也已在某些型號上應用。

2、緊固件材料特性

表1—3分別列出了鈦合金緊固件材料的特性及緊固件性能。

表1—3的數(shù)據(jù)可以歸納為以下三類進行分析比較。

2.1 Ti-6Al-4V合金

低Mo當量曠8型兩相合金Ti-6Al-4V，在三類合金中β穩(wěn)定系數(shù)最低(只有0.27)，而鋁當量則最高(達到6)。所以在退火狀態(tài)的β相含量只有7％(體積分數(shù))。它的優(yōu)點是密度最低，強度和疲勞性能最好，成分最簡單，半成品成本最低。但由于室溫塑性沒有達到足夠高，所以加工緊固件時需要采用感應加熱進行熱鐓成形，以及真空固溶處理加時效處理，加工成本較高。

2.2 亞穩(wěn)定β合金

第二類為β合金(如TB2，TB3，TB5，TB8等)，與α-β型合金完全不同，β穩(wěn)定系數(shù)很高，在1.15～1.97范圍內，而鋁當量則降低到3左右。所以在固溶處理時可以獲得單一β相，從而能在室溫下冷鐓成形螺栓和鉚釘，加工成本低。缺點是密度高，強度雖與Ti-6A1-4V相當，但疲勞性能不如Ti-6Al-4V，而且成分復雜，半成品成本高。由于同樣需要進行真空時效處 理，所以成品緊固件的成本仍要高于Ti-6Al-4V，而使用溫度也比Ti-6A1-4V低。

2.3 BT16合金

BT16合金成分設計獨特。該合金鋁當量與第二類β合金一樣(達到3)。相對于第一類的Ti-6Al-4V合金，Al的固溶強化減弱。但由于BT16合金較高的Mo當量彌補了Al含量的不足，使得該合金在退火狀態(tài)下具有高塑性，同時保持了較高的強度(σ_b>815MPa)。

BT16合金β穩(wěn)定系數(shù)為0.83，介于上述兩類之間，接近臨界成分(β穩(wěn)定系數(shù)為1)。在β穩(wěn)定元素和Ti組成的二元合金中，隨著B穩(wěn)定元素含量的增加，晶粒尺寸逐漸減小，在臨界濃度附近，α相和β相數(shù)量相等，晶粒尺寸達到最小。β穩(wěn)定元素進一步增加時，晶粒尺寸增加，如圖4所示[3]。較小的β晶粒和在退火狀態(tài)下高達25％(體積分數(shù))的β相含量決定了BT16合金具有優(yōu)異的室溫工藝塑性。所以BT16合金具備了室溫條件下完成緊固件頭部的快速鐓粗的條件——即冷鐓。

退火狀態(tài)BT16鈦合金的力學性能與通過減徑方式冷變形程度的關系如圖5所示[2]。研究發(fā)現(xiàn)，當變形量超過約20％時，隨變形量的增加強化效果基本不變。B．A．BO．IIOJI,HH等H]系統(tǒng)地分析了預變形對不同類型合金拉伸性能的影響，研究表明，在主要由α相組成的合金(BT1—0)或主要由β相組成的合金(BT15)中，冷變形強化效果明顯優(yōu)于BT16合金。B．A． BO．JIOXHH等H[4]認為這種現(xiàn)象的出現(xiàn)是因為BT16合金在冷變形作用下發(fā)生α<-->β的轉變，并隨之形成亞穩(wěn)定的α"相，而在主要由α相或由β相組成的合金中，冷變形過程中不發(fā)生這樣的相轉變，伴隨著相變的進行，出現(xiàn)的位錯湮滅導致了BT16鈦合金變形強化程度的降低。這對于用冷鐓制造緊固件非常重要，緊固件頭部冷鐓變形量為75％～80％，桿部縮頸變形量為15％～20％，因此，用退火狀態(tài)BT16合金能夠保證冷鐓緊固件的組織性能均勻性。

由于BT16合金的這些特點，俄羅斯選用它解決了緊固件制造過程中(特別是冷鐓時)高的工藝性和高的強度特性同時并存的要求。BT16合金和β合金一樣，在室溫下冷鐓螺栓、鉚釘和自鎖螺母，桿部還能進行冷變形縮頸和滾牙，全部加工過程都在室溫下進行。文獻[2]報道，這樣制造冷變形強化緊固件的工作量和成本大致是第一類Ti-6Al-4V緊固件的二分之一到三 分之一，強度和疲勞性能與固溶時效加工的一樣。強度和疲勞性能水平比Ti-6Al-4V，TB3要低一些。冷變形強化緊固件的使用溫度規(guī)定為160℃以下無限期使用。這個溫度范圍可以覆蓋飛機的大部分部位。BT16合金的密度比Ti-6Al-4V要略高一些，但顯著低于β合金。

綜上所述，第一類Ti-6Al-4V和第三類BT16合金各有優(yōu)勢，設計人員可以根據(jù)要求進行選用。第二類β合金制造螺栓已無優(yōu)勢可言，建議不再推薦其制造螺栓用于未來新的設計，但在熱油腐蝕等特殊使用條件下可采用TB8合金，而且β合金可根據(jù)設計要求用于制造鉚釘。

3、結論

(1)采用BT16鈦合金制造冷變形強化緊固件的工作量和成本最低，該合金緊固件可在160℃以下無限期使用。如采用固溶時效狀態(tài)的BT16鈦合金緊固件，長期工作溫度可達350℃。

(2)采用熱鐓和真空固溶時效處理制造的Ti-6Al-4V緊固件的密度最低，強度和疲勞性能最好，可在400℃以下長期使用。

(3)采用G合金制造的螺栓綜合水平要比BT16和Ti-6Al-4V緊固件低，但可用其冷鐓鉚釘并在需要的場合使用。

本文選自網(wǎng)絡，如發(fā)現(xiàn)本站有涉嫌抄襲侵權/違法違規(guī)的內容， 請致電中揚金屬，一經(jīng)查實，本站將立刻刪除。

相關鏈接