激光增材制造高强高韧TC11钛合金力学性能及航空主承力结构应用分析

张纪奎，孔祥艺，马少俊，刘栋，王新波，冯军，王华明,*

1. 北京航空航天大学 大型金属构件增材制造国家工程实验室，北京 100083 2. 北京航空航天大学 前沿科学技术创新研究院，北京 100083 3. 北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083 4. 中国航发北京航空材料研究院，北京 100095 5. 北京煜鼎增材制造研究院有限公司，北京 100096 6. 航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089

机体结构作为飞机的载体和平台，是保证飞行安全、实现飞机技术战术指标的基础。随着航空装备不断向高安全、长寿命和轻量化方向发展，对其框、梁、壁板等关键主承力结构提出了大型化、整体化、复杂化等迫切要求。钛合金具有比强度高、耐高温、抗疲劳等优异性能，大型整体复杂钛合金主承力构件用量的高低是衡量航空装备技术先进性的重要指标之一[1]。采用增材制造技术成形大型整体复杂钛合金构件具有数字化、精确化、设计-材料-制造一体化、短周期、快速迭代等明显的技术和经济优势[2]。扩大增材制造钛合金主承力构件的应用范围已成为航空装备减轻结构质量、提升性能指标的重要手段[3]。

航空主承力结构的轻量化和高安全特性要求机体材料具有优异的综合力学性能。结构选材时除强调静强度和疲劳性能指标外，对于损伤容限特性更为关注[4]。受制于金属材料强度和韧性的固有矛盾，高强度钛合金普遍断裂韧性较差，疲劳裂纹扩展速率较高[5]。为满足航空关键承力构件损伤容限要求，国内外主要通过合金成分控制、热机械加工和热处理等多方面措施改善钛合金的损伤容限性能[6]，其本质是通过降低材料的静强度提高韧性。最具代表性的是目前国内外飞机大型主承力结构广泛采用的Ti6Al4V-ELI(中国称TC4-DT)损伤容限型钛合金，虽然获得了优异的断裂韧性和疲劳裂纹扩展速率，但其静强度较高强度TC4下降了15%以上[4-5]，从而导致结构质量增加，影响承载能力。随着航空主承力结构损伤容限理念的发展和轻量化要求的提高，航空装备对高强、高韧钛合金需求日益迫切。结构材料要同时满足高强度和高韧性的综合力学性能要求，这些性能又对材料组织结构协调提出了更高的要求[6-7]。

激光增材制造制备大型整体结构除具备数字化、短周期和低成本等技术优势外，更重要的是其制备过程中独特的“微小熔池”冶金条件及“超高温度梯度、极快冷却速度”非平衡快速凝固条件能够获得成分均匀、组织细小的高性能快速凝固组织，为解决困扰高强度钛合金的强韧性匹配问题提供了新的机会[8]。国内外大量研究者对增材制造钛合金工艺参数、显微组织和力学性能开展了大量研究工作[9-12]。北京航空航天大学研究发现，激光增材制造(α+β)双相钛合金典型沉积态组织由贯穿多个熔覆层呈外延生长的粗大β柱状晶和晶内超细片层的α+β网篮组织构成[13]，进一步通过激光增材制造专用的热处理工艺获得了由“根须状”初生α相和细片层状β转变组织组成的特种双态显微组织新形态[14-19]，该组织具有极高的“α/β比界面积”。具备该组织形态的双相钛合金表现出优异的强韧性匹配和综合力学性能。在此基础上，研究团队激光增材制造的TC4、TC11、TA15等钛合金大型整体关键主承力构件在中国先进战斗机、大型运输机、大型运载火箭、卫星、导弹等重大装备领域获得工程应用，使中国成为目前世界上唯一掌握钛合金大型整体关键主承力构件激光增材制造技术并成功实现装机工程应用的国家。

本文基于大型金属构件增材制造国家工程实验室激光增材制造钛合金航空结构应用数据积累，对目前工程应用广泛的激光增材制造TC11(Laser Additive Manufactured TC11，LAM-TC11)钛合金综合力学性能进行测试与评价，特别是对支撑航空主承力结构应用的力学性能分散性、强韧性匹配、疲劳和损伤容限特性等关键问题开展对比分析；针对LAM-TC11钛合金高强、高韧、低疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率等特征，分析其在航空主承力结构的应用优势，以期为激光增材制造钛合金在航空主承力结构中的大范围应用提供技术支撑。

1 试验材料及方法

面向飞机主承力结构应用开展LAM-TC11钛合金静力、疲劳和损伤容限综合力学性能测试与分析，试验矩阵如表1所示。需要特别说明的是，所有试验件均取自某飞机装机结构件，其测试结果被用以表征激光增材制造钛合金结构件的力学性能及其稳定性。试验材料由大型金属构件增材制造国家工程实验室激光熔化沉积(Laser melting deposition)工艺制备，增材制造工艺参数为激光功率4～6 kW、扫描速率18～20 mm/s、光斑直径6 mm，送粉速率800～1 000 g/h，搭接率50%。沉积完成后进行1 000 ℃/2 h/空冷+530 ℃/4 h去应力退火[18-19]，以调控合金显微组织、消除残余应力。试样取样方向如图1所示，L和T分别为沉积增高方向和激光扫描方向。

表1 LAM-TC11钛合金力学性能试验矩阵

图1 LAM-TC11钛合金取样方向Fig.1 Sample directions of LAM-TC11 titanium alloy

2 试验结果与分析

2.1 显微组织

由于增材制造特有的逐层熔化、层层叠加制造方式，移动熔池超高温度梯度作用下快速凝固及其对已沉积层的循环多次快速加热/冷却热影响直接决定了激光增材制造钛合金晶粒形貌和显微组织与传统锻件明显不同[2]。图2为LAM-TC11钛合金L和T方向的典型显微组织。由图2 可见，L和T两个方向组织形貌、片层厚度和相含量没有明显差别，均为由包括“根须状”初生α相(厚度为1～2 μm，长度可至几十微米)和层片状β转变超细网篮组织(α片层厚度为几十纳米)组成的“特种双态组织”。这种组织形貌与锻件高强度钛合金具有的等轴组织和高损伤容限钛合金具有的网篮组织明显不同。

图2 LAM-TC11钛合金特种双态显微组织Fig.2 Special bimodal microstructures of LAM-TC11 titanium alloy

2.2 静强度和断裂韧性

LAM-TC11钛合金静强度和断裂韧性测试结果如表2、表3和图3所示，表中C代表盘模锻件的周向。由表2和表3可知：

1) LAM-TC11钛合金极限强度与锻件相当，横向稍高于锻件，纵向稍低于锻件；变异系数与锻件相当，均处于较低水平；LAM-TC11钛合金屈服强度稍低于锻件，纵、横向分别较锻件低7.9%和2.8%；变异系数显著小于锻件，如表2和图3所示。

表2 LAM-TC11钛合金与TC11锻件静强度对比Table 2 Static strength comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

表3 LAM-TC11钛合金平面应变断裂韧性与TC11锻件对比Table 3 Plain strain fracture toughness comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

图3 LAM-TC11钛合金和TC11锻件静强度和断裂韧性对比Fig.3 Comparison of static strength and fracture toughness of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

静强度和断裂韧性测试结果表明，通过控制凝固晶粒形态和热处理显微组织形成的“特种双态组织”LAM-TC11钛合金呈现高强、高韧和低屈强比(σ0.2/σb≈0.86)特征。激光增材制造快速凝固形成的超细网篮组织使其塑性变形过程中具有较强的加工硬化能力[18]，具备了高强度特征；而“根须状”初生α相和层片状β转变组织则提供了较高的裂纹扩展阻力，有利于断裂韧性的提高和疲劳裂纹扩展特性改善[19]。

2.3 疲劳特性

LAM-TC11钛合金应力比R=0.06，应力集中系数Kt=1,3的疲劳性能测试结果及其与锻件对比如图4所示，图中N为循环次数，σmax为交变载荷中最大应力。由图4可见：

1) 光滑试样(Kt=1)LAM-TC11钛合金L和T两个方向疲劳性能基本一致，T向的疲劳极限稍低于L向。除与锻件类似的表面疲劳源外，LAM-TC11钛合金疲劳起源的另一原因是内部微气孔缺陷(如图5(a)所示，通常为几十微米；当疲劳断口上没有明显气孔缺陷时，疲劳裂纹则起源于α相集束(如图5(b)所示)或平面，这与文献[25-26] 断口照片中观察到的现象一致。在没有内部缺陷的情况下，由于材料显微组织的微观非均质性，各组成相在疲劳载荷下变形协调所致的局部位错累积及塑性变形是疲劳起源的主要原因[26]。此外，LAM-TC11钛合金所有试样未见未熔合和内部裂纹缺陷。

图4 LAM-TC11钛合金和TC11锻件疲劳S-N曲线Fig.4 Fatigue S-N curves of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11

图5 LAM-TC11钛合金光滑试样疲劳裂纹起源位置Fig.5 Fatigue crack initial sites of LAM-TC11 titanium alloy smooth samples

2) 光滑试样(Kt=1)LAM-TC11钛合金疲劳极限稍低于锻件；主要原因是LAM-TC11钛合金极限强度稍低于TC11锻件，静强度较高的材料往往具有较好的光滑疲劳性能[4]。

3) 缺口试样(Kt=3)LAM-TC11钛合金疲劳极限L向稍高于T向，两者均显著高于TC11锻件；这是由于随LAM-TC11钛合金屈服强度降低，材料屈强比(σ0.2/σb)降低，缺口区域材料形变强化和循环硬化能力增强，有效降低了疲劳缺口敏感性[4,27]。

2.4 疲劳裂纹扩展

LAM-TC11钛合金疲劳裂纹扩展速率及其与机体主承力结构广泛应用的锻造损伤容限型钛合金TC4-DT对比如图6所示，图中Δ强度因子变程，可见：

1) LAM-TC11钛合金L-T和T-L两个方向疲劳裂纹扩展速率基本相同，没有明显的各向异性，均表现出较好的抵抗疲劳裂纹扩展特性。

2) 在工程可检(da/dN=10-3～10-5mm/周，其中a为裂纹长度)的长裂纹扩展阶段(Paris区)，LAM-TC11钛合金与迄今世界上损伤容限性能最好的TC4-DT钛合金扩展速率基本相同。此阶段对应工程可检裂纹的扩展速率，是结构损伤容限设计主要关注的裂纹扩展阶段。

3) 在靠近门槛值(da/dN=10-6～10-7mm/周)的低裂纹扩展速率阶段，LAM-TC11钛合金裂纹扩展速率略高于TC4-DT。

图6 LAM-TC11钛合金和锻件TC4-DT 疲劳裂纹扩展速率对比Fig.6 Fatigue crack growth rate comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC4-DT

3 航空主承力结构应用分析

航空主承力结构要满足静强度、疲劳安全寿命和损伤容限等结构完整性要求，稳定、优异的综合力学性能是增材制造钛合金应用于航空主承力结构的基础。从力学性能稳定性、强韧性匹配、疲劳缺口敏感性等方面分析LAM-TC11钛合金力学特性对航空结构安全性的影响，并重点与机体结构广泛应用的TC4-DT钛合金锻件进行综合力学性能对比，分析LAM-TC11钛合金应用于航空主承力结构的优势。

3.1 工艺稳定性

材料性能稳定可控是增材制造钛合金应用于机体主承力结构的前提。变异系数是材料性能标准差和均值的比值，是反映材料性能分散性和工艺稳定性最直观的指标。

表2给出了LAM-TC11钛合金与TC11锻件静强度变异系数的对比。需要特别指出的是，表2统计结果是基于工程应用的飞机装机结构件获得的，代表了增材制造结构材料静强度的分散性。由表2可见，LAM-TC11钛合金与TC11锻件静强度变异系数基本相当，甚至LAM-TC11钛合金屈服强度的变异系数比TC11锻件低。此外，LAM-TC11钛合金与文献[28]的TC4-DT钛合金静强度的变异系数也基本相当。对比结果表明LAM-TC11钛合金的分散性与TC11锻件和TC4-DT钛合金处于同一水平，增材制造工艺和力学性能批次稳定，满足航空主承力构件对材料分散性的要求。

3.2 强韧性匹配

为避免含裂纹结构发生危险的脆性断裂，航空主承力结构要求材料具有优异的强度和韧性匹配。如机体主承力结构常用的选材判据之一为[4]

(1)

表4为LAM-TC11、TC11锻件、TC4-DT和TC4钛合金强度和韧性的对比。可见，LAM-TC11、TC11锻件、TC4和TC4-DT钛合金均满足式(1)规定的主承力结构选材判据要求。从强韧性匹配角度出发，LAM-TC11钛合金同时具备TC11锻件的高强和TC4-DT的高韧特征，其在航空主承力结构应用具有以下优势：

2) 与目前用量最广的损伤容限型钛合金TC4-DT相比，LAM-TC11钛合金在断裂韧性相当的情况下许用应力提高约23%(由572 MPa提高至704 MPa)，结构具有进一步减重的潜力。

表4 LAM-TC11、TC11锻件、TC4-DT和TC4钛合金强度和断裂韧性对比

3.3 安全厚度范围

大型飞机框、梁类主承力构件通常厚度较大，为避免不可检的内部裂纹在穿透厚度之前发生危险的脆性断裂，美国诺斯罗普·格鲁曼[29]和通用动力[30]等公司综合考虑断裂韧性和屈服强度，针对不同厚度结构对材料性能提出要求：

(2)

式中：t为结构的厚度；(KIC/σ0.2)2为裂纹长度参数，决定临界裂纹长度。满足式(2)要求时，构件厚度方向裂纹扩展处于平面应力状态，从而保证构件具有较高的抵抗裂纹失稳扩展的能力。式(2) 的判据确保裂纹穿透厚度之前结构首先发生屈服而不是危险的脆性断裂。根据式(2)可知，(KIC/σ0.2)2较低的材料只能用于厚度较小的结构，大厚度结构则要求材料具有优异的断裂韧性。

表4给出了由式(2)确定的LAM-TC11、TC11锻件、TC4-DT和TC4钛合金的可用厚度范围。可见，虽然TC11锻件和TC4满足式(1)主承力结构选材要求，但由于屈服强度较高而断裂韧性较低，仅能用于厚度较小的结构或只承受压应力的部位。LAM-TC11钛合金具有优异的断裂韧性，同时通过热处理调控降低了屈服强度，(KIC/σ0.2)2较TC11锻件显著提高，与TC4-DT相当；这表明LAM-TC11钛合金可用厚度范围与损伤容限型钛合金TC4-DT相当，可用于厚度较大的大型主承力结构中。

3.4 疲劳缺口敏感性

由于结构形状、尺寸和厚度变化，大型整体复杂主承力结构不可避免地存在应力集中。应力集中是导致构件疲劳失效的主要原因之一。疲劳缺口敏感性表征材料疲劳性能对应力集中的敏感程度。对于高强度金属材料，疲劳缺口敏感性通常随极限强度的提高而增强，即材料的静强度越高，其缺口疲劳寿命越低。因此，降低高强度材料的缺口敏感性对于结构安全至关重要。

实际结构一般达不到光滑试样粗糙度Ra=0.4的表面质量要求。工程上，飞机结构的表面粗糙度一般控制在Ra=1.6～3.2，其应力集中系数为1.4～1.8[31]；如果考虑结构尺寸或形状变化引起的应力集中效应，其应力集中系数更高。因此，以Kt=2的缺口试样疲劳性能衡量钛合金实际结构疲劳特性比较有代表性。图7为Kt=2、R= 0.06时激光增材制造和TC11锻件疲劳S-N曲线的对比。可见，Kt=2时LAM-TC11钛合金疲劳性能优于锻件，表明LAM-TC11钛合金在考虑结构表面加工质量下的疲劳性能稍优于锻件，满足主承力结构要求。

图7 Kt=2时LAM-TC11与TC11锻件的疲劳性能Fig.7 Fatigue properties of LAM-TC11 and forged TC11 with Kt=2

为定量比较不同应力集中系数下LAM-TC11钛合金疲劳性能，表5给出了应力比R=0.06、Kt=1,2,3时N=107周寿命对应的条件疲劳极限σD。可见，尽管LAM-TC11钛合金在Kt=1时疲劳极限稍低于TC11锻件(低3.6%)，但Kt= 2,3时LAM-TC11钛合金疲劳极限较锻件分别高3.8%和21.6%，这表明LAM-TC11钛合金具有良好的疲劳缺口敏感性，对于广泛存在结构刚度变化和连接孔的大型主承力结构的疲劳安全具有重要意义。

表5 N为107周时不同应力集中系数下LAM-TC11钛合金和TC11锻件的疲劳极限

3.5 LAM-TC11和TC4-DT钛合金力学性能对比

2.4节和3.2节分别对比了LAM-TC11和TC4-DT钛合金静强度和损伤容限特性，3.5节将对两者高周疲劳特性进行对比。

表6给出了应力比为0.06、应力集中系数Kt分别为1和3时给定寿命下两种材料对应的疲劳强度。可见，LAM-TC11钛合金给定寿命区间内疲劳性能优于TC4-DT钛合金锻件，且在高应力水平下优势更为明显。

综合2.4节和3.2节静强度和损伤容限特性对比结果可知，LAM-TC11钛合金与目前主承力结构中广泛应用的TC4-DT损伤容限特性相当，许用应力提高23%，疲劳特性也优于TC4-DT。因此LAM-TC11钛合金力学性能满足航空主承力综合性能要求，相比TC4-DT钛合金具有进一步减重优势。

4 结 论

基于航空主承力结构选材要求，对LAM-TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限综合力学性能进行了测试和对比分析，得到以下结论：

1) LAM-TC11钛合金综合力学性能呈现高强高韧、疲劳缺口敏感性低、疲劳裂纹扩展速率低、数据分散性小等特点，满足航空主承力结构选材性能要求。

2) LAM-TC11钛合金具有优异的强韧性匹配，与目前主承力结构采用的TC4-DT钛合金相比，损伤容限性能相当，疲劳性能有所改善，许用应力提高23%，结构具有进一步减重优势。

3) 对于大型整体主承力结构，LAM-TC11高强高韧钛合金安全厚度范围与TC4-DT相当，可避免大厚度构件发生脆性断裂；同时其低疲劳缺口敏感性和优异的抗裂纹扩展特性对大型整体主承力结构服役安全具有重要意义。