1、經(jīng)過幾十年的研究與開發(fā)，T1-6Al-4V（TC4）鈦合金已是目前世界各國航空工業(yè)中使用最廣泛的一種鈦合金，但隨著航空運輸業(yè)的不斷發(fā)展，特別是新型民用渦扇支線飛機的出現(xiàn)，使我國TC4鈦合金面臨冶金技術(shù)相對落后，性能數(shù)據(jù)特別是疲勞性能數(shù)據(jù)不全的問題。因此有必要對TC4鈦合金進行再深入的研究，以滿足渦扇支線飛機選材和民用飛機適航審查的要求。 本文采用室溫拉伸、室溫壓縮、疲勞裂紋擴展以及晶間腐蝕等試驗和金相組織觀察、斷口掃描等分析方法

2、，在對HZTC4鈦合金常規(guī)力學性能和金相組織研究的基礎(chǔ)上，主要對其細節(jié)疲勞強度截止值DFRcutoff、疲勞裂紋擴展速率da/dN等性能進行了分析和研究，研究結(jié)果如下： HZTC4鈦合金金相組織是由α、β層片以及晶界α相組成的粗大片狀組織，組織比較致密，但晶粒十分粗大，晶粒度等級高達-1級。 HZTC4鈦合金的拉伸和壓縮試驗結(jié)果顯示：其拉伸力學性能指標雖符合我國國家軍用標準《鈦及鈦合金熔模精密鑄件規(guī)范（GJB2896

3、-1997）》的要求，但其力學性能值分散度較大。而與拉伸試驗結(jié)果相比，HZTC4鈦合金壓縮力學性能指標的分散度要小得多，相對誤差最大僅為4．1%。 通過對HZTC4鈦合金拉伸和壓縮試樣斷口的掃描電鏡觀察，發(fā)現(xiàn)其拉伸試樣的宏觀斷口沒有明顯的塑性變形，屬于準解理斷裂。裂紋起源于板形試樣的心部；放射區(qū)以準解理斷裂為主，在最后瞬斷區(qū)可見少量的二次裂紋和較淺的韌窩。而HZTC4鈦合金的壓縮宏觀斷口有明顯的撕裂痕跡，斷面傾斜成45°角，具有

4、切斷的特征。而其微觀斷口形貌呈現(xiàn)準解理斷裂的特征，放射區(qū)以解理臺階以及河流花樣為主，同時還可以看到大二次裂紋，最后瞬斷區(qū)可見較淺的剪切韌窩。 介紹了DFR法的相關(guān)概念及理論依據(jù)、試驗數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)疲勞可靠性壽命處理方法，并采用雙點法和單點法測定了HZTC4鈦合金的細節(jié)疲勞額定強度截止值DFRcutoff，試驗結(jié)果準確有效，可為新型渦扇支線飛機的各種構(gòu)件的疲勞設(shè)計和壽命評估提供數(shù)據(jù)支持。 疲勞裂紋擴展速率試驗結(jié)果表明，當應(yīng)力比

5、R>0時，HZTC4鈦合金疲勞裂紋擴展門檻值△Kth隨R的增大而線性減??；擬合出的不同應(yīng)力比下的裂紋擴展速率da/dN和應(yīng)力強度因子幅△K之間的關(guān)系曲線表明，在給定的AK下，da/dN隨著R的增大而增加，符合Zheng-Hirt公式。同時，本文還獲得了HZTC4鈦合金的疲勞裂紋擴展速率的Paris公式和Warkor公式的具體表達式。 金相顯微鏡和掃描電子顯微鏡對HZTC4鈦合金疲勞裂紋擴展機理研究表明，在片狀（α+β）組織中，疲