超塑成形-扩散连接热环境对Ti-6Al-4V合金疲劳性能的影响.pdf

第２ｌ卷第５期２０１３年１０月材料科学与工艺ＭＡＴＥＲＩＡＬＳＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＶ０１．２１Ｎｏ．５０ｃｔ．２０１３超塑成形／扩散连接热环境对合金疲劳性能的影Ｔｉ一６Ａｌ一４Ｖ响韩冲，李志强，韩秀全，邵杰，韩晓宁（中航工业北京航空制造工程研究所，北京１０００２４）—摘要：采用光学显微镜研究了Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金经超塑成形／扩散连接（ＳＰＦ／ＤＢ）热影响后的微观组织演变，在室温和空气条件下进行了旋转弯曲疲劳试验，并采用扫描电子显微镜对试样断口形貌进行了观察．结—果表明：Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ。合金经历ＳＰＦ／ＤＢ热工艺后，初始的双态组织转变为了等轴组织；强度有所降低，塑性略有提高，而旋转弯曲疲劳极限从４２０ＭＰａ降低至４０５ＭＰａ，在相同应力条件下（Ｏｒ＝４３１ＭＰａ），ＳＰＦ／ＤＢ后试样的疲劳寿命从１０７量级降低至１０６量级；疲劳断口源区附近的放射线增粗且变的不连贯，疲劳裂纹扩展区—的疲劳条带间距增大，裂纹扩展速率提高．这主要是由于ＳＰＦ／ＤＢ热环境使Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金片层（Ｉｔ数量显著减少，降低了晶界总体长度，减弱了ｄ相晶界对疲劳小裂纹扩展的阻碍作用．—关键词：超塑成形／扩散连接；热环境；Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ；钛合金；旋转弯曲疲劳中图分类号：ＴＧｌｌ５文献标志码：Ａ——文章编号：１００５０２９９（２０１３）０５０４５一０６Ｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｒｍａｌｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｏｆｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃｅｆｏｒｍｉｎｇ／ｄｉｆｆｕｓｉｏｎｂｏｎｄｉｎｇｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆＴｉ－６Ａｌ－４ＶａｌｌｏｙＨＡＮＫｕｎ，ＬＩＺｈｉ－ｑｉａｎｇ，ＨＡＮＸｉｕ－ｑｕａｎ，ＳＨＡＯＪｉｅ，ＨＡＮＸｉａｏ－ｎｉｎｇ（ＡＶＩＣＢｅｒｉｎｇＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００２４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｆｆｅｃｔｅｄｂｙＳＰＦ／ＤＢｐｒｏｇｒｅｓｓｗａｓｅｘａｍｉｎｅｄｂｙｏｐｔｉｃａｌｍｉｃｒｏｓｃｏｐｙ．Ｔｈｅｔｅｓｔｆｏｒｒｏｔａｔｉｎｇｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｌｉｍｉｔｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔａｔｒｏｏｍｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅａｎｄｉｎｔｈｅａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ．Ｔｈｅｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｙｗａｓｕｓｅｄｔｏａｎａｌｙｚｅｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｆｒａｃｔｕｒｅ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓ—ｉｎｄｉｃａｔｅｄｔｈａｔｔｈｅｂｉｍｏｄａｌｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｃｈａｎｇｅｄｉｎｔｏｅｑｕｉａｘｅｄｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｆｔｅｒＳＰＦ／ＤＢｐｒｏｃｅｓｓ．Ｔｏｓｏｍｅ—ｅｘｔｅｎｔ，ｔｈｅｓｔｒｅｎｇｔｈｄｅｃｒｅａｓｅｄｗｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆｐｌａｓｔｉｃｉｔｙ，ａｎｄｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｌｉｍｉｔｄｅｃｒｅａｓｅｄｆｒｏｍｔｈｅｏｒｉｇｉｎａｌｖａｌｕｅ４２０ＭＰａｔｏ４０５ＭＰａ．Ｏｎｔｈｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｔｈａｔｔｈｅｓｔｒｅｓｓｗａｓ４３１ＭＰａ，ｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ—ｄｅｃｒｅａｓｅｄｆｒｏｍ１０７ｔｏ１０６．Ｔｈｅｒａｄｉａｌｌｉｎｅｓｎｅａｒｔｈｅｃｒａｃｋｏｒｉｇｉｎｚｏｎｅｃｈａｎｇｅｄｔｈｉｃｋｅｒａｎｄｄｉｓｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ．Ｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｉａｔｉｏｎｓｉｎｔｈｅｃｒａｃｋｅｘｔｅｎｓｉｏｎｚｏｎｅｃｈａｎｇｅｄｗｉｄｅｒ，ｗｈｉｌｅｔｈｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｒａｔｅｉｎｃｒｅａｓｅｄａｆｔｅｒＳＰＦ／ＤＢ．Ｔｈｉｓｗａｓｍａｉｎｌｙｄｕｅｔｏｔｈｅｆａｃｔｉｏｎｏｆｌａｍｅｌｌａｒｏ【ｄｅｃｒｅａｓｅｄｏｂｖｉｏｕｓｌｙｃａｕｓｅｄｂｙｔｈｅｒｍａｌｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｗｈｉｃｈｒｅｄｕｃｅｄｔｈｅｔｏｔａｌｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｇｒａｉｎｂｏｕｎｄａｒｙ，ａｎｄｔｈｅｉｍｐｅｄｉｍｅｎｔｅｆｆｅｃｔｏｆ—ｌａｍｅｌｌａｒ仅ｏｎｔｈｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｗａｓａｌｓｏｄｅｃｒｅａｓｅｄ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃｆｏｒｍｉｎｇ／ｄｉｆｆｕｓｉｏｎｂｏｎｄｉｎｇ；ｔｈｅｒｍａｌ—ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ；Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ；ｔｉｔａｎｉｕｍ；ｒｏｔａｔｉｎｇｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅ钛合金比强度高，且具有优良的耐蚀性和低温特性，在航空航天、民用领域有着广泛的应用．——收稿日期：２０１２０９０５．基金项目：航空基金资助项目（２００９１１２５００３）．作者简介：韩坤（１９８３一），男，硕士，工程师；李志强（１９６５一），男，研究员．—通信作者：李志强，Ｅｍａｉｌ：ｚｑｌｅｅ９８＠１２６．ｃｏｎ．常温下钛合金的塑性加工变形抗力大、回弹和加工硬化严重，导致其成形工艺困难，产品精度低．因此钛合金成形一般采用热加工工艺克服以上缺点，同时选取合理的高温变形参数，才能得到高精度的产品．钛合金超塑成形／扩散连接工艺（ＳＰＦ／ＤＢ）作为一种低成本、高减重和近无余量热加工万方数据・４６・材料科学与工艺第２１卷技术，改变了传统飞行器结构件所使用的连接形式，降低了零件数量和重量，提高了零件的整体性’能，已经广泛应用于世界各国宇航工业之中ｎ３］．钛合金ＳＰＦ／ＤＢ技术的应用逐渐从飞机发展到发动机，由非受力构件发展到承力构件和主承力构件，其ＳＰＦ／ＤＢ成形之后的疲劳性能研究对于ＳＰＦ／ＤＢ构件损伤容限设计、失效分析研究等都具有重要意义．目前，国内外对Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ合金的疲劳性‘能已经展开了广泛的研究Ｈ１２Ｉ，而对超塑成形／扩散连接热环境对疲劳性能影响的研究较少．同时，传统的ＳＰＦ／ＤＢ多使用初生ｏ【相比例在９５％以上的等轴细晶板料，热循环引起的单纯是晶粒度的变化．随着工艺的改进，板料与锻造、轧制态实体混合结构的ＳＰＦ／ＤＢ构件逐渐增多．本文在此基础上，研究了ＳＰＦ／ＤＢ热环境对—锻造Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金微观组织、疲劳极限和疲劳断口的影响，对于ＳＰＦ／ＤＢ构件的设计、原始材料组织状态的确定、工艺路线的制定等方面，提供了参考和依据．１买．验实验用Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ材料为符合ＧＪＢ—４９３８８规定的棒材，在仅＋１３两相区模锻后，进行退火℃热处理（７００～８００保温１～２ｈ，空冷），最终切割成７０ｍｍ×９０ｍｍＸ２８０ｍｍ规格的方料．其化学成分见表１．—℃Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ方料首先经８９０扩散连接（ＤＢ）过程，保温２ｈ，冷却到室温后，高温装炉经℃历９２０超塑成形（ＳＰＦ）过程，高温停留１．５ｈ．整个ＳＰＦ／ＤＢ过程的温度曲线如图１所示．旋弯疲劳极限试样为光滑圆试样（图２），尺寸依据ＧＢ／Ｔ４３３７－－２００８设计，试样长度１００ｍｍ，试验段直径为４）７．５ｍｍ，表面粗糙度（Ｒａ）为０．０４¨—ｍ．采用线切割从Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ方料上切取４）１３ｍｍ×１１０ｍｍ圆棒，经车削、精磨及表面精加工后获得最终设计试样．实验在室温和空气环境中进行，实验频率为３０００ｒ／ｍｉｎ，应力比Ｒ＝一１．从高于疲劳极限的应力水平开始，通过升降法测定材料在寿命Ｎ＝１０７条件下的旋转弯曲疲劳极限，应力增量（Ａｏ＂）取为２０ＭＰａ．室温拉伸试验试样尺寸及实验方法依据ＧＢ／Ｔ—２２８２００２执行．使用ＯｌｙｍｐｕｓＢＸ４１Ｍ光学显微镜（ＯＭ）进行金相观察，以Ｋｒｏｌｌ腐蚀剂处理金相试样，化学成分为１～３ｍＬＨＦ、２～６ｍＬＨＮ０３、１００ｍＬ水．使用ＬＥＯ一１４５０型扫描电镜（ＳＥＭ）进行疲劳试样的断口形貌观察．表１原始Ｔｉ一６Ａ！－４Ｖ合金化学成分（质量分数／％）ＴｉＡｌＶＦｅｓｉＣＮＨ０基６．０４３．９２０．０４２０．０１８０．０１００．００８６０．００４４０．１４图１ＳＰＦ／Ｉ）Ｂ温度曲线其亲秒图２旋转弯曲疲劳试样２结果与讨论２．１微观组织演变图３和图４分别为原始组织和经历超塑成形／扩散连接工艺后的微观组织．图３Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ原始组织—由图３可见，原始Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金材料组织是由等轴初生仅相、片层次生ＯＬ相以及少量残余Ｂ相组成的双态组织，其中初生仅相的比例约万方数据第５期—韩坤，等：超塑成形／扩散连接热环境对Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金疲劳性能的影响．４７．３０％左右．超塑成形／扩散连接之后（图４），初生仅相发生了明显的长大并连接成片，比例提高到了７０％，同时片层次生ｄ相转变组织厚度明显增大，数量显著降低．结果表明，超塑成形／扩散连接的两次热循环过程，使原始的双态组织转变为了等轴组织．图４ＳＰＦ／ＤＢ后组织２．２室温力学性能及旋转弯曲疲劳极限—表２为原始及ＳＰＦ／ＤＢ后Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金室温力学试验结果．结果表明：ＳＰＦ／ＤＢ后，抗拉强度（ｃｒｂ）和屈服强度（氏：）较原始材料分别降低了５０和５５．５ＭＰａ；同时，断面收缩率和延伸率分别提高３．３％和３．５％．表２Ｔｉ一６Ａ！一４Ｖ合金室温力学试验结果图５和图６分别为原始材料及超塑成形／扩散连接后旋转弯曲疲劳试验升降图．常温下疲劳寿命超过１０７次的疲劳极限应力‘计算公式为１３１Ｏ＇＿Ｉ（１０７）＝ｉ１酗¨（１）式中：ｍ为有效试验的总次数（破坏或通过数据均计算在内）；／＇ｔ为试验应力水平级数；ｏｒｉ为第ｉ级应力水平；秽ｉ为第ｉ级应力水平下的试验次数…—（江１，２，，凡）．由式（１）计算得到Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金原始材料的疲劳极限为盯．¨，。：原＝４２０ＭＰａ，ＳＰＦ／ＤＢ后疲劳极限为ｏｒ－１ｆｌｏ；ｓＰＦ／ＤＢ＝４０５ＭＰａ．结果表明，经过两次热循环后，旋转弯曲疲劳的极限值降低了１５ＭＰａ，虽然有所降低，但变化不大．疲劳极限与其相应的抗拉强度之比（盯。，／ｏ－。）称为疲劳比，结合表２室温拉伸的试验结果可得，—ｏｒｌ（Ｉｏ；原／盯ｂ原＝０．４３７，ｏｒ一１（１０：ｓＰＦ／ＤＢ／盯ｂｓＰＦ／ＤＢ＝０．年抖．以上结果表明，原始及ＳＰＦ／ＤＢ后合金的疲劳比基本一致，说明热循环降低了Ｔｉ一６Ａ１－４Ｖ合金的抗拉强度盯。，同时也降低了它的疲劳强度ｏｒ一，，但疲劳比基本没有变化．由于数据量不足，抗拉强度与疲劳极限的对应关系不能简单地以比例关系描述．分析认为，材料疲劳破坏时首先发生局部塑性变形，因此屈服强度越高，其疲劳极限也‘越高１４１．而原始Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ合金双态组织中，较高比例的片层Ｏｔ具有近似的惯习面且总体晶界较长，室温拉伸时，在晶界ｄ处易产生位错塞积出现微区变形不均匀，故塑性较低而强度较高；而ＳＰＦ／ＤＢ后的等轴组织界面周长较双态组织有所减少，同时变形主要由等轴Ｏｔ晶粒发生，故空洞形核、连接和扩展较迟．当疲劳小裂纹产生后，由于晶界对小裂纹扩展有阻碍作用ｕ引，片层ｄ对疲劳寿命的提高也有一定的作用．因此，相对而言，等轴组织塑性较高但强度较低，同时疲劳极限较双态组织也会有一定的降低．山苫、ｂ１图５原始Ｔｉ一６Ａｉ一４Ｖ疲劳试验升降图图６ＳＰＦ／ＤＢ后Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ疲劳试验升降图万方数据・４８・材料科学与工艺第２１卷２．３疲劳断口取相同应力状态（盯＝４３１ＭＰａ）下原始和ＳＰＦ／ＤＢ两种状态的Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ合金的旋转弯曲疲劳断裂试样做断口观察和分析，其疲劳寿命分别为Ｎｆ原始＝２０４９４００、Ｎ㈧驯）Ｂ＝２６６４００．两种材料状态的宏观断口（图７（ａ），图８（ａ））上，都可观察到相同的特征：明显的疲劳源区（左部）、疲劳裂纹扩展区（中部）和断裂区（右部）．疲二二一”∞……｛ｇ；ｚ㈩ｏＥｄ７。（ｃｌ裂纹扩谨Ｒ（试洋。ｈＬ图７原始状态（盯＝４３１ＭＰａ，Ｎ，＝２０４９４００）断口形貌疲劳源区断面比较光亮平坦、放射状花纹较为明显；疲劳裂纹扩展区的断面则较为粗糙、发暗；断裂区面积较小，与疲劳扩展区存在明显的台阶，断口呈暗灰色，其与疲劳源区的角度偏转是旋转弯曲疲劳断裂的显著特征．图８ＳＰＦ／ＤＢ状态（盯＝４３１ＭＰａ，Ｎｆ＝２６６４００）断口形貌应用ＳＥＭ观察疲劳断口的疲劳源区（图７（ｂ）和图８（ｂ））、疲劳扩展区（图７（ｃ）和图８（ｃ））和瞬断区（图７（ｄ）和图８（ｄ））．结果表明，—Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金原始和ＳＰＦ／ＤＢ的疲劳源区都万方数据第５期—韩坤，等：超塑成形／扩散连接热环境对Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金疲劳性能的影响・４９・位于亚表面，源区由于裂纹反复开合使两面微观磨损而呈现出非常平滑的特征，以源区为中心的放射线向四周扩展．不同的是，原始材料的放射线细而连续，断面较为平整，而ＳＰＦ／ＤＢ后的放射线较粗，较不连续，整个断面不太平整．疲劳扩展区的图片均取自试样的中心位置，可以发现，在这一位置，断面由许多小断块组成，在每一断块的形态均不同，较为平整的断块上存在疲劳条带．疲劳条带与裂纹局部扩展方向相垂直，每一条疲劳条带代表一次载荷循环，同一断块上的疲劳条带是连续而平行的，但相邻小断块上的疲劳条带是不平行、不连续的¨５｜．可以看出，ＳＰＦ／ＤＢ后的疲劳条带明显比原始材料的条带宽，说明在相同的载荷（ｏｒ＝４３１ＭＰａ）下，在试样相同的位置，ＳＰＦ／ＤＢ后裂纹扩展较快，这与该试Ⅳ样疲劳寿命仅为Ｎ卿。。＝２６６４００是相符的，说明ＳＰＦ／ＤＢ后的旋转弯曲疲劳极限应力确实已经较原始材料有所降低．瞬断区是疲劳裂纹扩展到临界尺寸后失稳扩展所形成的区域０１５ｊ．由图７（ｄ）、图８（ｄ）可知，瞬断区具有典型的塑性断裂的韧窝形貌，ＳＰＦ／ＤＢ—前后的Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金并无明显区别，说明两者皆具有良好的塑性．３结论—１）Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金经历ＳＰＦ／ＤＢ热影响后，片层Ｏｔ比例显著减少，而等轴Ｏｔ相比例从３０％提高到了７０％，显微组织由双态组织转变为等轴组织．—２）Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金旋转弯曲疲劳极限从ＳＰＦ／ＤＢ前的４２０ＭＰａ降至４０５ＭＰａ，ＳＰＦ／ＤＢ前后的疲劳比基本一致，疲劳极限与抗拉强度成正—比．这主要由于ＳＰＦ／ＤＢ热环境使Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ合金片层ｄ数量显著减少，降低了晶界总体长度，这在减少晶界对位错的塞积作用的同时，也减弱了晶界对小裂纹扩展的阻碍作用．３）Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ合金在相同应力条件下（ｏｒ＝４３１ＭＰａ），ＳＰＦ／ＤＢ工艺后的试样疲劳源区附近放射线较粗，断面较粗糙，而疲劳裂纹扩展区疲劳条带较宽，疲劳裂纹扩展速率提高．参考文献：［１］ＬＥＥＨＳ，ＹＯＯＮＪＨ，ＰＡＲＫＣＨ，ｅｔａ１．Ａｓｔｕｄｙｏｎｄｉｆｏｆｕｓｉｏｎｂｏｎｄｉｎｇｏｆｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃ——Ｔｉ－６ＡＩ－４ＶＥＬＩｇｒａｄｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓＰｒｏｃｅｓｓｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００７，——１８７１８８：５２６５２９．［２］ＨＡＮ—Ｗｅｎｂｏ，ＺＨＡＮＧ—Ｋａｉｆｅｎｇ，ＷＡＮＧ——Ｇｕｏｆｅｎｇ．Ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｅｆｏｒｍｉｎｇａｎｄｄｉｆｆｕｓｉｏｎｂｏｎｄｉｎｇｆｏｒｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆ—Ｔｉ一６Ａ１４Ｖａｌｌｏｙ『Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌｏｆ—ＭａｔｅｒｉａｌｓＰｒｏｃｅｓｓｉｎｇ—Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００７，１８３：４５０４５４．［３］丁新玲，安孟长．超塑成形技术研究及其在航空航—天上的应用［Ｊ］．航天制造技术，２００９（１）：１５．ＤＩＮＧＸｉｎ－ｌｉｎｇ，ＡＮＭｅｎｇ・ｃｈａｎｇ．Ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃｆｏｒｍｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｒｅｓｅａｒｃｈａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｎａｅｒｏｓｐａｃｅ—ｉｎｄｕｓｔｒｙ［Ｊ］．ＡｅｒｏｓｐａｃｅＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，—２００９（１）：１５．［４］ｗｕＭｉｎ，ＩＴＯＨＴ，ＳＨＩＭＩＺＵＹ，ｅｔａ１．Ｌｏｗｃｙｃｌｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆ———Ｔｉ－６Ａ１４Ｖａｌｌｏｙｕｎｄｅｒｎｏｎ・・ｐｒｏｐｏｒ－ｔｉｏｎａｌｌｏａｄｉｎｇ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，—２０１２．４４：１４２０．［５］ＹＡＮＹｉｎｇ－ｊｉｅ，ＮＡＳＨＧＬ，ＮＡＳＨＰ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｄｅｎｓｉｔｙａｎｄｐｏｒｅｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｎｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｓｉｎｔｅｒｅｄ—Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，—２０１３，５５：８１９１．［６］万明攀，伍玉娇，徐平伟．ＴＣ４ＥＬＩ合金显微组织对疲劳裂纹扩展速率的影响［Ｊ］．材料热处理技术，—２０１２，４１（１６）：２０２２．ＷＡＮ—Ｍｉｎｇｐａｎ．ＷＵＹｕ－ｊｉａｏ．ＸＵＰｉｎｇ－ｗｅｉ．ＥｆｆｅｃｔｓｏｆｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｎｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｒａｔｅｏｆＴＣ４ＥＬＩａｌｌｏｙ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌ＆ＨｅａｔＴｒｅａｔｍｅｎｔ，２０１２，—４ｌ（１６）：２０２２．［７］马英杰，李晋炜，雷家峰，等．显微组织对ＴＣＡＥＬＩ合金疲劳裂纹扩展路径及扩展速率的影响［Ｊ］．金属—学报，２０１０，４６（９）：１０８６１０９２．ＭＡ—ｒｉｎｇｊｉｅ，ＬＩ—Ｊｉｎｗｅｉ，ＬＥＩ—Ｊｉａｆｅｎｇ，ｅｌ—ａ１．ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅＯｎｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｎｇｐａｔｈａｎｄｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒａｔｅｓｉｎＴＣ４ＥＬＩａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＡｃｔａＭｅｔａｌｌｕｒｇｉｃａ—Ｓｉｎｉｃａ，２０１０，４６（９）：１０８６１０９２．［８］吴崇周，李兴无，黄旭，等．ＴＡｌ５钛合金疲劳裂纹扩展与显微组织的关系［Ｊ］．稀有金属材料与工程，—２００７，３６（１２）：２１２８２１３１．ＷＵ—Ｃｈｏｎｇｚｈｏｕ，ＬＩ—ＸｉｎｇＷＵ，ＨＵＡＮＧＸｕ，ｅｔａ１．Ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｏｆｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎａｎｄ—ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｆｏｒＴＡｌ５ａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＲａｒｅＭｅｔａｌＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄ—Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００７，３６（１２）：２１２８２１３１．［９］李亚国，刘海林，张少卿，等．ＴＣｌｌ钛合金疲劳性能—及其断口特征［Ｊ］．稀有金属，１９９８，２２（４）：２６４２６９．ＬＩ—Ｙａｇｕｏ，ＬＩＵ—Ｈａｉｌｉｎ，ＺＨＡＮＧ—Ｓｈａｏｑｉｎｇ．ｅｔａ１．Ｒｅｓｅａｒｃｈｅｓｏｎｐｒｏｔｒａｃｔｅｄｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆｒａｃｔｕｒｅ—ｆｅａｔｕｒｅｓｏｆＴＣｌ１ｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆ万方数据・５０・材料科学与工艺第２ｌ卷Ｒａｒｅ—Ｍｅｔａｌｓ，１９９８，２２（４）：２６４２６９．—［１０］胡本润，吴学仁，丁传富．Ｔｉ一６Ａ１４Ｖ钛合金疲劳小裂纹扩展行为的研究［Ｊ］．航空材料学报，—２０００，２０（３）：３３３７．ＨＵＢｅｎ－ｒｕｎ，ＷＵ—Ｘｕｅｒｅｎ，ＤＩＮＧ——Ｃｈｕａｎｇｆｕ．Ｆａｔｉｇｕｅｓｍａｌｌｃｒａｃｋｂｅｈａｖｉｏｒｏｆ—Ｔｉ一６Ａ１４Ｖａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０００，２０（３）：—３３３７．［１１］吴欢，赵永庆，曾卫东．疲劳裂纹扩展行为的研究现状及钛合金的疲劳裂纹扩展特征［Ｊ］．稀有金属快报，２００７，２６（７）：ｌ一６．ＷＵＨｕａｎ，ＺＨＡＯＹｏｎｇ－ｑｉｎｇ，ＺＥＮＧ—Ｗｅｉｄｏｎｇ．Ｓｔａｔｅｆｏｒｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｃｈａ卜ａｃｔｅｒｏｆｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＲａｒｅＭｅｔａｌｓＬｅｔｔｅｒｓ，２００７，２６（７）：ｌ一６．［１２］ＰＲＺＹＢＹＬＡＣＰ，ＭＣＤＯＷＥＬＬＤＬ．Ｓｉｍｕｌａｔｅｄｍｉｃｒｏ—ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｅｎｓｉｔｉｖｅｅｘｔｒｅｍｅｖａｌｕｅｐｒｏｂａｂｉｌｉｔｉｅｓｆｏｒｈｉＩｇｈｃｙｃｌｅｆａｔｉｇｕｅｏｆｄｕｐｌｅｘ—Ｔｉ一６ＡＩ一４Ｖ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｌａｓｔｉｃｉｔｙ，２０１—１，２７：１８７１１８９５—［１３］熊茹，王理，刘桂良，等．Ｔｉ一４Ａ１２Ｖ合金高周疲劳性能研究［Ｊ］．核动力工程，２０１０，３１（４）：１１４一［１４］［１５］’ｌｌ７．ＸＩＯＮＧＲｕ，ＷＡＮＧＬｉ，ＬＩＵ—Ｇｕｉｌｉａｎｇ，ｅｔａ１．Ｆａ・ｔｉｇｕｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｔｉｔａｎｉｕｍ————Ｔｉ４ＡＩ２Ｖｒｏｄｓｕｎｄｅｒｈｉｇｈｃｙｃｌｅｌｏａｄｉｎｇ［Ｊ］．ＮｕｃｌｅａｒＰｏｗｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，—２０１０，３１（４）：１１４１１７．黄利军，齐立春，刘昌奎，等．Ｔｉ一１０２３钛合金的疲劳极限与拉伸强度的关系［Ｊ］．中国有色金属—学报，２０１０，２０（专辑１）：５４５７．ＨＵＡＮＧＬｉ－ｊｕｎ，ＱＩＬｉ・ｃｈｕｎ，ＬＩＵＣｈａｎｇ－ｋｕｉ，ｅｔａ１．Ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｆａｔｉｇｕｅｌｉｍｉｔａｎｄｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎ昏ｈｏｆＴｉ一１０２３ｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙｓ『Ｊ］．ＴｈｅＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｎｆｅｒｒｏｕｓＭｅｔａｌｓ，２０１０，２０（Ｓｐｅｃｉａｌ—１）：５４５７．赵光菊，钟蜀晖，邓建华．ＴＡ６Ｖ钛合金疲劳断口形貌及断口分析［Ｊ］．贵州工业大学学报，２００７，３６—（６）：２５２８．ＺＨＡＯＧｕａｎｇ－ｊｕ，ＺＨＯＮＧＳｈｕ－ｈｕｉ，ＤＥＮＧ—Ｊｉａｎｈｕａ．ＳｔｕｄｙｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｆｒａｃｔｕｒｅｉｎＴＡ６Ｖｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＧｕｉｚｈｏｕＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，—２００７，３６（６）：２５２８．（编辑程利冬）万方数据