挤压态TiAl合金的组织性能及高温变形行为

发布时间：2020-10-14 17:11

　　 随着科学技术的快速发展,航空航天领域对结构材料在力学性能上提出了更高的要求。传统镍基高温合金由于其较高的比重,急需寻找可以取而代之的新型材料,Ti Al合金由于具有低比重、出色的高温强度使得其成为最具有竞争力的候选材料,但室温的低塑性严重限制了其生产应用。为改善其在室温下较差的力学性能,作为热加工工艺之一的挤压工艺不但增加了合金组织致密性,而且可以细化晶粒,提高材料的综合力学性能。本文以挤压态Ti-44Al-(Nb,Mo,V,Y)及两种不同成分合金棒材为研究对象,对两种棒材的显微组织及力学性能进行测试分析,并对挤压态Ti-46Al-(V,Cr,Ni)合金的高温变形行为进行了研究。利用XRD相组成分析初步确定两种合金中均含有γ-Ti Al、α2-Ti3Al及β0相。SEM组织分析结果表明,挤压态Ti-44Al-(Nb,Mo,V,Y)合金为典型双态组织,由等轴状的γ晶粒及尺寸和含量与之相近的α2/γ层片晶组成,晶粒尺寸在10μm左右,层片晶与γ晶粒间可见细小的β0晶粒,稀土Y2O3颗粒分布于合金基体中;挤压态Ti-46Al-(V,Cr,Ni)合金为近层片组织,层片尺寸在100-200μm之间,α2/γ层片与γ晶粒间可见细小的β0晶粒。对两种合金进行了EBSD分析,结果表明两种合金中γ-Ti Al相均占有最高比重,α2-Ti3Al相含量其次,β0相含量最低;两种合金中都存在大量大角度晶界,证明挤压过程中两种合金均发生了动态再结晶现象。拉伸试验结果表明室温下两种合金均具有最高抗拉强度,分别达到736.2MPa和756.7MPa,随着温度的升高,材料强度降低,塑性提高,温度在850℃时合金的延伸率分别为30.8%及9.2%,断口形貌观察结果表明室温下两种合金均呈现脆性准解理断裂特征,温度升高后断口塑性变形程度逐渐增大,850℃时两种合金中都出现韧窝,但挤压态Ti-44Al-(Nb,Mo,V,Y)合金韧窝不明显。根据拉伸数据结果确定两种合金的韧脆转变温度均处于750℃-800℃之间。维氏硬度测试结果表明两种合金的径向平均硬度分别为375.71Hv及312.49Hv,轴向为357.56Hv及320.01Hv。室温压缩性能方面,两种合金径向抗压强度分别为2679.3MPa及2016.2MPa,均高于轴向的2373.7MPa及1988.3MPa,说明挤压变形导致合金力学性能出现差异。对挤压态Ti-46Al-(V,Cr,Ni)合金在变形温度为1020℃-1260℃,应变速率为0.001s-1-0.1s-1,变形度为60%下的高温变形行为进行了研究。通过Arrhenius公式计算得到合金的变形激活能为586.2k J/mol。根据能量耗散效率和连续失稳判据计算并绘制了合金在60%变形度下的热加工图。随着变形温度的升高和应变速率的降低,再结晶γ晶粒体积分数和尺寸逐渐增加。综合考虑到合金热加工窗口、热加工图、应变速率及变形温度对组织的影响,最终确定挤压态Ti-46Al-(V,Cr,Ni)合金的最佳变形条件为:1180℃-1220℃/0.005s-1-0.01s-1。
【学位单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：TG146.23
【部分图文】：

TiAl合金与其它合金的性能比较

哈尔滨工业大学工程硕士学位论文在航空发动机的研制上还有着较多技术上的不足，外国的技术封锁也更加显露我国自主研发的必要性和紧迫性。1.2 TiAl 合金的国内外研究现状1.2.1 TiAl 合金的国外研究现状自上世纪 50 年代以来，先后已有三代 TiAl 合金相继面世，如表 1-1[3,4]所示第一代TiAl合金是在20世纪70年代，由美国空军实验室以及P&W (Pratt &Whitn公司共同研发，其名义成分为 Ti-48Al-1V-0.3C[3,4]。此外还利用该合金制备了相零部件，并成功应用到不同机型的航空发动机上，包括 F100 发动机和 JT9D 发机等[6]。尽管具有良好的蠕变性能，但 Ti-48Al-1V-0.3C 合金的其他性能较差，难满足发动机严苛的使用要求。a) b)

哈尔滨工业大学工程硕士学位论文Nb-(0.1-2)Mo-(0.1-1)B)[11]，室温下 TNM 合金的和少量β0相组成，抗蠕变性能出众，在高达 750℃的高温强度、抗蠕变性能及抗氧化性较好。缺点较差，但通过后续热加工可以明显提高其性能。
【参考文献】

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本文编号：2840950