熱處理工藝對國產 Ti-6AI-4V 鍛坯微觀組織及力學性能的影響規律研究

一、研究目的

針對航空工業(ye) 對國產(chan) Ti-6Al-4V 鈦合金性能穩定性提出的更高要求，本文係統比較了兩(liang) 種國內(nei) 廠家鍛坯（I、II）在“退火"和“固溶+時效"兩(liang) 種典型熱處理製度下的微觀組織演變與(yu) 力學性能差異，旨在為(wei) 實際生產(chan) 中的熱處理工藝優(you) 化提供數據支撐和理論依據。

二、試驗方案

1. 原材料

• 規格：350 mm×120 mm×120 mm 鍛件；

• 化學成分：兩(liang) 家 Al 6.29/6.41 %、V 4.25/4.23 %，其餘(yu) 雜質含量相近但 II 的 Fe、O 略高。

2. 熱變形

• 雙錐鐓粗：950 °C/1 h 保溫→一次鐓粗至 30 mm，獲得徑向梯度變形（中部 ε≈70 %，邊部 ε≈30 %）。

3. 熱處理製度

• 退火：730 °C×2 h AC；

• 固溶時效：950 °C×1 h WQ + 680 °C×4 h AC。

4. 表征方法

• OM、SEM：α 相形貌、β 轉變組織含量；

• 室溫拉伸：Φ5 mm 標準圓棒，ε̇=1×10⁻³ s⁻¹；

• 斷口觀察：韌窩、解理及裂紋擴展特征。

三、組織演變（按狀態展開）

1. 鍛態

鍛坯 I

– 動態再結晶，初生 α 相等軸均勻（≈20 µm）；

– β 轉變組織體(ti) 積分數高，呈典型雙態組織（α+β）。

鍛坯 II

– α 相尺寸略小但分布不均，中部仍保留部分扁平狀；

– β 轉變組織含量低，α/β 界麵密度小。

2. 退火態（730 °C）

鍛坯 I

– 退火溫度低於(yu) 再結晶溫度，組織變化有限，僅(jin) α 相等軸度輕微提高；

– β 相分布基本不變。

鍛坯 II

– 儲(chu) 存能較高，730 °C 下回複與(yu) 球化顯著，中部扁平 α 相消失；

– 整體(ti) 均勻性大幅提升，β 相彌散度增加。

3. 固溶時效態

兩(liang) 鍛坯

– 初生 α 相部分溶解→β 相增加；

– 時效析出細針狀次生 α_s，厚度 50–200 nm，長度 1–3 µm；

差異

– 鍛坯 II 次生 α_s 體(ti) 積分數高 8–10 %，片層更細；

– β 相晶粒尺寸 I≈8 µm，II≈5 µm，Hall–Petch 強化貢獻更大。

四、力學性能（取中部平均值）

變化規律

• 退火後：I 強度微升（+8/+5 MPa），塑性↑；II 強度提升明顯（+25/+29 MPa），塑性略降。

• 固溶時效後：兩(liang) 鍛坯強度均再提升 30–40 MPa；II 因細晶+高次生 α_s 強化，最終 σ_b 反超 I 5 MPa，且保持 δ≈15 %，強塑匹配最佳。

五、斷口特征

• 鍛態 I：平整，淺韌窩→低塑性；II：深韌窩→高韌性。

• 退火態：I 韌窩加深且均勻；II 韌窩變淺，出現局部撕裂脊。

• 固溶時效：兩(liang) 鍛坯韌窩尺寸進一步減小，但數量密度高，呈現均勻微孔聚集型韌性斷裂，塑性差異縮小。

六、結論與(yu) 建議

1. 不同廠家 Ti-6Al-4V 對同一熱處理製度響應差異顯著，最佳工藝必須“因料製宜"。

2. 鍛坯 I 初始組織已較均勻，退火即可滿足一般航空鍛件要求；若追求極限強度，可采用“950 °C/1 h WQ + 680 °C/4 h AC"。

3. 鍛坯 II 初始均勻性較差，730 °C 退火可顯著改善組織；若繼續固溶時效，可獲得更高強度（σ_b≈1047 MPa）且塑性損失甚微，適用於(yu) 高載荷主承力件。

4. 生產(chan) 現場應建立“化學成分-初始組織-熱處理窗口"數據庫，實現鍛坯批次差異化熱處理，確保國產(chan) Ti-6Al-4V 力學性能的穩定與(yu) 提升。