吳 欣，程耀永，周 媛，陳 波，葉 雷，毛 唯

(北京航空材料研究院，北京 100095)

0 引言

鈦及其合金具有比強(qiáng)度高、耐腐蝕性好等等突出優(yōu)點(diǎn)，在國(guó)防工業(yè)和民用工業(yè)中有廣泛的應(yīng)用前景，尤其是在航空領(lǐng)域應(yīng)用最廣。為了減輕結(jié)構(gòu)的重量，同時(shí)承受較高的溫度，航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要選用鈦合金用來(lái)做壓氣機(jī)部件或者風(fēng)扇葉片，如鍛造風(fēng)扇葉片、壓氣機(jī)盤和葉片、鑄鈦壓氣機(jī)機(jī)匣、中介機(jī)匣、軸承殼體等［1-5］。

TC4 鈦合金是于1954年首先研制成功的兩相合金，該合金現(xiàn)在占到世界鈦合金總產(chǎn)量的50%，占到全部鈦合金加工件的95%。因其優(yōu)越的性能，某型發(fā)動(dòng)機(jī)選用該合金作為制造風(fēng)扇葉片的材料。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)在使用過(guò)程中風(fēng)扇葉片會(huì)承受較大的振動(dòng)負(fù)荷，因此在風(fēng)扇葉片的葉身設(shè)計(jì)有凸肩，通過(guò)凸肩工作面的相互摩擦吸收振動(dòng)能量［6］，而鈦合金材料本身耐磨性能差，往往不能滿足工作要求，為了改善葉片的工作條件，提高葉片的可靠性和延長(zhǎng)其使用壽命，葉片葉身凸肩的阻尼臺(tái)表面設(shè)計(jì)有抗磨、抗沖擊的耐磨涂層。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片耐磨涂層主要有以下制造加工方法:真空等離子噴涂、電子束物理氣相沉積、超音速火焰噴涂、激光熔覆耐磨層等方法［7-11］，而對(duì)于該發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片來(lái)說(shuō)，根據(jù)凸臺(tái)的結(jié)構(gòu)采用局部釬焊耐磨涂層的方法較為合適。

本研究采用鈦基釬料在TC4 鈦合金雙相組織的試樣上高頻感應(yīng)釬焊了WC 耐磨層，由于耐磨層的面積較大，采用感應(yīng)釬焊存在較大難度，試驗(yàn)主要研究了耐磨層焊接用混料的配比對(duì)工藝和耐磨性的影響，以及釬焊工藝對(duì)母材基體影響。

1 試驗(yàn)材料與方法

試驗(yàn)選用具有中等強(qiáng)度和良好的塑性的TC4(Ti－6Al－4V)合金，其化學(xué)成分見(jiàn)表1。

TC4 鈦合金風(fēng)扇葉片為鍛造而成，合金組織為等軸細(xì)晶的雙相組織，為保持這種顯微組織，釬焊溫度必須低于該合金β 相的轉(zhuǎn)變溫度(980 ℃)［11］，試驗(yàn)用的鈦基釬料熔化溫度為890～910 ℃，因此釬焊時(shí)必須將焊接溫度控制在930～980 ℃之間。

試驗(yàn)過(guò)程中首先選擇合適的釬料粉末粒度與耐磨層用鑄造WC 硬質(zhì)合金粉末的粒度相匹配，將兩者按不同的比例混合后，在充氬高頻感應(yīng)釬焊設(shè)備爐中完成釬焊。完成焊接后對(duì)不同配比混合填料的工藝性和耐磨性進(jìn)行對(duì)比研究，根據(jù)工藝試驗(yàn)結(jié)果和耐磨性能對(duì)比結(jié)果確定耐磨層釬焊用的配比。隨后在TC4 鈦合金試樣的70 mm ×6 mm 面上進(jìn)行耐磨層焊接，研究分析不同工藝參數(shù)對(duì)耐磨層焊接質(zhì)量的影響，并且分析釬焊熱循環(huán)對(duì)母材基體的影響程度。

表1 TC4 鈦合金化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)［12］Table 1 Chemical composition of TC4 alloy (mass fraction/%)

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 不同配比混料釬焊工藝試驗(yàn)

為了研究不同配比耐磨填料對(duì)釬焊工藝的影響，對(duì)不同配比的耐磨層混粉試樣進(jìn)行了對(duì)比焊接試驗(yàn)(試樣尺寸為20 mm ×2 mm)，焊后的試樣見(jiàn)圖1。圖2 是各釬焊的試樣的橫剖面，從左至右釬料質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為70%、60%、50%、40%、30%、20%。

圖1 TC4 耐磨層焊后試樣Fig.1 Test specimens with brazed WC wear-resistant lay er

從圖2 中可以看出，當(dāng)釬料含量低于30%時(shí)，試樣的橫剖面存在大量缺陷，為不可用狀態(tài)。同時(shí)在試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，在相同的控制功率－時(shí)間曲線下，隨著釬料含量的增加，耐磨層成形時(shí)間越短，其橫剖面中缺陷大小和數(shù)量也變小和變少。此外，如釬焊加熱時(shí)間過(guò)長(zhǎng)則會(huì)導(dǎo)致裝混合填料的鈦箔圍子被熔穿，從而影響試樣耐磨層的焊接。

根據(jù)釬焊工藝試驗(yàn)結(jié)果，釬料含量在40%以上時(shí)，釬焊工藝性較好。

圖2 釬焊試樣橫剖面Fig.2 Horizontal sections of test specimens

2.2 不同配比混料耐磨層的耐磨性對(duì)比

工藝試驗(yàn)完成后，釬焊了不同配比的耐磨層試樣，釬料質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為100%、90%、80%、70%、60%、55%、50%、45%，焊接完成后將鑄造WC 耐磨層加工至同等厚度(0.3 mm)，觀察耐磨層表面釬焊良好，最后對(duì)試樣進(jìn)行了耐磨性能對(duì)比試驗(yàn)，耐磨性的對(duì)比試驗(yàn)在自動(dòng)拋光機(jī)上進(jìn)行，砂紙為200#，轉(zhuǎn)速為20 r/min，磨拋時(shí)間為15 min，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖3。

圖3 不同釬料含量耐磨層耐磨性對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Wear-resisting properties of specimens with different percentage of the filler metal

從圖3 可以看出隨著釬料含量的增加，耐磨層的耐磨性呈下降趨勢(shì)。采用純釬料釬焊的試樣，2 min 內(nèi)就將整個(gè)耐磨層全部磨掉，WC 含量在50%左右的耐磨層耐磨性差別不大。根據(jù)工藝試驗(yàn)和耐磨性能的對(duì)比結(jié)果，最終確定實(shí)際葉片耐磨層焊接用的配比為含釬料在45%～55%。

2.3 大面積(70 mm×6 mm)試樣耐磨層釬焊

由于TC4 鈦合金風(fēng)扇葉片凸臺(tái)面積相對(duì)于釬焊來(lái)說(shuō)為大面積釬焊(約420 mm2)，難度很大，因此在前期小試樣的試驗(yàn)基礎(chǔ)上開(kāi)展了與實(shí)際葉片凸臺(tái)同尺寸的試樣釬焊工藝試驗(yàn)，采用了單匝感應(yīng)線圈進(jìn)行焊接，示意圖見(jiàn)圖4。

圖4 試樣感應(yīng)釬焊示意圖Fig.4 Schematic diagram of induction brazing

試樣A 是采用額定頻率100 kHz、單匝線圈(外徑4 mm 的銅管彎制的一字型線圈)的釬焊試樣，整個(gè)釬焊過(guò)程中限制環(huán)內(nèi)混合填料的試樣兩端頭先到溫，中間部分后到溫，試樣整體的釬焊處于基本可控狀態(tài)，焊后試樣在中間部位上存在較多的缺陷(圖5a)，這也是由于中間部位是最后到溫的地方，該處吸附在釬料或WC 顆粒上的氣體、粘接劑等在短時(shí)間內(nèi)無(wú)法被排出造成的;后期對(duì)線圈外形進(jìn)行了調(diào)整，外形為啞鈴形狀(兩頭大中間窄形狀)，調(diào)整后的釬焊試樣B 整體到溫比較均勻，由于焊接時(shí)為模擬真實(shí)葉片凸臺(tái)釬焊狀態(tài)，即裝配時(shí)有一端頭距感應(yīng)圈距離很近，另一端頭距離稍遠(yuǎn)，這樣的結(jié)果就是距離感應(yīng)圈遠(yuǎn)的試樣端到溫稍慢，解剖試樣發(fā)現(xiàn)耐磨層橫剖面上缺陷數(shù)量明顯減少，但到溫慢的端頭有2 個(gè)約φ0.5 mm 的缺陷和幾個(gè)很小的針眼(圖5b)，針對(duì)這種情況，采取減短感應(yīng)線圈的整體長(zhǎng)度的措施應(yīng)該能較好解決這個(gè)問(wèn)題。

試樣C 采用額定頻率200 kHz、單匝線圈(外徑4 mm 的銅管彎制線圈)，用與100 kHz 近似的功率時(shí)間曲線控制，焊接完成時(shí)間遠(yuǎn)少于前者，控溫較難，局部到溫太快，尤其是在試樣裝夾高度偏差大(與前者相比僅0.2 mm 高度上的差異)的情況下，也易出現(xiàn)一端溶蝕較大(圖6a)，對(duì)整體釬焊外觀成形試樣解剖后發(fā)現(xiàn)試樣一周和中間均存在較多的缺陷(圖5c);后采用了更貼近試樣形貌的啞鈴結(jié)構(gòu)線圈釬焊試樣D，整個(gè)釬焊過(guò)程溫升較為均勻，試樣外觀成形良好(圖6b)，解剖后中心線存在幾個(gè)細(xì)小缺陷孔(圖5d)。

圖5 采用兩種頻率釬焊的耐磨層試樣Fig.5 Specimens with wear-resistant layers induction brazed of two different frequency

圖6 采用200 kHz 釬焊的試樣外形Fig.6 Morphologies of the induction brazed specimens with 200 kHz power source

2.4 釬焊熱循環(huán)對(duì)試樣基體的影響

為了研究今后實(shí)際葉片釬焊過(guò)程中釬焊熱循環(huán)次數(shù)對(duì)葉片基體性能和組織的影響程度，從而為TC4 風(fēng)扇葉片耐磨層補(bǔ)焊次數(shù)的確定提供依據(jù)，對(duì)采用不同釬焊熱循環(huán)次數(shù)的試樣的耐磨層縱向剖面進(jìn)行了顯微組織分析。

圖7 為釬焊熱循環(huán)1 次試樣的顯微組織。從圖7a、圖7b 可以看出，耐磨層中WC 硬質(zhì)合金顆粒均勻牢固地鑲嵌在鈦基釬料中，耐磨層與試樣基體形成了良好的冶金結(jié)合，在使用過(guò)程中鑲嵌在鈦基釬料中的WC 硬質(zhì)合金顆粒將起到主要支撐磨損載荷的作用。

圖7 釬焊熱循環(huán)1 次的試樣顯微組織Fig.7 Microstructure of specimen with one time brazing process

從圖7b、圖7c 可以看出，釬焊后接近耐磨層與基體接面處的基體組織有明顯長(zhǎng)大，耐磨層顯微組織主要有白色塊狀物相、深灰色顆粒狀相和淺灰色相3 種相組成，其中白色塊狀物相為WC硬質(zhì)合金顆粒，其余兩相為由基體的初生α 相基礎(chǔ)上生長(zhǎng)出來(lái)的α+β 兩相組織［13-14］。

從圖7 中還可以看出，在從界面往遠(yuǎn)離界面處的組織為一漸變過(guò)程，距離界面越近組織越粗大，在距界面1.5～2 mm 處的母材組織(圖7d)與基體材料組織(圖7f)基本上無(wú)明顯差別，這證明采用本工藝釬焊熱循環(huán)1 次對(duì)母材基體的影響區(qū)間在1.5 mm 以內(nèi)。

圖8、圖9 分別為釬焊熱循環(huán)2 次和3 次的試樣顯微組織。從圖8 中可以看出，釬焊熱循環(huán)次數(shù)為2 次的焊接界面附近組織長(zhǎng)大較釬焊1 次明顯，影響區(qū)間也增大，到距離界面2 mm 左右，基體組織已基本接近母材的原始組織，其熱影響區(qū)域距離在2 mm 以內(nèi)。而從圖9 則能看出釬焊熱循環(huán)3 次的焊接界面處組織明顯長(zhǎng)大，熱影響區(qū)則擴(kuò)大至3 mm。

圖8 釬焊熱循環(huán)2 次的試樣顯微組織Fig.8 Microstructure of specimen with two times brazing process

圖9 釬焊熱循環(huán)3 次的試樣顯微組織Fig.9 Microstructure of specimen with three times brazing process

綜合以上不同熱循環(huán)次數(shù)對(duì)母材組織的影響，釬焊熱循環(huán)3 次以內(nèi)對(duì)基體組織影響距離差別不大，能保持在3 mm 以內(nèi)，因此今后實(shí)際葉片的焊接補(bǔ)焊次數(shù)宜控制在兩次以內(nèi)。

3 結(jié)論

1)采用高頻感應(yīng)釬焊方法在TC4 鈦合金表面釬焊WC 硬質(zhì)合金耐磨層，能得到組織致密、結(jié)合良好的耐磨層，耐磨層與基體材料形成了良好的冶金結(jié)合。

2)離耐磨層與TC4 鈦合金試樣基體的結(jié)合界面越近，基體顯微組織有長(zhǎng)大的趨勢(shì)，并且隨著釬焊熱循環(huán)次數(shù)的增加釬焊熱循環(huán)對(duì)基體的影響距離變大，實(shí)際焊接的補(bǔ)焊次數(shù)宜控制在2 次以內(nèi)。

［1］錢九紅.航空航天用新型鈦合金的研究發(fā)展及應(yīng)用［J］.稀有金屬，2000，24(3):218－223.

［2］李明怡.航空用鈦合金結(jié)構(gòu)材料［J］.世界有色金屬，2000(6):17－20.

［3］黃天娥，范桂彬，閆海，等.航空用鈦合金材料及鈦合金標(biāo)準(zhǔn)發(fā)展綜述［J］.航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，2010(3):30－33.

［4］Lineberger L.Titanium aerospace alloy［J］.Advanced Materials and Processes，1998，153(5):45－46.

［5］彭艷萍，曾凡昌，王俊杰，等.國(guó)外航空鈦合金的發(fā)展應(yīng)用及其特點(diǎn)分析［J］.材料工程，1997(10):3－6.

［6］張強(qiáng)，張永峰，馬雙元.大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片振動(dòng)模態(tài)分析［J］.沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，28(3):14－17.

［7］彭秀云.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的表面涂層技術(shù)［J］.航空制造技術(shù)，2007(6):93－95.

［8］吳小梅，李偉光，陸峰.壓氣機(jī)葉片抗沖蝕涂層的研究及應(yīng)用進(jìn)展［J］.材料保護(hù)，2007，40(10):54－57.

［9］沈德久，王玉林，方春林.碳化鎢增強(qiáng)鎳基噴熔層耐磨性的研究［J］.粉末冶金技術(shù)，1997，15(4):286－288.

［10］郝兵，李成剛.表面涂層技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2004，30(4):38－40.

［11］徐德生，任露泉，邱小明，等.高頻釬焊WC/Cu 仿生非光滑耐磨復(fù)合涂層的研究［C］.中國(guó)農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)會(huì)2003年學(xué)術(shù)年會(huì)論文集，2003:147.

［12］《中國(guó)航空材料手冊(cè)》編輯委員會(huì).中國(guó)航空材料手冊(cè)(第4 卷):鈦合金 銅合金［M］.北京:中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2001:8.

［13］陳波，毛唯，謝永慧，等.Ti－Zr－Cu－Ni－Co 系新釬料的成分設(shè)計(jì)及TC4 合金釬焊接頭的力學(xué)性能［J］.航空材料學(xué)報(bào)，2006，26(1):59－62.

［14］程耀永，馬文利，郭萬(wàn)林.TC4 合金TLP 擴(kuò)散焊的組織與性能［J］.材料工程，1999(12):31－34.