螺栓、螺柱、螺釘、螺母、墊圈、銷、鉚釘?shù)染o固件在飛機(jī)上用量極大，一架飛機(jī)所用的緊固件及彈性元件少則幾十萬件，多則幾百萬件，如俄羅斯的一架伊爾 -96飛機(jī)使用緊固件達(dá) 14.2 萬件，單架空客 A380 使用緊固件超過 100 萬件，波音 787 曾出現(xiàn)因緊固件短缺而延期交付的事件。隨著飛機(jī)先進(jìn)性的提高，對緊固件材料的要求越來越高，高減重、耐腐蝕、無磁性、與復(fù)合材料相容性好的鈦合金逐漸成為先進(jìn)飛機(jī)緊固件材料的首要選擇[1-3] ，F(xiàn)-16、F-18、F-35、F-22、C-17 等軍用戰(zhàn)斗機(jī)和運(yùn)輸機(jī)上廣泛采用鈦合金緊固件并起到了良好效果，F(xiàn)-15 戰(zhàn)斗機(jī)用鈦合金緊固件占全機(jī)緊固件的 73%，C-17 大型軍用運(yùn)輸機(jī)使用了 423000 個鈦合金銷釘和241000 個鈦合金螺栓；圖 -204 型客機(jī)采用 940kg 的BT16 鈦合金緊固件后，飛機(jī)減重達(dá) 688kg，波音 747 型飛機(jī)采用鈦合金緊固件代替合金鋼緊固件后，其單機(jī)總重量也減輕了 1814kg [2] 。

近年來，美國軍民用飛機(jī)上的合金鋼緊固件已基本被鈦合金緊固件所取代，而我國航天緊固件用鈦合金材料技術(shù)發(fā)展較晚，且長期依賴進(jìn)口。隨著緊固件用鈦合金國產(chǎn)化進(jìn)程的加快，進(jìn)一步梳理緊固件用鈦合金材料及工藝發(fā)展現(xiàn)狀十分必要。

本文在回顧國內(nèi)外鈦合金緊固件應(yīng)用現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，對比分析了緊固件用鈦合金材料的性能特點(diǎn)，結(jié)合先進(jìn)飛機(jī)對高性能緊固件的需求，介紹了幾種緊固件用高強(qiáng)韌鈦合金材料及緊固件加工工藝。

1、緊固件用鈦合金材料的發(fā)展及應(yīng)用

1.1 國外緊固件用鈦合金的發(fā)展及應(yīng)用

緊固件中大量使用的主要是螺栓，鈦合金螺栓要求抗剪強(qiáng)度和抗拉強(qiáng)度都要達(dá)到高強(qiáng)度鋼 30CrMnSiA 水平。鈦合金緊固件的首次使用要追溯到20世紀(jì)50年代，美國首先將 Ti-6Al-4V（Ti-64）螺栓用在 B-52 轟炸機(jī)上，取得顯著的減重效果[4] 。Ti-64的β穩(wěn)定系數(shù)為0.27，密度小、強(qiáng)度和疲勞性能良好、合金成分簡單、半成品成本低，因此得到了廣泛應(yīng)用和開發(fā)。1955 年就使用了 100 萬個 Ti-64 鈦合金螺栓，1958 年則達(dá)到 2000 萬個，并逐漸成為美國和西歐各國在航空航天部門應(yīng)用的主要緊固件材料。但 Ti-64 的冷塑性很差，其緊固件成形只能熱鐓，而且尚需真空固溶（水冷）、時效等特殊設(shè)備，生產(chǎn)成本提高，同時由于其淬透性較差，不能保證大截面下性能一致性等原因，致使生產(chǎn)的螺栓尺寸受到限制，一般不超過 φ 19mm。隨后，美國開始將 Ti-3Al-8V-6Cr-4Mo-4Zr（β-C）用于制備緊固件，其強(qiáng)度水平達(dá) 1150MPa，且由于其淬透性較好，可生產(chǎn) φ 38mm 的

大尺寸緊固件[5] 。

俄羅斯的緊固件主要采用 BT16（Ti-3Al-5Mo-4.5V），該合金屬 α+β 型高強(qiáng)鈦合金，其強(qiáng)度水平為1030MPa，主要半成品是熱軋棒材和冷鐓用磨光棒、絲材，主要用于制造緊固件，如螺栓、螺釘、螺母和鉚釘?shù)龋罡吖ぷ鳒囟?350℃。BT16 鈦合金在固溶時效狀態(tài)下的強(qiáng)度比 Ti-64 合金稍低，主要優(yōu)點(diǎn)是在退火狀態(tài)下可以冷鐓成形，明顯提高了生產(chǎn)效率[6-7] 。因此，以冷變形方式制造的 BT16 緊固件在俄羅斯的機(jī)械制造業(yè)得到廣泛應(yīng)用，并成為俄羅斯航空航天部門應(yīng)用的主要標(biāo)準(zhǔn)件材料。

隨著 A380 等先進(jìn)民用客機(jī)的推動，歐美國家相繼開始研究可以替代 Inconel718、A286 及 MP35N 等高溫合金制造的高強(qiáng)緊固件，備選合金有 β-LCB、Ti-153、β21S 和 Ti-3553 等鈦合金，但目前尚未見其實(shí)際應(yīng)用于緊固件的報道。

1.2 國內(nèi)緊固件用鈦合金的發(fā)展及應(yīng)用

我國鈦合金緊固件的研制起步較晚。20 世紀(jì) 60年代中期，成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所開始研究 TB2 鈦合金鉚釘用于鈦合金飛機(jī)機(jī)身，并于 20 世紀(jì) 70 年代末期完成相關(guān)工作的技術(shù)鑒定[8] 。到 20 世紀(jì) 80 年代后期，逐步開展了 TC4 鈦合金緊固件熱鐓技術(shù)的研究[9] 。同時，為了克服 TC4 合金頭部成型難的問題，參照國外雙金屬鈦合金鉚釘，研制塑性較好的 Ti-45Nb 鉚釘并通過摩擦焊接使 Ti-45Nb 鉚釘與 TC4 柳釘桿連接。為了緊跟國際先進(jìn)航空航天緊固件的發(fā)展趨勢，我國也相繼仿制了一系列緊固件用鈦合金，如根據(jù)前蘇聯(lián) BT3-1 合金仿制的 TC6（Ti-6Al-2.5Mo-1.5Cr-0.5Fe-0.3Si）馬氏體型 α/β 兩相鈦合金、仿制 BT16 的 TC16（Ti-3Al-5Mo-4.5V）鈦合金、參照美國 Ti-8Mo-8V-2Fe-3Al 合金研制的 TB3合金等。但我國生產(chǎn)的鈦合金緊固件質(zhì)量并不穩(wěn)定，大部分仍依賴進(jìn)口，不僅價格較昂貴，而且經(jīng)常由于采購供應(yīng)不上，研制或生產(chǎn)處于“停工待釘”的狀態(tài)。因此，

我國自主研發(fā)的鈦合金緊固件在先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)上的用量很少。

在高強(qiáng)度緊固件方面，我國現(xiàn)役戰(zhàn)機(jī)的緊固件多采用進(jìn)口高強(qiáng)度鋼 30CrMnSiA。近年來開始逐漸采用進(jìn)口 Ti-64 鈦合金絲棒材制造 1100MPa 級的緊固件，TC16、TB8 鈦合金緊固件也相繼采用并起到了很好的減重效果。其中，TB8（β21S，Ti-15Mo-3Al-2.7Nb-0.2Si）鈦合金是美國 Timet 公司于 1989 年針對美國國家航空航天飛機(jī)計(jì)劃 NASP 對抗氧化金屬及復(fù)合材料基體的需求而研制的一種亞穩(wěn)定 β 型鈦合金[10-11] ，不僅具有與 Ti-64 合金相似的抗蠕變能力、比 Ti-153 合金高 100 倍的抗氧化性和優(yōu)良的耐蝕性能，而且和 Ti-153合金一樣具有與工業(yè)純鈦相似的冷變形性能，非常容易加工成板材、帶材、箔材、絲棒材等，是制造 1250MPa 級緊固件的理想鈦合金材料之一。但值得注意的是，TB8

鈦合金由于含有 15%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）的 Mo 元素很容易導(dǎo)致成分偏析，大規(guī)格鑄錠（>1t）生產(chǎn)困難，限制了規(guī)模生產(chǎn)和進(jìn)一步推廣應(yīng)用[1] 。

1.3 緊固件用鈦合金性能對比

表 1 列出了目前幾種緊固件常用鈦合金的性能。

表1 常見航空緊固件用鈦合金的性能

TC4、BT16、TB2、TB3、TB5 等制造的鈦合金緊固件旨在取代鋁合金和合金鋼緊固件，強(qiáng)度水平在 1000MPa 級以上；TB8 合金制造的緊固件已逐漸取代高強(qiáng)鋼和 TC4緊固件，強(qiáng)度水平在 1250MPa 以上。

Beta-C 作為目前使用較多的緊固件高強(qiáng)鈦合金，已經(jīng)成功地進(jìn)入商業(yè)化應(yīng)用，并在 φ 38mm 的大尺寸緊固件上獲得應(yīng)用，其主要原因在于該合金良好的淬透性和冷成形能力。另外，熱處理工藝對合金組織性能的調(diào)控也得到了充分的研究，其結(jié)果如表 2 所示。可以看出，熱處理工藝對鈦合金力學(xué)性能的影響較大，Beta-C 合金的抗拉強(qiáng)度可在 1200~1550MPa 范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，相對應(yīng)地，其延伸率變化范圍為 9%~12%。

表2 不同處理工藝下Beta-C的室溫力學(xué)性能

2、高強(qiáng)緊固件用鈦合金研究進(jìn)展

2.1 航空緊固件對材料力學(xué)性能的要求

航空緊固件在服役期間除了受靜載荷的作用外，還要經(jīng)受由于飛行器起飛和降落、發(fā)動機(jī)振動、轉(zhuǎn)動件的高速旋轉(zhuǎn)、機(jī)動飛行和突風(fēng)等因素產(chǎn)生的交變載荷的作用，因此對材料力學(xué)性能要求較高，必需檢測的性能包括拉伸強(qiáng)度、雙剪切強(qiáng)度和疲勞性能等。

在檢測技術(shù)方面，緊固件抗拉強(qiáng)度的檢測不同于材料性能測試，無需制備標(biāo)準(zhǔn)試樣，而是將鈦合金緊固件成品安裝在裝有特殊夾具的拉伸機(jī)上進(jìn)行檢測，根據(jù)緊固件頭部形狀的不同，測試使用的夾具不同。在測試之前要求螺紋試樣在安裝螺母支承面以下應(yīng)至少有兩扣不旋合螺紋，螺栓末端的不完整螺紋應(yīng)伸出螺母頂部。

實(shí)測得的斷裂力值即為其抗拉強(qiáng)度。一般沉頭螺栓的理論抗拉強(qiáng)度是凸頭螺栓抗拉強(qiáng)度的 90% [12] 。

緊固件雙剪切強(qiáng)度測試也采用已成形的緊固件置于特定的剪切工裝上，通過對剪切工裝加壓使材料發(fā)生斷裂的最大壓強(qiáng)即為雙剪切強(qiáng)度。

由于鈦合金緊固件在使用之前采用了許多能夠提高疲勞壽命的熱機(jī)械處理方法，且材料的顯微組織、加工方法對疲勞壽命均有影響，因此緊固件的疲勞壽命的測試并不選用原材料或者半成品進(jìn)行，而一般用緊固件成品進(jìn)行測試。常用高強(qiáng)緊固件要求在 R=0.1，一定試驗(yàn)載荷（按相關(guān)技術(shù)條件或者訂貨文件確定），試驗(yàn)頻率不超過 210Hz 的疲勞條件下 13 萬次循環(huán)不失效[13] 。

隨著飛機(jī)先進(jìn)性的提高和航空材料技術(shù)的發(fā)展，對緊固件及其材料提出了更高的減重要求。Ferrero [14] 提出了緊固件材料的兩步發(fā)展目標(biāo)，如表 3 所示。第一階段要求緊固件抗拉強(qiáng)度、剪切強(qiáng)度分別達(dá)到 1241MPa和 703MPa 的水平，相應(yīng)的材料抗拉強(qiáng)度、剪切強(qiáng)度和延伸率應(yīng)分別達(dá)到 1379MPa、745MPa 和 10% 的水平。

表3   航空高強(qiáng)緊固件及材料性能要求

第二階段期望緊固件的抗拉強(qiáng)度、剪切強(qiáng)度分別達(dá)到1517MPa 和 862MPa 的水平，對材料的力學(xué)性能要求更高。

2.2 高強(qiáng)韌鈦合金技術(shù)的發(fā)展

表 4 列出了幾種近年來開發(fā)出的高強(qiáng)鈦合金材料及其室溫性能。不難發(fā)現(xiàn)，近 β 鈦合金由于具有優(yōu)異的可淬性與剪切性能、較好冷成型能力及達(dá)到更高強(qiáng)度的潛力，有望作為高強(qiáng)緊固件用最佳的候選材料。其中，俄羅斯 BT22、美國的 Ti-5553 等合金強(qiáng)度水平均達(dá)到1250MPa，已成功應(yīng)用于起落架等飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，并正在進(jìn)行擴(kuò)大應(yīng)用研究。Alcoa 公司近幾年利用 Ti-5553制造航空緊固件，合金的拉伸極限可在 1179~1496MPa之間進(jìn)行調(diào)整，對應(yīng)地，其延伸率調(diào)整范圍在 4%~13%之間。 φ 11mm 的 Ti-5553 合金 AERO-LITE 系列的銷釘在 MIL-STD-1312 標(biāo)準(zhǔn)下進(jìn)行力學(xué)性能測試，結(jié)果表明，該合金最小拉伸極限為 63.6kN，雙剪切強(qiáng)度高于745MPa，載荷比 22kN/2.2kN、頻率 10Hz 加載下疲勞壽命超過 130000 次，螺紋的拉伸極限載荷超過了 94.3kN。

表4   幾種高強(qiáng)鈦合金室溫強(qiáng)度

這表明，Ti-5553 具有較高的強(qiáng)度和疲勞性能，但強(qiáng)度超過 1200MPa 時塑性低于 8%。為此，近年來，基于 Ti-5553 改型的 Ti-3553 合金作為緊固件應(yīng)用，可獲得 75%的冷變形能力，抗拉強(qiáng)度和剪切強(qiáng)度高出 Ti-64 合金25% [15-16] 。

Ti-7333（Ti-7Mo-3Nb-3Cr-3Al）是 西 北 工 業(yè)大學(xué)開發(fā)的一種具有自主知識產(chǎn)權(quán)的新型近 β 鈦合金， φ 150mm 棒 材 經(jīng) 簡 單 固 溶 時 效（820 ℃，50min/AC+580℃ 8h/AC）后抗拉強(qiáng)度大于 1350MPa、延伸率大于 8% [17] ，斷裂韌性 K IC 大于 90MPa·m -1/2 ，綜合性能優(yōu)于同種規(guī)格的 Ti-5553 鈦合金棒材； φ 15~85mm 棒材經(jīng)固溶時效（820℃，50min/AC+520~540℃，6h/AC）處理后，其抗拉強(qiáng)度大于 1400MPa，延伸率大于 8%，強(qiáng)度水平優(yōu)于 TB8 等鈦合金棒材，如圖 1 所示。目前，Ti-7333合金正在進(jìn)行高強(qiáng)緊固件的應(yīng)用研究。

Du 等[18]報道了一種高強(qiáng)近 β 鈦合金 Ti-3.5Al-5Mo-6V-3Cr-2Sn-0.5Fe，經(jīng)兩相區(qū)熱軋后的軋板經(jīng)兩相區(qū)固溶和較低溫時效后其性能表現(xiàn)優(yōu)異，抗拉強(qiáng)度可達(dá)到 1503MPa，同時延伸率達(dá)到 15%，也有望成為一種優(yōu)異的緊固件用鈦合金材料。

總之，航空緊固件用鈦合金已基本完成 970MPa（Ti-64、TB3）、1100MPa（β-C、Ti-153）、1250MPa（TB8）強(qiáng)度級別的材料研究，目前正在進(jìn)行 1370MPa 級別的Ti-3553、Ti-7333 合金的緊固件應(yīng)用研究，如圖 2 所示。

3、鈦合金棒絲材及緊固件加工工藝進(jìn)展

在不斷發(fā)展更高強(qiáng)度鈦合金材料的同時，國內(nèi)外也非常重視熱機(jī)械處理工藝、組織性能穩(wěn)定性控制技術(shù)等方面的深入研究，如在對 TIMETAL-LCB、Ti-153、β-21S 和 BT22 等高強(qiáng)度鈦合金的強(qiáng)韌化機(jī)理研究中發(fā)現(xiàn)，合適的固溶時效＋熱機(jī)械處理工藝可以得到細(xì)小（尺寸約為 10μm）而均勻分布的 α ＋ β 細(xì)晶組織，獲得超高強(qiáng)度（抗拉強(qiáng)度 1500~1600MPa）和塑性（延伸率8%）的最佳匹配[19-21] 。

合理的熱變形工藝對獲得具有良好組織和綜合力學(xué)性能棒絲材具有重要影響。棒絲材生產(chǎn)過程中包含的熱變形工藝包括了加熱溫度、變形量和軋制速度等。

例如，為了使得 BT16 合金晶界 α 相充分破碎為片狀組織，變形前加熱溫度的選擇應(yīng)能夠保證熱變形在 β 相區(qū)開始并在兩相區(qū)結(jié)束，即加熱溫度應(yīng)在 T β 以上，但不宜過高，溫度過高導(dǎo)致變形在 β 相區(qū)結(jié)束，晶界 α 相無法充分破碎。變形量對組織的影響也很重要，若變形量過大（≥ 70%），片狀組織容易發(fā)生球化且導(dǎo)致變形不均勻；若變形量過小（≤ 30%），則變形難以保證組織充分細(xì)化。軋制速度對組織影響與變形量類似，速度過快，容易出現(xiàn)過熱組織；過慢則不利于組織細(xì)化。目前，棒絲材的軋制方法主要包括了縱向軋制法和螺旋軋制法。

采用縱向軋制法時易使得棒材產(chǎn)生強(qiáng)烈變形中心區(qū)。而螺旋軋制不僅使棒材在縱向而且在徑向均能產(chǎn)生流動的剪切變形，有助于獲得均勻的組織[22] 。因此，目前大多采用螺旋軋制工藝來獲得組織和綜合性能優(yōu)異的棒絲材。

鈦合金緊固件制造流程主要包括了緊固件頭部成形、螺紋成形及頭下圓角擠壓，其次還包括了熱處理、無心磨削、表面處理等[23] 。首先，緊固件頭部成形需采用鐓鍛成形設(shè)備完成，成形方式主要包括冷鐓和熱鐓。且隨著鐓鍛工藝的不斷發(fā)展，鐓鍛設(shè)備已向數(shù)控化發(fā)展。

如各國相關(guān)廠家開發(fā)的多模成形用鐓機(jī)，從送料及切料長度、加熱溫度及調(diào)整、加工效率、模具及推桿位置設(shè)定等均可實(shí)現(xiàn)數(shù)字調(diào)整，優(yōu)化加工質(zhì)量，并可根據(jù)不同品種采用不同加工工藝，提高加工效率。其次，航空緊固件對螺紋的精度要求高，質(zhì)量要求嚴(yán)。外螺紋的成形方法一般包括搓絲法、滾絲法和車削法等。由于車削法會將金屬流線切斷，降低緊固件的力學(xué)性能。因此，目前主要采用搓絲法和滾絲法制備緊固件外螺紋。對于小規(guī)格緊固件，一般采用數(shù)控溫搓絲機(jī)來實(shí)現(xiàn)。溫搓絲過程涉及緊固件的軟化與硬化，可較好地改善絲板應(yīng)力狀態(tài)，減少崩牙的可能，使工件折迭減小，滿足鈦緊固件的質(zhì)量要求。對大規(guī)格緊固件，一般采用數(shù)控溫滾絲機(jī)來實(shí)現(xiàn)，除上述優(yōu)點(diǎn)外，數(shù)控溫滾絲機(jī)與傳統(tǒng)機(jī)械滾絲機(jī)比，還具有設(shè)定速度快、質(zhì)量易控制等優(yōu)點(diǎn)。外螺紋的成形大多采用數(shù)控滾絲機(jī)，實(shí)現(xiàn)滾絲質(zhì)量的監(jiān)控功能，滿足高效生產(chǎn)需要。另外，鈦合金材料對缺口敏感性強(qiáng)，在緊固件頭桿連接部位存在較大的應(yīng)力集中，影響緊固件性能。因此，需將螺栓頭部下的圓角進(jìn)行強(qiáng)化。目前，大多采用高效圓角強(qiáng)化機(jī)作用在頭桿過渡處形成一條塑性變形帶，通過產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力、提高硬度、減小表面粗糙度來提高連接處的機(jī)械強(qiáng)度與疲勞強(qiáng)度[24] 。

除此之外，緊固件的制備流程還包括了車削加工、表面涂覆、自動化缺陷檢測等。且隨著對緊固件性能要求的持續(xù)提高，其加工工藝也需不斷地進(jìn)行改進(jìn)。

4、結(jié)論

鈦合金緊固件由于密度小、強(qiáng)度高、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)，廣泛地應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。歐美等航空工業(yè)發(fā)達(dá)國家研制鈦合金緊固件起步早，已形成了符合自身工藝技術(shù)的鈦合金材料體系，且在航空航天領(lǐng)域獲得了大量應(yīng)用。而我國航空鈦合金緊固件的研制起步較晚，緊固件的研制大多以跟蹤仿制和技術(shù)借鑒為主，缺乏自主知識產(chǎn)權(quán)，新材料的研發(fā)與應(yīng)用研究脫節(jié)。同時，高強(qiáng)緊固件用鈦合金材料及緊固件制造工藝成熟度偏低。但隨著航空航天產(chǎn)業(yè)的不斷發(fā)展，我國對鈦合金緊固件特別是超高強(qiáng)度鈦合金緊固件的需求將會持續(xù)增長，因此加快高強(qiáng)緊固件用鈦合金材料及應(yīng)用技術(shù)研究，盡快形成我國鈦合金緊固件材料體系已迫在眉睫。

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通訊作者：寇宏超，教授，研究方向?yàn)楹娇蘸教焘伜辖稹iAl 金屬間化合物及其相關(guān)的凝固技術(shù)、塑性成形技術(shù)和擴(kuò)散連接技術(shù)，E-mail:hchkou@nwpu.edu.cn。