引言

TC4B 是一種 α+β 雙相鈦合金[1]，具有高強(qiáng)度和優(yōu)異的耐腐蝕性能，在航空航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[2]。在使用過(guò)程中，大多數(shù)鈦合金承受交變載荷，因此鈦合金結(jié)構(gòu)件的高周疲勞壽命對(duì)應(yīng)力集中非常敏感，尤其是焊接疲勞件，焊縫區(qū)域存在大小不等的應(yīng)力集中[3]。LI 等人[4]研究表明，焊接產(chǎn)生的殘余應(yīng)力對(duì)振動(dòng)疲勞壽命有顯著影響，且由于焊接過(guò)程中的熱效應(yīng)，熱影響區(qū)和焊縫區(qū)域存在一定的疲勞弱點(diǎn)。激光-MIG復(fù)合焊接技術(shù)由于其熱源集中好、熱影響區(qū)小、效率高等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天鈦合金材料焊接中得到了廣泛的應(yīng)用，但仍難以避免焊接缺陷的存在[5]。為了改善焊接接頭疲勞性能，國(guó)內(nèi)外學(xué)者開展了一系列研究工作。

SU 等人[6]對(duì) TC21 鈦合金脈沖激光-電弧復(fù)合焊接接頭的復(fù)合波形和變幅疲勞特性進(jìn)行了研究，揭示了不同初始最大循環(huán)應(yīng)力下焊接接頭的微變形機(jī)理和裂紋形成機(jī)理，同時(shí)發(fā)現(xiàn)氣孔是導(dǎo)致焊接接頭疲勞失效的主要因素。CONG 等[3]采用超聲軋制處理，并通過(guò)不同道次的軋制工藝，抑制了疲勞條紋的擴(kuò)展，提高了 TC4 鈦合金激光焊接接頭的疲勞性能。

HU 等人[7]對(duì) TA15 鈦合金雙面氬弧焊接頭進(jìn)行了激光沖擊強(qiáng)化處理，對(duì)比分析了激光沖擊強(qiáng)化前后接頭的疲勞壽命及疲勞裂紋形成機(jī)理，發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋的起裂位置由高應(yīng)力集中的表面缺陷向內(nèi)部轉(zhuǎn)移。清華大學(xué)吳敏生等[8]提出將激光擺動(dòng)加入到激光電弧復(fù)合焊接中，實(shí)現(xiàn)焊縫晶粒細(xì)化，抑制氣孔、裂紋等缺陷。

朱宗濤等[9]針對(duì)于鋁合金開展了震蕩激光-MIG 復(fù)合焊接研究，系統(tǒng)研究了高脈沖激光調(diào)質(zhì)耦合方式對(duì)焊接接頭疲勞性能的影響。

通過(guò)以上學(xué)者的研究發(fā)現(xiàn)，焊接氣孔是導(dǎo)致疲勞失效的主要原因，采用超聲軋制以及激光沖擊強(qiáng)化處理可以有效提高焊接接頭的疲勞性能，而對(duì)于擺動(dòng)激光-MIG 復(fù)合焊接的研究主要集中在鋁合金，針對(duì)于中厚板鈦合金擺動(dòng)激光-MIG 復(fù)合焊接的研究相對(duì)較少。因此，筆者采用具有能量密度高、熔透深、變形小等優(yōu)點(diǎn)的擺動(dòng)激光-MIG 復(fù)合焊焊接 TC4B 鈦合金，對(duì)焊接接頭的顯微組織、抗拉強(qiáng)度、沖擊功及疲勞性能進(jìn)行研究，分析其疲勞斷裂原因，并通過(guò) S-N 曲線對(duì)斷口疲勞裂紋的擴(kuò)展規(guī)律進(jìn)行研究。

1、試驗(yàn)材料與方法

試驗(yàn)選擇焊接試板為 TC4B 鈦合金，母材成分如表 1 所示，試板尺寸為 300mm×150mm×20mm。坡口形貌及尺寸如圖 1 所示。選擇的填充材料為 TC4 焊絲，直徑 1.2 mm，其成分如表 2 所示。

試驗(yàn)采用擺動(dòng)激光-MIG 復(fù)合焊接，如圖 2 所示，激光在前電弧在后，焊槍與母材保持 60°的夾角，激光束與焊槍保持 30°的夾角。由于鈦合金焊接過(guò)程中存在氧化現(xiàn)象，采用了正面保護(hù)脫罩以及通入背部保護(hù)氣體的方法，保護(hù)氣體為高純氬，保護(hù)氣體流量為 25L/min。焊前用 500W IPG 激光清洗設(shè)備對(duì)試板坡口進(jìn)行表面清洗，然后對(duì)試板進(jìn)行裝配，裝配完成后開始進(jìn)行焊接。由于試板較厚，所以焊接方法包括打底焊以及填充焊兩種，并采用雙面焊（正面、背面）的焊接方式。根據(jù)以往焊接試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，焊縫內(nèi)部的氣孔缺陷主要是由于激光功率較大產(chǎn)生的，因而在第一道打底焊中加入了擺動(dòng)，抑制氣孔的產(chǎn)生，填充焊時(shí)則不需要激光擺動(dòng)，具體焊接參數(shù)如表 3 所示。

焊接完成后，沿垂直于焊縫的方向取拉伸、沖擊、疲勞試樣，拉伸與疲勞試樣尺寸如圖 3 所示，依據(jù)國(guó)標(biāo)標(biāo)準(zhǔn) GB/T228.1-2021 和 GB/T2650-2022 進(jìn)行拉伸與沖擊試驗(yàn)。疲勞試驗(yàn)條件如下：溫度 23℃，濕度50%，正弦波加載，頻率 100Hz，應(yīng)力比 0.1，循環(huán)次數(shù)為 107，對(duì)加工完的疲勞樣件進(jìn)行拋光處理，去除表面的劃痕。采用 QBG-20 高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)樣件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，采用 ZEISS Axio observer 金相顯微鏡對(duì)焊接接頭的顯微組織進(jìn)行了拍攝和觀察，采用 TESCAN 掃描電鏡觀察斷口的形貌。

2、結(jié)果與分析

2.1 焊接接頭內(nèi)部質(zhì)量

圖 4 是焊縫內(nèi)部質(zhì)量的 X 射線探傷結(jié)果，通過(guò)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，加入激光擺動(dòng)后，可以有效地減小焊接過(guò)程中的氣孔含量，改善焊縫內(nèi)部質(zhì)量，對(duì)于后續(xù)焊接接頭力學(xué)性能的提高也有一定的指導(dǎo)作用。

2.2 焊接接頭顯微組織

圖 5 是焊接接頭的顯微組織微觀形貌，觀察發(fā)現(xiàn)焊接接頭的熱影響區(qū)較窄，相比焊縫區(qū)晶粒較為細(xì)小，這是因?yàn)椴捎脭[動(dòng)激光-MIG 復(fù)合的焊接方法相比于傳統(tǒng)的電弧焊接減小了焊接熱輸入，細(xì)化了晶粒。焊縫區(qū)組織主要為 α＇相的針狀馬氏體，馬氏體有兩個(gè)生長(zhǎng)方向且相互垂直，在晶粒內(nèi)部能夠看到些許馬氏體針整個(gè)貫穿。熱影響區(qū)受焊接熱循環(huán)的作用相比于焊縫區(qū)域減小，溫度較低，但隨著熱源移動(dòng)冷卻速度更大，熱影響區(qū)靠近焊縫的區(qū)域受熱源影響明顯，高溫區(qū)域停留時(shí)間較長(zhǎng)，α 相可以完全轉(zhuǎn)變?yōu)楦邷?β 相，冷卻開始 β 相向 α＇相轉(zhuǎn)變，形成馬氏體組織，晶粒向焊縫方向長(zhǎng)大，最終形成粗晶區(qū)；熱影響區(qū)遠(yuǎn)離焊縫的區(qū)域受熱源影響較小，在熱循環(huán)過(guò)程中，加熱溫度不足以使 α 相完全轉(zhuǎn)變?yōu)楦邷?β 相，冷卻開始 β 相向 α＇相的轉(zhuǎn)變不徹底，最終形成 α 相和 α＇相交織在一起后交錯(cuò)分布的混合組織，晶粒形核后此區(qū)域的溫度梯度不足以使晶粒長(zhǎng)大，最終形成細(xì)晶區(qū)。母材為 α+β 雙相鈦合金，母材組織為等軸組織，以片層狀的 α 相為基體，晶間存在少量 β 相，α 相晶粒被拉長(zhǎng)呈現(xiàn)出棒槌形、橢圓形[1]。

2.3 焊接接頭拉伸性能

表 4 所列為不加擺動(dòng)與加擺動(dòng)焊接接頭拉伸檢測(cè)結(jié)果，拉伸試樣為棒材，拉伸斷裂位置都發(fā)生在焊縫處（圖 6）。未加擺動(dòng)的焊縫抗拉強(qiáng)度平均值為 977MPa，加擺動(dòng)的焊縫抗拉強(qiáng)度平均值為 985MPa，分析發(fā)現(xiàn)加擺動(dòng)的焊縫抗拉強(qiáng)度相比于不加擺動(dòng)的要高一些。

圖 7 為拉伸試樣斷口形貌，由圖 7 可見，斷口存在許多韌窩狀結(jié)構(gòu)，其中擺動(dòng)焊接接頭的韌窩尺寸大于不加擺動(dòng)焊接接頭，因而擺動(dòng)焊接接頭韌性較好，這與斷后伸長(zhǎng)率結(jié)果一致。而韌窩的產(chǎn)生包括空洞形核、長(zhǎng)大、聚集和斷裂四個(gè)階段，熱輸入是決定韌窩尺寸的關(guān)鍵因素；在拉力作用下，焊接變形及應(yīng)力集中會(huì)形成空穴，后續(xù)拉力的增大，會(huì)促進(jìn)空穴的長(zhǎng)大，各空穴之間會(huì)容易發(fā)生聚集產(chǎn)生微裂紋，微裂紋持續(xù)擴(kuò)展最終發(fā)生斷裂。

2.4 焊接接頭沖擊性能

表 5 所列為接頭的常溫沖擊試驗(yàn)結(jié)果，試樣尺寸為 55mm×10mm×10mm，沖擊斷裂位置也都發(fā)生在焊縫處（圖 8）。無(wú)擺動(dòng)焊接接頭沖擊功低于母材（41J)，而加擺動(dòng)焊接接頭沖擊功略高于母材，加擺動(dòng)焊接接頭的沖擊功優(yōu)于常規(guī)激光-MIG 復(fù)合焊接頭，這與擺動(dòng)激光的作用及熱輸入密切相關(guān)。圖 9 為接頭沖擊斷口照片，與拉伸斷口類似，在沖擊外力作用下，容易發(fā)生變形和焊接應(yīng)力集中，最終產(chǎn)生空穴。加擺動(dòng)焊接接頭的斷裂以韌性斷裂為主，焊接接頭斷口的韌窩較多且深度較大。

2.5 焊接接頭疲勞性能

1）S-N 曲線

通過(guò)對(duì)焊接接頭進(jìn)行疲勞性能檢測(cè)，得到疲勞試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果，部分典型數(shù)據(jù)如表 6 所示，對(duì)疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行指數(shù)函數(shù)擬合得到 TC4B 擺動(dòng)激光-MIG 復(fù)合焊接接頭試樣的 S-N 曲線（圖 10），可以看出，復(fù)合波形和變幅疲勞壽命隨應(yīng)力幅值的增加而降低。對(duì)疲勞數(shù)據(jù)進(jìn)行整合計(jì)算，得到其中值疲勞壽命，如式（1）所示。

式中：Ni 為疲勞循環(huán)壽命檢測(cè)值（測(cè)值數(shù)量滿足要求）；為可靠度 50%的中值疲勞壽命[10]。并最終確定疲勞壽命為 107 時(shí)，焊接接頭的極限疲勞強(qiáng)度為 464MPa。

2）疲勞斷裂分析

已有研究結(jié)果表明，疲勞斷裂需經(jīng)歷疲勞裂紋萌生、裂紋平穩(wěn)擴(kuò)展以及失穩(wěn)擴(kuò)展三個(gè)階段[10]，疲勞試樣斷口分為疲勞源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)、瞬斷區(qū)三個(gè)部分。本研究對(duì)初始最大循環(huán)應(yīng)力為 450 MPa 的疲勞斷裂進(jìn)行分析，圖 11（a）可以發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋起源于內(nèi)部氣孔，這是因?yàn)樵阝伜辖鸬暮附舆^(guò)程中，雖然采用擺動(dòng)激光方式大大減少了焊縫中氣孔的含量，但仍會(huì)產(chǎn)生一部分尺寸較小且分布隨機(jī)的氣孔。這些微米級(jí)氣孔在復(fù)雜載荷下容易造成局部應(yīng)力集中，成為疲勞源。圖 11（b）疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)中可以觀察到明顯的韌性疲勞裂紋，裂紋周圍粗糙度較大，擴(kuò)展阻力較大，擴(kuò)展速率較慢。圖 11（c）呈現(xiàn)的是瞬斷區(qū)的形貌，有大量的韌窩出現(xiàn)，這是由于當(dāng)擴(kuò)展區(qū)中的裂紋受到阻力減小時(shí)，裂紋擴(kuò)展速率會(huì)增加，最終失穩(wěn)得到撕裂狀的韌窩。

3、結(jié)論

1）焊縫區(qū)組織主要為 α＇相的針狀馬氏體，馬氏體交織在一起呈網(wǎng)籃狀形貌；熱影響區(qū)分為粗晶區(qū)和細(xì)晶區(qū)，靠近焊縫的粗晶區(qū)高溫區(qū)域停留時(shí)間較長(zhǎng)，α 相可以完全轉(zhuǎn)變?yōu)楦邷?β 相，冷卻開始 β 相向 α＇相轉(zhuǎn)變，形成馬氏體組織，靠近母材的細(xì)晶區(qū)加熱溫度不足以使 α 相完全轉(zhuǎn)變?yōu)楦邷?β 相，冷卻開始 β 相向 α＇相的轉(zhuǎn)變不徹底，最終形成 α 相和 α＇相；母材為 α+β 雙相等軸組織。

2）擺動(dòng)焊接接頭抗拉強(qiáng)度為 985MPa，沖擊功為 42.6J；未加擺動(dòng)的焊接接頭抗拉強(qiáng)度為 977MPa，沖擊功為 38J；增加了擺動(dòng)激光之后，焊接接頭的抗拉強(qiáng)度以及沖擊功都有一定的提升。

3）疲勞裂紋起源于內(nèi)部氣孔，疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)主要為韌性疲勞裂紋，瞬斷區(qū)有大量的韌窩出現(xiàn)。

參考文獻(xiàn)

[1] ZHANG L,LI Q B,DAY Y,et al.Study on fatigue damage behavior of TC4 titanium alloy monofilament MIG joint[J].Iron Steel Vanadium Titanium,2022,43(02):62-67.

（張龍,李清波,戴宇,等.TC4 鈦合金單絲 MIG 接頭疲勞損傷行為研究[J].鋼鐵釩鈦, 2022,43(02):62-67.）

[2] REN L N,ZHANG Q B,LEI X W,et al.Effect of Laser Heat Input on Microstructure and Fatigue Behavior of TC17 Titanium Alloy Laser Welded Joint[J].Rare Metal Materials and Engineering,2024,53(07):1836-1844.

[3] CONG J H ,GAO J Y ,ZHOU S , et al.Effect of ultrasonic rolling on the fatigue performance of laser-welded TC4 titanium alloy joints[J].International Journal of Fracture,2024,247(1):87-105.

[4] LI L B, GU X M, SUN S L, et al.(2018) Effects of welding residual stresses on the vibration fatigue life of a ship’s shock absorption support. Ocean Eng 170: 237–245.

[5] AKMAN E, DEMIR A, CANEL T, et al. (2009) Laser welding of Ti6Al4V titanium alloys. JMater Process Technol 209: 3705–3713.

[6] SU R ,LI H Z ,WANG S Y , et al.Study on fatigue properties with composite waveform and variable amplitude of TC21 titanium alloy pulsed laser-arc hybrid welded joints[J].Engineering Failure Analysis,2024,165108797-108797.

[7] HU X A ,ZHAO J,TENG X F, et al.Fatigue Resistance Improvement on Double-Sided Welded Joints of a Titanium Alloy Treated by Laser Shock Peening[J].Journal of Materials Engineering and Performance,2022,31(12):10304-10313.

[8] WU M S,DUAN X Y,LI L M,et al.Excitation of arc ultrasound and its characteristics[J].Journal of Tsinghua University (Natural Science Edition),1999,(06):111-113.

（吳敏生,段向陽(yáng),李路明,等.電弧超聲的激發(fā)及其特性研究[J].清華大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版),1999,(06):111-113.）

[9] ZHU Z T,ZHU Q C,LI Y X,et al.Ultrasonic vibration-assisted A7N01 aluminum alloy laser-MIG composite welding structure and mechanical properties[J].Journal of Welding Science,2016,37(06):80-84+132-133.

（朱宗濤,祝全超,李遠(yuǎn)星,等.超聲振動(dòng)輔助 A7N01 鋁合金激光-MIG 復(fù)合焊接組織及力學(xué)性能[J].焊接學(xué)報(bào),2016,37(06):80-84+132-133.）

[10] LIU X H,NI J Q,LIU Y M.Study on fatigue properties of TA15 titanium alloy sheet laser-TIG composite welding joint[J].Thermal Working  Technology,2019,48(03):15-18+23.

（劉曉寒,倪家強(qiáng),劉艷梅.TA15 鈦合金薄板激光-TIG 復(fù)合焊接頭疲勞性能研究[J].熱加工工藝,2019,48(03):15-18+23.）

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