螺栓、螺柱、螺釘、螺母、墊圈、銷、鉚釘?shù)染o固件在飛機上用量極大，一架飛機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飛機使用緊固件達 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。隨著飛機先進性的提高，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飛機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)斗機和運輸機上廣泛采用鈦合金緊固件并起到了良好效果，F(xiàn)-15 戰(zhàn)斗機用鈦合金緊固件占全機緊固件的 73%，C-17 大型軍用運輸機使用了 423000 個鈦合金銷釘和241000 個鈦合金螺栓；圖 -204 型客機采用 940kg 的BT16 鈦合金緊固件后，飛機減重達 688kg，波音 747 型飛機采用鈦合金緊固件代替合金鋼緊固件后，其單機總重量也減輕了 1814kg [2] 。

近年來，美國軍民用飛機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，且長期依賴進口。隨著緊固件用鈦合金國產(chǎn)化進程的加快，進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，結(jié)合先進飛機對高性能緊固件的需求，介紹了幾種緊固件用高強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度和抗拉強度都要達到高強度鋼 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，其強度水平達 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 型高強鈦合金，其強度水平為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)下的強度比 Ti-64 合金稍低，主要優(yōu)點是在退火狀態(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 等先進民用客機的推動，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，成都飛機設(shè)計研究所開始研究 TB2 鈦合金鉚釘用于鈦合金飛機機身，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戰(zhàn)機上的用量很少。

在高強度緊固件方面，我國現(xiàn)役戰(zhàn)機的緊固件多采用進口高強度鋼 30CrMnSiA。近年來開始逐漸采用進口 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計劃 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。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，強度水平在 1000MPa 級以上；TB8 合金制造的緊固件已逐漸取代高強鋼和 TC4緊固件，強度水平在 1250MPa 以上。

Beta-C 作為目前使用較多的緊固件高強鈦合金，已經(jīng)成功地進入商業(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%。

2、高強緊固件用鈦合金研究進展

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)動機振動、轉(zhuǎn)動件的高速旋轉(zhuǎn)、機動飛行和突風(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度、雙剪切強度和疲勞性能等。

在檢測技術(shù)方面，緊固件抗拉強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上進行檢測，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。

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

緊固件雙剪切強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)生斷裂的最大壓強即為雙剪切強度。

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行，而一般用緊固件成品進行測試。常用高強緊固件要求在 R=0.1，一定試驗載荷（按相關(guān)技術(shù)條件或者訂貨文件確定），試驗頻率不超過 210Hz 的疲勞條件下 13 萬次循環(huán)不失效[13] 。

隨著飛機先進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度、剪切強度分別達到 1241MPa和 703MPa 的水平，相應(yīng)的材料抗拉強度、剪切強度和延伸率應(yīng)分別達到 1379MPa、745MPa 和 10% 的水平。第二階段期望緊固件的抗拉強度、剪切強度分別達到1517MPa 和 862MPa 的水平，對材料的力學(xué)性能要求更高。

2.2 高強韌鈦合金技術(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到更高強度的潛力，有望作為高強緊固件用最佳的候選材料。其中，俄羅斯 BT22、美國的 Ti-5553 等合金強度水平均達到1250MPa，已成功應(yīng)用于起落架等飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，并正在進行擴大應(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。這表明，Ti-5553 具有較高的強度和疲勞性能，但強度超過 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，抗拉強度和剪切強度高出 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，其抗拉強度大于 1400MPa，延伸率大于 8%，強度水平優(yōu)于 TB8 等鈦合金棒材，如圖 1 所示。目前，Ti-7333合金正在進行高強緊固件的應(yīng)用研究。

Du 等[18]報道了一種高強近 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，抗拉強度可達到 1503MPa，同時延伸率達到 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）強度級別的材料研究，目前正在進行 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展

在不斷發(fā)展更高強度鈦合金材料的同時，國內(nèi)外也非常重視熱機械處理工藝、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 等高強度鈦合金的強韌化機理研究中發(fā)現(xiàn)，合適的固溶時效＋熱機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，獲得超高強度（抗拉強度 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，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)控溫搓絲機來實現(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)控溫滾絲機來實現(xiàn)，除上述優(yōu)點外，數(shù)控溫滾絲機與傳統(tǒng)機械滾絲機比，還具有設(shè)定速度快、質(zhì)量易控制等優(yōu)點。外螺紋的成形大多采用數(shù)控滾絲機，實現(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，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行強化。目前，大多采用高效圓角強化機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械強度與疲勞強度[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行改進。

4、結(jié)論

鈦合金緊固件由于密度小、強度高、耐腐蝕等優(yōu)點，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度鈦合金緊固件的需求將會持續(xù)增長，因此加快高強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，研究方向為航空航天鈦合金、TiAl 金屬間化合物及其相關(guān)的凝固技術(shù)、塑性成形技術(shù)和擴散連接技術(shù)，E-mail:[email protected]。

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