TC17钛合金棒

详细描述

TC17钛合金棒是专为航空发动机中温高强部件设计的材料，其α+β双态组织与多组元合金化（Mo、Cr、Sn协同强化）赋予其优异的综合性能。采购时需严格验证高温性能与组织均匀性，加工中需精准控制热成型温度以避免相变脆化。相比TC4，TC17的耐温性与强度显著提升，但成本与工艺复杂度增加；对比镍基合金，其轻量化优势在450℃以下场景更具竞争力，是航空动力系统的关键材料选择。

1、性能

力学性能

抗拉强度：1100-1250 MPa（固溶+时效态）

屈服强度：≥1000 MPa

延伸率：≥8%（断裂韧性KIC≥55 MPa·m¹/²）

弹性模量：105-115 GPa（与TC4相近）。

热性能

工作温度：长期使用温度≤450℃，短期可达550℃（高温强度保持率≥70%）。

热膨胀系数：9.0×10⁻⁶/℃（20-400℃）。

耐腐蚀性

耐海水、氯化物及弱酸环境，但抗还原性酸（如盐酸）能力较弱。

高温氧化性：500℃下氧化增重≤1.5 mg/cm²·h。

2、特点

优势

高强度与高损伤容限：通过α+β双态组织设计，兼具高强度与抗裂纹扩展能力（da/dN≤2×10⁻⁶ mm/cycle，ΔK=20 MPa√m）。

高温性能优异：450℃下抗拉强度≥800 MPa，适合发动机中温部件。

焊接性能良好：电子束焊焊缝强度达母材90%以上。

缺点

加工难度高：热成型温度窗口窄（750-950℃，允许偏差±15℃），需精准控温。

成本较高：含Mo、Sn等元素，价格是TC4的1.8-2.2倍。

3、执行标准

国内标准

GB/T 2965-2020（钛及钛合金棒材通用标准）。

HB 7238-2016（航空用TC17合金规范，明确高温疲劳性能要求）。

GB/T 3620.1-2016（成分：Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr）。

国际对应

AMS 4956（美国宇航材料规范，对应Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr）。

4、应用领域

航空航天

发动机部件：压气机叶片、涡轮盘（450℃以下服役，替代Inconel 718减重35%）。

机身结构：起落架支撑臂、机翼接头（疲劳寿命较30CrMnSiA提升50%）。

船舶：

潜艇螺旋桨轴：耐海水腐蚀与空泡腐蚀，寿命＞20年。

能源：

燃气轮机叶片：耐高温燃气冲刷，抗热疲劳性能优于TA15。

医疗：

骨科植入物：脊柱融合器（需表面羟基磷灰石涂层）。

5、制造工艺

熔炼：三次真空自耗电弧熔炼（VAR） + 等离子冷床炉（PAM），控制Mo偏析≤0.5%。

锻造：

β相区开坯：950-1000℃锻造，细化原始β晶粒至≤150μm。

α+β两相区终锻：850-900℃终锻，形成双态组织（初生α相占比40-50%）。

热处理：

固溶+时效：900℃×1h水淬 + 550℃×8h空冷，析出纳米级α相（尺寸50-200nm）。

加工：

热轧：变形量控制在60-80%，需中间退火（750℃×1h）。

焊接：真空电子束焊（真空度≤5×10⁻³ Pa），焊后需580℃×4h去应力退火。

6、与其他合金对比

7、采购方法与注意事项

供应商筛选

资质认证：需具备NADCAP热处理认证及航空材料AS9100D资质，医疗应用需ISO 13485认证。

工艺能力：供应商应提供三次VAR熔炼记录及冷床炉精炼报告（O≤0.15%、H≤0.010%）。

合同要点

成分控制：明确Mo（3.8-4.2%）、Cr（3.8-4.2%），Fe≤0.20%。

性能指标：规定450℃高温拉伸强度≥800 MPa（按HB 7238测试）。

到货检验

无损检测：超声波探伤（按GB/T 5193 B级验收，不允许Φ1.0mm以上缺陷）。

金相分析：检查初生α相比例（40-50%）及β晶粒尺寸（≤150μm）。

加工建议

热成型：模具预热至400℃，避免因温度梯度导致开裂。

表面处理：喷砂（120目Al₂O₃）后微弧氧化（膜厚20-30μm，耐蚀性提升5倍）。