螺栓、、、螺柱、、、螺钉、、、螺母、、、垫圈、、、销、、、铆钉等紧固件在飞机上用量极大，一架飞机所用的紧固件及弹性元件少则几十万件，多则几百万件，如俄罗斯的一架伊尔 -96飞机使用紧固件达 14.2 万件，单架空客 A380 使用紧固件超过 100 万件，波音 787 曾出现因紧固件欠缺而延期交付的事务。。
。随着飞机先进性的提高，对紧固件资料的要求越来越高，高减重、、、耐侵蚀、、、无磁性、、、与复合伙料相容性好的钛合金逐步成为先进飞机紧固件资料的首要选择[1-3] ，F-16、、、F-18、、、F-35、、、F-22、、、C-17 等军用战斗机和运输机上宽泛选取钛合金紧固件并起到了优良成效，F-15 战斗机用钛合金紧固件占全机紧固件的 73%，C-17 大型军用运输机使用了 423000 个钛合金销钉和241000 个钛合金螺栓；；图 -204 型客机选取 940kg 的BT16 钛合金紧固件后，飞机减重达 688kg，波音 747 型飞机选取钛合金紧固件包办合金钢紧固件后，其单机总重量也减轻了 1814kg [2] 。。
。

近年来，美国军民用飞机上的合金钢紧固件已根基被钛合金紧固件所取代，而我国航天紧固件用钛合金资料技术发展较晚，且持久依赖进口。。
。随着紧固件用钛合金国产化过程的加快，进一步梳理紧固件用钛合金资料及工艺发展示状极度必要。。
。

本文在回首国内外钛合金紧固件利用近况的基础上，对比分析了紧固件用钛合金资料的机能特点，结合先进飞机对高机能紧固件的需要，介绍了几种紧固件用高强韧钛合金资料及紧固件加工工艺。。
。

1、、、紧固件用钛合金资料的发展及利用

1.1 国外紧固件用钛合金的发展及利用

紧固件中大量使用的重要是螺栓，钛合金螺栓要求抗剪强度和抗拉强度都要达到高强度钢 30CrMnSiA 水平。。
。钛合金紧固件的初次使用要追忆到20世纪50年代，美国首先将 Ti-6Al-4V（Ti-64）螺栓用在 B-52 轰炸机上，获得显著的减重成效[4] 。。
。Ti-64的β不变系数为0.27，密度小、、、强度和委顿机能优良、、、合金成分单一、、、半制品成本低，因而得到了宽泛利用和开发。。
。1955 年就使用了 100 万个 Ti-64 钛合金螺栓，1958 年则达到 2000 万个，并逐步成为美国和西欧列国在航空航天部门利用的重要紧固件资料。。
。但 Ti-64 的冷塑性很差，其紧固件成形只能热镦，并且尚需真空固溶（水冷）、、、时效等特殊设备，出产成本提高，同时由于其淬透性较差，不能保障大截面下机能一致性等原因，以至出产的螺栓尺寸受到限度，通常不超过 φ 19mm。。
。随后，美国起头将 Ti-3Al-8V-6Cr-4Mo-4Zr（β-C）用于制备紧固件，其强度水平达 1150MPa，且由于其淬透性较好，可出产 φ 38mm 的

大尺寸紧固件[5] 。。
。

俄罗斯的紧固件重要选取 BT16（Ti-3Al-5Mo-4.5V），该合金属 α+β 型高强钛合金，其强度水平为1030MPa，重要半制品是热轧棒材和冷镦用磨光棒、、、丝材，重要用于制作紧固件，如螺栓、、、螺钉、、、螺母和铆钉等，最高工作温度 350℃。。
。BT16 钛合金在固溶时效状态下的强度比 Ti-64 合金稍低，重要利益是在退火状态下能够冷镦成形，显著提高了出产效能[6-7] 。。
。因而，以冷变形方式制作的 BT16 紧固件在俄罗斯的机械制作业得到宽泛利用，并成为俄罗斯航空航天部门利用的重要尺度件资料。。
。

随着 A380 等先进民用客机的推动，欧美国度相继起头钻研能够代替 Inconel718、、、A286 及 MP35N 等高温合金制作的高强紧固件，备选合金有 β-LCB、、、Ti-153、、、β21S 和 Ti-3553 等钛合金，但目前尚未见其现实利用于紧固件的报道。。
。

1.2 国内紧固件用钛合金的发展及利用

我国钛合金紧固件的研制起步较晚。。
。20 世纪 60年代中期，成都飞机设计钻研所起头钻研 TB2 钛合金铆钉用于钛合金飞机机身，并于 20 世纪 70 年代末期实现有关工作的技术鉴定[8] 。。
。到 20 世纪 80 年代后期，逐步发展了 TC4 钛合金紧固件热镦技术的钻研[9] 。。
。同时，为了克服 TC4 合金头部成型难的问题，参照国外双金属钛合金铆钉，研制塑性较好的 Ti-45Nb 铆钉并通过摩擦焊接使 Ti-45Nb 铆钉与 TC4 柳钉杆衔接。。
。为了紧跟国际先进航空航天紧固件的发展趋向，我国也相继仿制了一系列紧固件用钛合金，如凭据前苏联 BT3-1 合金仿制的 TC6（Ti-6Al-2.5Mo-1.5Cr-0.5Fe-0.3Si）马氏体型 α/β 两相钛合金、、、仿制 BT16 的 TC16（Ti-3Al-5Mo-4.5V）钛合金、、、参照美国 Ti-8Mo-8V-2Fe-3Al 合金研制的 TB3合金等。。
。但我国出产的钛合金紧固件质量并不不变，大部门仍依赖进口，不仅价值较昂贵，并且时时由于采购供给不上，研制或出产处于“歇工待钉”的状态。。
。因而，

我国自主研发的钛合金紧固件在先进战机上的用量很少。。
。

在高强度紧固件方面，我国现役战机的紧固件多选取进口高强度钢 30CrMnSiA。。
。近年来起头逐步选取进口 Ti-64 钛合金丝棒材制作 1100MPa 级的紧固件，TC16、、、TB8 钛合金紧固件也相继选取并起到了很好的减重成效。。
。其中，TB8（β21S，Ti-15Mo-3Al-2.7Nb-0.2Si）钛合金是美国 Timet 公司于 1989 年针对美国国度航空航天飞机打算 NASP 匹敌氧化金属及复合伙料基体的需要而研制的一种亚不变 β 型钛合金[10-11] ，不仅拥有与 Ti-64 合金类似的抗蠕变能力、、、比 Ti-153 合金高 100 倍的抗氧化性和良好的耐蚀机能，并且和 Ti-153合金一样拥有与工业纯钛类似的冷变形机能，极度容易加工成板材、、、带材、、、箔材、、、丝棒材等，是制作 1250MPa 级紧固件的梦想钛合金资料之一。。
。但值妥贴心的是，TB8

钛合金由于含有 15%（质量分数）的 Mo 元素很容易导致成分偏析，大规格铸锭（>1t）出产难题，限度了规模出产和进一步推广利用[1] 。。
。

1.3 紧固件用钛合金机能对比

表 1 列出了目前几种紧固件常用钛合金的机能。。
。

表1 常见航空紧固件用钛合金的机能

TC4、、、BT16、、、TB2、、、TB3、、、TB5 等制作的钛合金紧固件旨在取代铝合金和合金钢紧固件，强度水平在 1000MPa 级以上；；TB8 合金制作的紧固件已逐步取代高强钢和 TC4紧固件，强度水平在 1250MPa 以上。。
。

Beta-C 作为目前使用较多的紧固件高强钛合金，已经成功地进入贸易化利用，并在 φ 38mm 的大尺寸紧固件上获得利用，其重要原因在于该合金优良的淬透性和冷成形能力。。
。别的，热处置工艺对合金组织机能的调控也得到了充分的钻研，其了局如表 2 所示。。
？Ｄ芄豢闯，热处置工艺对钛合金力学机能的影响较大，Beta-C 合金的抗拉强度可在 1200~1550MPa 领域内调节，相对应地，其延长率变动领域为 9%~12%。。
。

表2 分歧处置工艺下Beta-C的室温力学机能

2、、、高强紧固件用钛合金钻研进展

2.1 航空紧固件对资料力学机能的要求

航空紧固件在服役期间除了受静载荷的作用外，还要经受由于飞行器腾飞和降落、、、发起机振动、、、动弹件的高速旋转、、、机动飞行和突风等成分产生的交变载荷的作用，因而对资料力学机能要求较高，必须检测的机能蕴含拉伸强度、、、双剪切强度和委顿机能等。。
。

在检测技术方面，紧固件抗拉强度的检测分歧于资料机能测试，无需制备尺度试样，而是将钛合金紧固件制品装置在装有特殊夹具的拉伸机上进行检测，凭据紧固件头部状态的分歧，测试使用的夹具分歧。。
。在测试之前要求螺纹试样在装置螺母支承面以下应至少有两扣不旋合螺纹，螺栓结尾的不齐全螺纹应伸出螺母顶部。。
。

实测得的断裂力值即为其抗拉强度。。
。通常沉头螺栓的理论抗拉强度是凸头螺栓抗拉强度的 90% [12] 。。
。

紧固件双剪切强度测试也选取已成形的紧固件置于特定的剪切工装上，通过对剪切工装加压使资料产生断裂的最大压强即为双剪切强度。。
。

由于钛合金紧固件在使用之前选取了很多可能提高委顿寿命的热机械处置步骤，且资料的显微组织、、、加工步骤对委顿寿命均有影响，因而紧固件的委顿寿命的测试并不选用原资料或者半制品进行，而通常用紧固件制品进行测试。。
。常用高强紧固件要求在 R=0.1，肯定试验载荷（按有关技术前提或者订货文件确定），试验频率不超过 210Hz 的委顿前提下 13 万次循环不失效[13] 。。
。

随着飞机先进性的提高和航空资料技术的发展，对紧固件及其资料提出了更高的减重要求。。
。Ferrero [14] 提出了紧固件资料的两步发展指标，如表 3 所示。。
。第一阶段要求紧固件抗拉强度、、、剪切强度别离达到 1241MPa和 703MPa 的水平，相应的资料抗拉强度、、、剪切强度和延长率应别离达到 1379MPa、、、745MPa 和 10% 的水平。。
。

表3   航空高强紧固件及资料机能要求

第二阶段进展紧固件的抗拉强度、、、剪切强度别离达到1517MPa 和 862MPa 的水平，对资料的力学机能要求更高。。
。

2.2 高强韧钛合金技术的发展

表 4 列出了几种近年来开发出的高强钛合金资料及其室温机能。。
。不难发现，近 β 钛合金由于拥有优异的可淬性与剪切机能、、、较好冷成型能力及达到更高强度的潜力，有望作为高强紧固件用最佳的候选资料。。
。其中，俄罗斯 BT22、、、美国的 Ti-5553 等合金强度水平均达到1250MPa，已成功利用于起落架等飞机关键结构，并正在进行扩大利用钻研。。
。Alcoa 公司近几年利用 Ti-5553制作航空紧固件，合金的拉伸极限可在 1179~1496MPa之间进行调整，对应地，其延长率调整领域在 4%~13%之间。。
。 φ 11mm 的 Ti-5553 合金 AERO-LITE 系列的销钉在 MIL-STD-1312 尺度下进行力学机能测试，了局批注，该合金最小拉伸极限为 63.6kN，双剪切强度高于745MPa，载荷比 22kN/2.2kN、、、频率 10Hz 加载下委顿寿命超过 130000 次，螺纹的拉伸极限载荷超过了 94.3kN。。
。

表4   几种高强钛合金室温强度

这批注，Ti-5553 拥有较高的强度和委顿机能，但强度超过 1200MPa 时塑性低于 8%。。
。为此，近年来，基于 Ti-5553 改型的 Ti-3553 合金作为紧固件利用，可获得 75%的冷变形能力，抗拉强度和剪切强度逾越 Ti-64 合金25% [15-16] 。。
。

Ti-7333（Ti-7Mo-3Nb-3Cr-3Al）是 西 北 工 业大学开发的一种拥有自主知识产权的新型近 β 钛合金， φ 150mm 棒 材 经 简 单 固 溶 时 效（820 ℃，50min/AC+580℃ 8h/AC）后抗拉强度大于 1350MPa、、、延长率大于 8% [17] ，断裂韧性 K IC 大于 90MPa·m -1/2 ，综合机能优于同种规格的 Ti-5553 钛合金棒材；； φ 15~85mm 棒材经固溶时效（820℃，50min/AC+520~540℃，6h/AC）处置后，其抗拉强度大于 1400MPa，延长率大于 8%，强度水平优于 TB8 等钛合金棒材，如图 1 所示。。
。目前，Ti-7333合金正在进行高强紧固件的利用钻研。。
。

Du 等[18]报道了一种高强近 β 钛合金 Ti-3.5Al-5Mo-6V-3Cr-2Sn-0.5Fe，经两相区热轧后的轧板经两相区固溶和较低温时效后其机能阐发优异，抗拉强度可达到 1503MPa，同时延长率达到 15%，也有望成为一种优异的紧固件用钛合金资料。。
。

总之，航空紧固件用钛合金已根基实现 970MPa（Ti-64、、、TB3）、、、1100MPa（β-C、、、Ti-153）、、、1250MPa（TB8）强度级此外资料钻研，目前正在进行 1370MPa 级此外Ti-3553、、、Ti-7333 合金的紧固件利用钻研，如图 2 所示。。
。

3、、、钛合金棒丝材及紧固件加工工艺进展

在不休发展更高强度钛合金资料的同时，国内外也极度器重热机械处置工艺、、、组织机能不变性节制技术等方面的深刻钻研，如在对 TIMETAL-LCB、、、Ti-153、、、β-21S 和 BT22 等高强度钛合金的强韧化机理钻研中发现，相宜的固溶时效＋热机械处置工艺能够得到细。。
。ǔ叽缭嘉 10μm）而均匀散布的 α ＋ β 细晶组织，获得超高强度（抗拉强度 1500~1600MPa）和塑性（延长率8%）的最佳匹配[19-21] 。。
。

合理的热变形工艺对获得拥有优良组织和综合力学机能棒丝材拥有重要影响。。
。棒丝材出产过程中蕴含的热变形工艺蕴含了加热温度、、、变形量和轧制速度等。。
。

例如，为了使得 BT16 合金晶界 α 相充分破碎为片状组织，变形前加热温度的选择应可能保障热变形在 β 相区起头并在两相区实现，即加热温度应在 T β 以上，但不宜过高，温度过高导致变形在 β 相区实现，晶界 α 相无法充分破碎。。
。变形量对组织的影响也很重要，若变形量过大（≥ 70%），片状组织容易产生球化且导致变形不均匀；；若变形量过。。
。ā 30%），则变形难以保障组织充分细化。。
。轧制速度对组织影响与变形量类似，速度过快，容易出现过热组织；；过慢则不利于组织细化。。
。目前，棒丝材的轧制步骤重要蕴含了纵向轧制法和螺旋轧制法。。
。

选取纵向轧制法时易使得棒材产生强烈变形中心区。。
。而螺旋轧制不仅使棒材在纵向并且在径向均能产生流动的剪切变形，有助于获得均匀的组织[22] 。。
。因而，目前大多选取螺旋轧制工艺来获得组织和综合机能优异的棒丝材。。
。

钛合金紧固件制作流程重要蕴含了紧固件头部成形、、、螺纹成形及头下圆角挤压，其次还蕴含了热处置、、、无心磨削、、、理论处置等[23] 。。
。首先，紧固件头部成形需选取镦锻成形设备实现，成形方式重要蕴含冷镦和热镦。。
。且随着镦锻工艺的不休发展，镦锻设备已向数控化发展。。
。

如列国有关厂家开发的多模成形用镦机，从送料及切料长度、、、加热温度及调整、、、加工效能、、、模具及推杆地位设定等均可实现数字调整，优化加工质量，并可凭据分歧种类选取分歧加工工艺，提高加工效能。。
。其次，航空紧固件对螺纹的精度要求高，质量要求严。。
。外螺纹的成形步骤通常蕴含搓丝法、、、滚丝法和车削法等。。
。由于车削法会将金属流线堵截，降低紧固件的力学机能。。
。因而，目前重要选取搓丝法和滚丝法制备紧固件外螺纹。。
。对于小规格紧固件，通常选取数控温搓丝机来实现。。
。温搓丝过程涉及紧固件的软化与硬化，可较好地改善丝板应力状态，削减崩牙的可能，使工件折迭减小，满足钛紧固件的质量要求。。
。对大规格紧固件，通常选取数控温滚丝机来实现，除上述利益外，数控温滚丝机与传统机械滚丝机比，还拥有设定速度快、、、质量易节制等利益。。
。外螺纹的成形大多选取数控滚丝机，实现滚丝质量的监控职能，满足高效出产必要。。
。别的，钛合金资料对缺口敏感性强，在紧固件头杆衔接部位存在较大的应力集中，影响紧固件机能。。
。因而，需将螺栓头手下的圆角进行强化。。
。目前，大多选取高效圆角强化机作用在头杆过渡处形成一条塑性变形带，通过产生残存压应力、、、提高硬度、、、减小理论粗糙度来提高衔接处的机械强度与委顿强度[24] 。。
。

除此之外，紧固件的制备流程还蕴含了车削加工、、、理论涂覆、、、自动化缺点检测等。。
。且随着对紧固件机能要求的持续提高，其加工工艺也需不休地进行改进。。
。

4、、、结论

钛合金紧固件由于密度小、、、强度高、、、耐侵蚀等利益，宽泛地利用于航空航天领域。。
。欧美等航空工业蓬勃国度研制钛合金紧固件起步早，已形成了切合自身工艺技术的钛合金资料系统，且在航空航天领域获得了大量利用。。
。而我国航空钛合金紧固件的研制起步较晚，紧固件的研制大多以跟踪仿制和技术借鉴为主，不足自主知识产权，新资料的研发与利用钻研脱节。。
。同时，高强紧固件用钛合金资料及紧固件制作工艺成熟度偏低。。
。但随着航空航天产业的不休发展，我国对钛合金紧固件出格是超高强度钛合金紧固件的需要将会持续增长，因而加快高强紧固件用钛合金资料及利用技术钻研，尽快形成我国钛合金紧固件资料系统已火烧眉毛。。
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通讯作者：：：寇宏超，教授，钻研方向为航空航天钛合金、、、TiAl 金属间化合物及其有关的凝固技术、、、塑性成形技术和扩散衔接技术，E-mail:hchkou@nwpu.edu.cn。。
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