為了低成本和長壽命安全飛行，飛機設計必須遵守損傷容限準則
這個準則在航空航天領域的應用，刺激了對高強度、斷裂韌性和低疲勞裂紋擴展速率鈦合金的需求[1]
Ti-6Al-4VELI和Ti-6-22-22S合金的應用，提高了美國F-22、F-35和C-17等機型的使用壽命和戰斗力[2,3,4,5]
國內通過優化成分設計開發出一種新型高強高韌損傷容限型α+β雙相鈦合金，其成分體系為T-Al-Sn-Zr-Mo-Si-X(X表示一種或多種VB，VIB系列元素)[6,7]
這種合金可制成板材、棒材和各種模鍛件，有廣闊的應用前景
Sellars and McTegart [8]提出，可用Arrhenius方程中的正弦-雙曲線定律表示材料的流變應力
許多學者修改這個方程以擴大其應用范圍[9,10,11]，Mandal等[12]和Lin等[13]用應變和應變率補償的正弦雙曲本構方程，分別預測了鈦改性奧氏體不銹鋼和42CrMo鋼的流動應力
吳文祥等[14]為了預測NZ30K合金在熱變形過程中的流動應力，基于變形加熱的校正數據建立了基于應變補償的雙曲-正弦本構方程
本文進行Ti-62A合金的熱壓縮試驗研究其熱變形行為，對實驗數據進行多元線性回歸擬合研究材料參數與應變量的多項式函數關系，根據應變量對Ti-62A合金熱變形行為的影響建立基于應變補償的Ti-62A合金Arrhenius變形抗力模型
1 實驗方法
實驗用材料為100 mm厚的熱軋Ti-62A合金板材，其化學組成列于表1，其原始組織由網籃狀組織、魏氏組織以及晶間α相組成(圖1)，α→β相轉變溫度約為965℃
壓縮實驗用試樣，其直徑為8 mm長度為12 mm
用Gleeble-3800熱模擬試驗機對圓柱試樣進行熱壓縮，應變量為60%，變形溫度為800℃、850℃、900℃和950℃，應變速率為0.001 s-1、0.01 s-1、0.1 s-1、1 s-1和10 s-1
變形前將試樣以10℃/s的速率加熱到變形溫度，保溫2 min以消除試樣內溫度梯度，再以設定的應變速率進行壓縮實驗，變形結束后將試樣水冷
Table 1
表1
表1Ti-62A鈦合金的化學成分
Table 1Chemical composition of Ti-62A titanium alloy (mass fraction， %)
聲明：
“Ti-62A合金動態軟化速率異常的熱力學解釋及其應變補償本構方程” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究，如用于商業用途，請聯系該技術所有人。
我是此專利(論文)的發明人(作者)
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編輯：中冶有色網
來源：王敬忠,丁凱倫,楊西榮,劉曉燕
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2025年08月07日 ~ 09日 
