張紀(jì)奎,孔祥藝,馬少俊,劉棟,王新波,馮軍,王華明,*
1. 北京航空航天大學(xué) 大型金屬構(gòu)件增材制造國家工程實驗室,北京 100083 2. 北京航空航天大學(xué) 前沿科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新研究院,北京 100083 3. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100083 4. 中國航發(fā)北京航空材料研究院,北京 100095 5. 北京煜鼎增材制造研究院有限公司,北京 100096 6. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院,西安 710089
機(jī)體結(jié)構(gòu)作為飛機(jī)的載體和平臺,是保證飛行安全、實現(xiàn)飛機(jī)技術(shù)戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)的基礎(chǔ)。隨著航空裝備不斷向高安全、長壽命和輕量化方向發(fā)展,對其框、梁、壁板等關(guān)鍵主承力結(jié)構(gòu)提出了大型化、整體化、復(fù)雜化等迫切要求。鈦合金具有比強(qiáng)度高、耐高溫、抗疲勞等優(yōu)異性能,大型整體復(fù)雜鈦合金主承力構(gòu)件用量的高低是衡量航空裝備技術(shù)先進(jìn)性的重要指標(biāo)之一[1]。采用增材制造技術(shù)成形大型整體復(fù)雜鈦合金構(gòu)件具有數(shù)字化、精確化、設(shè)計-材料-制造一體化、短周期、快速迭代等明顯的技術(shù)和經(jīng)濟(jì)優(yōu)勢[2]。擴(kuò)大增材制造鈦合金主承力構(gòu)件的應(yīng)用范圍已成為航空裝備減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提升性能指標(biāo)的重要手段[3]。
航空主承力結(jié)構(gòu)的輕量化和高安全特性要求機(jī)體材料具有優(yōu)異的綜合力學(xué)性能。結(jié)構(gòu)選材時除強(qiáng)調(diào)靜強(qiáng)度和疲勞性能指標(biāo)外,對于損傷容限特性更為關(guān)注[4]。受制于金屬材料強(qiáng)度和韌性的固有矛盾,高強(qiáng)度鈦合金普遍斷裂韌性較差,疲勞裂紋擴(kuò)展速率較高[5]。為滿足航空關(guān)鍵承力構(gòu)件損傷容限要求,國內(nèi)外主要通過合金成分控制、熱機(jī)械加工和熱處理等多方面措施改善鈦合金的損傷容限性能[6],其本質(zhì)是通過降低材料的靜強(qiáng)度提高韌性。最具代表性的是目前國內(nèi)外飛機(jī)大型主承力結(jié)構(gòu)廣泛采用的Ti6Al4V-ELI(中國稱TC4-DT)損傷容限型鈦合金,雖然獲得了優(yōu)異的斷裂韌性和疲勞裂紋擴(kuò)展速率,但其靜強(qiáng)度較高強(qiáng)度TC4下降了15%以上[4-5],從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加,影響承載能力。隨著航空主承力結(jié)構(gòu)損傷容限理念的發(fā)展和輕量化要求的提高,航空裝備對高強(qiáng)、高韌鈦合金需求日益迫切。結(jié)構(gòu)材料要同時滿足高強(qiáng)度和高韌性的綜合力學(xué)性能要求,這些性能又對材料組織結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)提出了更高的要求[6-7]。
激光增材制造制備大型整體結(jié)構(gòu)除具備數(shù)字化、短周期和低成本等技術(shù)優(yōu)勢外,更重要的是其制備過程中獨特的“微小熔池”冶金條件及“超高溫度梯度、極快冷卻速度”非平衡快速凝固條件能夠獲得成分均勻、組織細(xì)小的高性能快速凝固組織,為解決困擾高強(qiáng)度鈦合金的強(qiáng)韌性匹配問題提供了新的機(jī)會[8]。國內(nèi)外大量研究者對增材制造鈦合金工藝參數(shù)、顯微組織和力學(xué)性能開展了大量研究工作[9-12]。北京航空航天大學(xué)研究發(fā)現(xiàn),激光增材制造(α+β)雙相鈦合金典型沉積態(tài)組織由貫穿多個熔覆層呈外延生長的粗大β柱狀晶和晶內(nèi)超細(xì)片層的α+β網(wǎng)籃組織構(gòu)成[13],進(jìn)一步通過激光增材制造專用的熱處理工藝獲得了由“根須狀”初生α相和細(xì)片層狀β轉(zhuǎn)變組織組成的特種雙態(tài)顯微組織新形態(tài)[14-19],該組織具有極高的“α/β比界面積”。具備該組織形態(tài)的雙相鈦合金表現(xiàn)出優(yōu)異的強(qiáng)韌性匹配和綜合力學(xué)性能。在此基礎(chǔ)上,研究團(tuán)隊激光增材制造的TC4、TC11、TA15等鈦合金大型整體關(guān)鍵主承力構(gòu)件在中國先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、大型運輸機(jī)、大型運載火箭、衛(wèi)星、導(dǎo)彈等重大裝備領(lǐng)域獲得工程應(yīng)用,使中國成為目前世界上唯一掌握鈦合金大型整體關(guān)鍵主承力構(gòu)件激光增材制造技術(shù)并成功實現(xiàn)裝機(jī)工程應(yīng)用的國家。
本文基于大型金屬構(gòu)件增材制造國家工程實驗室激光增材制造鈦合金航空結(jié)構(gòu)應(yīng)用數(shù)據(jù)積累,對目前工程應(yīng)用廣泛的激光增材制造TC11(Laser Additive Manufactured TC11,LAM-TC11)鈦合金綜合力學(xué)性能進(jìn)行測試與評價,特別是對支撐航空主承力結(jié)構(gòu)應(yīng)用的力學(xué)性能分散性、強(qiáng)韌性匹配、疲勞和損傷容限特性等關(guān)鍵問題開展對比分析;針對LAM-TC11鈦合金高強(qiáng)、高韌、低疲勞缺口敏感性和裂紋擴(kuò)展速率等特征,分析其在航空主承力結(jié)構(gòu)的應(yīng)用優(yōu)勢,以期為激光增材制造鈦合金在航空主承力結(jié)構(gòu)中的大范圍應(yīng)用提供技術(shù)支撐。
面向飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)應(yīng)用開展LAM-TC11鈦合金靜力、疲勞和損傷容限綜合力學(xué)性能測試與分析,試驗矩陣如表1所示。需要特別說明的是,所有試驗件均取自某飛機(jī)裝機(jī)結(jié)構(gòu)件,其測試結(jié)果被用以表征激光增材制造鈦合金結(jié)構(gòu)件的力學(xué)性能及其穩(wěn)定性。試驗材料由大型金屬構(gòu)件增材制造國家工程實驗室激光熔化沉積(Laser melting deposition)工藝制備,增材制造工藝參數(shù)為激光功率4~6 kW、掃描速率18~20 mm/s、光斑直徑6 mm,送粉速率800~1 000 g/h,搭接率50%。沉積完成后進(jìn)行1 000 ℃/2 h/空冷+530 ℃/4 h去應(yīng)力退火[18-19],以調(diào)控合金顯微組織、消除殘余應(yīng)力。試樣取樣方向如圖1所示,L和T分別為沉積增高方向和激光掃描方向。
表1 LAM-TC11鈦合金力學(xué)性能試驗矩陣
圖1 LAM-TC11鈦合金取樣方向Fig.1 Sample directions of LAM-TC11 titanium alloy
由于增材制造特有的逐層熔化、層層疊加制造方式,移動熔池超高溫度梯度作用下快速凝固及其對已沉積層的循環(huán)多次快速加熱/冷卻熱影響直接決定了激光增材制造鈦合金晶粒形貌和顯微組織與傳統(tǒng)鍛件明顯不同[2]。圖2為LAM-TC11鈦合金L和T方向的典型顯微組織。由圖2 可見,L和T兩個方向組織形貌、片層厚度和相含量沒有明顯差別,均為由包括“根須狀”初生α相(厚度為1~2 μm,長度可至幾十微米)和層片狀β轉(zhuǎn)變超細(xì)網(wǎng)籃組織(α片層厚度為幾十納米)組成的“特種雙態(tài)組織”。這種組織形貌與鍛件高強(qiáng)度鈦合金具有的等軸組織和高損傷容限鈦合金具有的網(wǎng)籃組織明顯不同。
圖2 LAM-TC11鈦合金特種雙態(tài)顯微組織Fig.2 Special bimodal microstructures of LAM-TC11 titanium alloy
LAM-TC11鈦合金靜強(qiáng)度和斷裂韌性測試結(jié)果如表2、表3和圖3所示,表中C代表盤模鍛件的周向。由表2和表3可知:
1) LAM-TC11鈦合金極限強(qiáng)度與鍛件相當(dāng),橫向稍高于鍛件,縱向稍低于鍛件;變異系數(shù)與鍛件相當(dāng),均處于較低水平;LAM-TC11鈦合金屈服強(qiáng)度稍低于鍛件,縱、橫向分別較鍛件低7.9%和2.8%;變異系數(shù)顯著小于鍛件,如表2和圖3所示。
表2 LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強(qiáng)度對比Table 2 Static strength comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11
表3 LAM-TC11鈦合金平面應(yīng)變斷裂韌性與TC11鍛件對比Table 3 Plain strain fracture toughness comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11
圖3 LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件靜強(qiáng)度和斷裂韌性對比Fig.3 Comparison of static strength and fracture toughness of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11
靜強(qiáng)度和斷裂韌性測試結(jié)果表明,通過控制凝固晶粒形態(tài)和熱處理顯微組織形成的“特種雙態(tài)組織”LAM-TC11鈦合金呈現(xiàn)高強(qiáng)、高韌和低屈強(qiáng)比(σ0.2/σb≈0.86)特征。激光增材制造快速凝固形成的超細(xì)網(wǎng)籃組織使其塑性變形過程中具有較強(qiáng)的加工硬化能力[18],具備了高強(qiáng)度特征;而“根須狀”初生α相和層片狀β轉(zhuǎn)變組織則提供了較高的裂紋擴(kuò)展阻力,有利于斷裂韌性的提高和疲勞裂紋擴(kuò)展特性改善[19]。
LAM-TC11鈦合金應(yīng)力比R=0.06,應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1,3的疲勞性能測試結(jié)果及其與鍛件對比如圖4所示,圖中N為循環(huán)次數(shù),σmax為交變載荷中最大應(yīng)力。由圖4可見:
1) 光滑試樣(Kt=1)LAM-TC11鈦合金L和T兩個方向疲勞性能基本一致,T向的疲勞極限稍低于L向。除與鍛件類似的表面疲勞源外,LAM-TC11鈦合金疲勞起源的另一原因是內(nèi)部微氣孔缺陷(如圖5(a)所示,通常為幾十微米;當(dāng)疲勞斷口上沒有明顯氣孔缺陷時,疲勞裂紋則起源于α相集束(如圖5(b)所示)或平面,這與文獻(xiàn)[25-26] 斷口照片中觀察到的現(xiàn)象一致。在沒有內(nèi)部缺陷的情況下,由于材料顯微組織的微觀非均質(zhì)性,各組成相在疲勞載荷下變形協(xié)調(diào)所致的局部位錯累積及塑性變形是疲勞起源的主要原因[26]。此外,LAM-TC11鈦合金所有試樣未見未熔合和內(nèi)部裂紋缺陷。
圖4 LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件疲勞S-N曲線Fig.4 Fatigue S-N curves of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC11
圖5 LAM-TC11鈦合金光滑試樣疲勞裂紋起源位置Fig.5 Fatigue crack initial sites of LAM-TC11 titanium alloy smooth samples
2) 光滑試樣(Kt=1)LAM-TC11鈦合金疲勞極限稍低于鍛件;主要原因是LAM-TC11鈦合金極限強(qiáng)度稍低于TC11鍛件,靜強(qiáng)度較高的材料往往具有較好的光滑疲勞性能[4]。
3) 缺口試樣(Kt=3)LAM-TC11鈦合金疲勞極限L向稍高于T向,兩者均顯著高于TC11鍛件;這是由于隨LAM-TC11鈦合金屈服強(qiáng)度降低,材料屈強(qiáng)比(σ0.2/σb)降低,缺口區(qū)域材料形變強(qiáng)化和循環(huán)硬化能力增強(qiáng),有效降低了疲勞缺口敏感性[4,27]。
LAM-TC11鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率及其與機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)廣泛應(yīng)用的鍛造損傷容限型鈦合金TC4-DT對比如圖6所示,圖中Δ強(qiáng)度因子變程,可見:
1) LAM-TC11鈦合金L-T和T-L兩個方向疲勞裂紋擴(kuò)展速率基本相同,沒有明顯的各向異性,均表現(xiàn)出較好的抵抗疲勞裂紋擴(kuò)展特性。
2) 在工程可檢(da/dN=10-3~10-5mm/周,其中a為裂紋長度)的長裂紋擴(kuò)展階段(Paris區(qū)),LAM-TC11鈦合金與迄今世界上損傷容限性能最好的TC4-DT鈦合金擴(kuò)展速率基本相同。此階段對應(yīng)工程可檢裂紋的擴(kuò)展速率,是結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計主要關(guān)注的裂紋擴(kuò)展階段。
3) 在靠近門檻值(da/dN=10-6~10-7mm/周)的低裂紋擴(kuò)展速率階段,LAM-TC11鈦合金裂紋擴(kuò)展速率略高于TC4-DT。
圖6 LAM-TC11鈦合金和鍛件TC4-DT 疲勞裂紋擴(kuò)展速率對比Fig.6 Fatigue crack growth rate comparison of LAM-TC11 titanium alloy and forged TC4-DT
航空主承力結(jié)構(gòu)要滿足靜強(qiáng)度、疲勞安全壽命和損傷容限等結(jié)構(gòu)完整性要求,穩(wěn)定、優(yōu)異的綜合力學(xué)性能是增材制造鈦合金應(yīng)用于航空主承力結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)。從力學(xué)性能穩(wěn)定性、強(qiáng)韌性匹配、疲勞缺口敏感性等方面分析LAM-TC11鈦合金力學(xué)特性對航空結(jié)構(gòu)安全性的影響,并重點與機(jī)體結(jié)構(gòu)廣泛應(yīng)用的TC4-DT鈦合金鍛件進(jìn)行綜合力學(xué)性能對比,分析LAM-TC11鈦合金應(yīng)用于航空主承力結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢。
材料性能穩(wěn)定可控是增材制造鈦合金應(yīng)用于機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)的前提。變異系數(shù)是材料性能標(biāo)準(zhǔn)差和均值的比值,是反映材料性能分散性和工藝穩(wěn)定性最直觀的指標(biāo)。
表2給出了LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強(qiáng)度變異系數(shù)的對比。需要特別指出的是,表2統(tǒng)計結(jié)果是基于工程應(yīng)用的飛機(jī)裝機(jī)結(jié)構(gòu)件獲得的,代表了增材制造結(jié)構(gòu)材料靜強(qiáng)度的分散性。由表2可見,LAM-TC11鈦合金與TC11鍛件靜強(qiáng)度變異系數(shù)基本相當(dāng),甚至LAM-TC11鈦合金屈服強(qiáng)度的變異系數(shù)比TC11鍛件低。此外,LAM-TC11鈦合金與文獻(xiàn)[28]的TC4-DT鈦合金靜強(qiáng)度的變異系數(shù)也基本相當(dāng)。對比結(jié)果表明LAM-TC11鈦合金的分散性與TC11鍛件和TC4-DT鈦合金處于同一水平,增材制造工藝和力學(xué)性能批次穩(wěn)定,滿足航空主承力構(gòu)件對材料分散性的要求。
為避免含裂紋結(jié)構(gòu)發(fā)生危險的脆性斷裂,航空主承力結(jié)構(gòu)要求材料具有優(yōu)異的強(qiáng)度和韌性匹配。如機(jī)體主承力結(jié)構(gòu)常用的選材判據(jù)之一為[4]
(1)
表4為LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金強(qiáng)度和韌性的對比??梢?,LAM-TC11、TC11鍛件、TC4和TC4-DT鈦合金均滿足式(1)規(guī)定的主承力結(jié)構(gòu)選材判據(jù)要求。從強(qiáng)韌性匹配角度出發(fā),LAM-TC11鈦合金同時具備TC11鍛件的高強(qiáng)和TC4-DT的高韌特征,其在航空主承力結(jié)構(gòu)應(yīng)用具有以下優(yōu)勢:
2) 與目前用量最廣的損傷容限型鈦合金TC4-DT相比,LAM-TC11鈦合金在斷裂韌性相當(dāng)?shù)那闆r下許用應(yīng)力提高約23%(由572 MPa提高至704 MPa),結(jié)構(gòu)具有進(jìn)一步減重的潛力。
表4 LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金強(qiáng)度和斷裂韌性對比
大型飛機(jī)框、梁類主承力構(gòu)件通常厚度較大,為避免不可檢的內(nèi)部裂紋在穿透厚度之前發(fā)生危險的脆性斷裂,美國諾斯羅普·格魯曼[29]和通用動力[30]等公司綜合考慮斷裂韌性和屈服強(qiáng)度,針對不同厚度結(jié)構(gòu)對材料性能提出要求:
(2)
式中:t為結(jié)構(gòu)的厚度;(KIC/σ0.2)2為裂紋長度參數(shù),決定臨界裂紋長度。滿足式(2)要求時,構(gòu)件厚度方向裂紋擴(kuò)展處于平面應(yīng)力狀態(tài),從而保證構(gòu)件具有較高的抵抗裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展的能力。式(2) 的判據(jù)確保裂紋穿透厚度之前結(jié)構(gòu)首先發(fā)生屈服而不是危險的脆性斷裂。根據(jù)式(2)可知,(KIC/σ0.2)2較低的材料只能用于厚度較小的結(jié)構(gòu),大厚度結(jié)構(gòu)則要求材料具有優(yōu)異的斷裂韌性。
表4給出了由式(2)確定的LAM-TC11、TC11鍛件、TC4-DT和TC4鈦合金的可用厚度范圍。可見,雖然TC11鍛件和TC4滿足式(1)主承力結(jié)構(gòu)選材要求,但由于屈服強(qiáng)度較高而斷裂韌性較低,僅能用于厚度較小的結(jié)構(gòu)或只承受壓應(yīng)力的部位。LAM-TC11鈦合金具有優(yōu)異的斷裂韌性,同時通過熱處理調(diào)控降低了屈服強(qiáng)度,(KIC/σ0.2)2較TC11鍛件顯著提高,與TC4-DT相當(dāng);這表明LAM-TC11鈦合金可用厚度范圍與損傷容限型鈦合金TC4-DT相當(dāng),可用于厚度較大的大型主承力結(jié)構(gòu)中。
由于結(jié)構(gòu)形狀、尺寸和厚度變化,大型整體復(fù)雜主承力結(jié)構(gòu)不可避免地存在應(yīng)力集中。應(yīng)力集中是導(dǎo)致構(gòu)件疲勞失效的主要原因之一。疲勞缺口敏感性表征材料疲勞性能對應(yīng)力集中的敏感程度。對于高強(qiáng)度金屬材料,疲勞缺口敏感性通常隨極限強(qiáng)度的提高而增強(qiáng),即材料的靜強(qiáng)度越高,其缺口疲勞壽命越低。因此,降低高強(qiáng)度材料的缺口敏感性對于結(jié)構(gòu)安全至關(guān)重要。
實際結(jié)構(gòu)一般達(dá)不到光滑試樣粗糙度Ra=0.4的表面質(zhì)量要求。工程上,飛機(jī)結(jié)構(gòu)的表面粗糙度一般控制在Ra=1.6~3.2,其應(yīng)力集中系數(shù)為1.4~1.8[31];如果考慮結(jié)構(gòu)尺寸或形狀變化引起的應(yīng)力集中效應(yīng),其應(yīng)力集中系數(shù)更高。因此,以Kt=2的缺口試樣疲勞性能衡量鈦合金實際結(jié)構(gòu)疲勞特性比較有代表性。圖7為Kt=2、R= 0.06時激光增材制造和TC11鍛件疲勞S-N曲線的對比??梢?,Kt=2時LAM-TC11鈦合金疲勞性能優(yōu)于鍛件,表明LAM-TC11鈦合金在考慮結(jié)構(gòu)表面加工質(zhì)量下的疲勞性能稍優(yōu)于鍛件,滿足主承力結(jié)構(gòu)要求。
圖7 Kt=2時LAM-TC11與TC11鍛件的疲勞性能Fig.7 Fatigue properties of LAM-TC11 and forged TC11 with Kt=2
為定量比較不同應(yīng)力集中系數(shù)下LAM-TC11鈦合金疲勞性能,表5給出了應(yīng)力比R=0.06、Kt=1,2,3時N=107周壽命對應(yīng)的條件疲勞極限σD??梢姡M管LAM-TC11鈦合金在Kt=1時疲勞極限稍低于TC11鍛件(低3.6%),但Kt= 2,3時LAM-TC11鈦合金疲勞極限較鍛件分別高3.8%和21.6%,這表明LAM-TC11鈦合金具有良好的疲勞缺口敏感性,對于廣泛存在結(jié)構(gòu)剛度變化和連接孔的大型主承力結(jié)構(gòu)的疲勞安全具有重要意義。
表5 N為107周時不同應(yīng)力集中系數(shù)下LAM-TC11鈦合金和TC11鍛件的疲勞極限
2.4節(jié)和3.2節(jié)分別對比了LAM-TC11和TC4-DT鈦合金靜強(qiáng)度和損傷容限特性,3.5節(jié)將對兩者高周疲勞特性進(jìn)行對比。
表6給出了應(yīng)力比為0.06、應(yīng)力集中系數(shù)Kt分別為1和3時給定壽命下兩種材料對應(yīng)的疲勞強(qiáng)度。可見,LAM-TC11鈦合金給定壽命區(qū)間內(nèi)疲勞性能優(yōu)于TC4-DT鈦合金鍛件,且在高應(yīng)力水平下優(yōu)勢更為明顯。
綜合2.4節(jié)和3.2節(jié)靜強(qiáng)度和損傷容限特性對比結(jié)果可知,LAM-TC11鈦合金與目前主承力結(jié)構(gòu)中廣泛應(yīng)用的TC4-DT損傷容限特性相當(dāng),許用應(yīng)力提高23%,疲勞特性也優(yōu)于TC4-DT。因此LAM-TC11鈦合金力學(xué)性能滿足航空主承力綜合性能要求,相比TC4-DT鈦合金具有進(jìn)一步減重優(yōu)勢。
基于航空主承力結(jié)構(gòu)選材要求,對LAM-TC11鈦合金靜強(qiáng)度、疲勞和損傷容限綜合力學(xué)性能進(jìn)行了測試和對比分析,得到以下結(jié)論:
1) LAM-TC11鈦合金綜合力學(xué)性能呈現(xiàn)高強(qiáng)高韌、疲勞缺口敏感性低、疲勞裂紋擴(kuò)展速率低、數(shù)據(jù)分散性小等特點,滿足航空主承力結(jié)構(gòu)選材性能要求。
2) LAM-TC11鈦合金具有優(yōu)異的強(qiáng)韌性匹配,與目前主承力結(jié)構(gòu)采用的TC4-DT鈦合金相比,損傷容限性能相當(dāng),疲勞性能有所改善,許用應(yīng)力提高23%,結(jié)構(gòu)具有進(jìn)一步減重優(yōu)勢。
3) 對于大型整體主承力結(jié)構(gòu),LAM-TC11高強(qiáng)高韌鈦合金安全厚度范圍與TC4-DT相當(dāng),可避免大厚度構(gòu)件發(fā)生脆性斷裂;同時其低疲勞缺口敏感性和優(yōu)異的抗裂紋擴(kuò)展特性對大型整體主承力結(jié)構(gòu)服役安全具有重要意義。