中航工業(yè)北京航空制造工程研究所航空焊接與連接技術航空科技重點實驗室 何勝春 廖云建 張?zhí)飩}

北京航空航天大學 楊 美 吳素君

隨著航空發(fā)動機設計與服役條件要求的不斷提高，作為飛機發(fā)動機核心熱端部件之一的渦輪盤，其使用的材料的性能要求也更加苛刻。同其他高溫合金材料相比，由于粉末高溫合金具有組織均勻、晶粒細小、合金化程度高、靜強度及疲勞性能良好等特點，成為了國內外發(fā)動機渦輪盤等重要構件的最佳材料。我國從20世紀70年代開始著手研制粉末高溫合金，第二代FGH96與FGH95相比，提高了Ti、Cr、Co、W、Mo的含量，降低了Al、Nb、C的含量，從而降低γ′相和碳化物的含量，降低了合金的強度。W和Co含量的增加可以有效提高合金的熱強性；Cr含量的增加可以提高合金的抗氧化性；加入Ce后凈化了晶界，提高了晶界的強韌化效果，使FGH96成為滿足當今高推比發(fā)動機使用要求的渦輪盤、環(huán)形件和其他熱端部件的關鍵材料。

慣性摩擦焊是利用工件接觸端面相對運動中摩擦產生熱，使摩擦界面達到熱塑性狀態(tài)，然后迅速頂鍛完成焊接的一種固相焊接方法。由于慣性摩擦焊工藝參數(shù)少，焊接質量穩(wěn)定，因而成為民用航空發(fā)動機轉子高溫合金部件的主要焊接工藝。本文對FGH96摩擦焊焊接接頭室溫疲勞裂紋擴展速率進行測試和分析，為粉末高溫合金摩擦焊的工程應用提供可靠的依據(jù)。

1 試驗材料

FGH96合金是鎳基γ′相沉淀強化型粉末冶金高溫合金，基體為γ固溶體，基體中主要強化相γ′的體積分數(shù)約占33%～36%，γ′相完全固溶溫度為1120～1130℃，析出溫度為 1030～1090℃，F(xiàn)GH96 合金化學成分如表1所示。

2 裂紋擴展速率試驗

FGH96粉末高溫合金裂紋擴展速率測試采用3點彎曲試樣，焊縫和母材試樣規(guī)格為80mm×21mm×7mm，用半徑不超過0.15mm以及鉬絲線切割起始缺口，切口根部半徑不超過0.2mm。燕尾槽內置刀口便于引伸計放置，以及測量裂紋嘴張開位移。對于焊縫試樣，缺口開在焊縫中心，以獲得焊縫的裂紋擴展速率曲線；對于母材試樣，缺口開在試樣中心。

表1 粉末高溫合金FGH96的化學成分（質量分數(shù)）%

試驗嚴格按照GB-T 6398-2000金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法，在INSTRON 8801 50kN萬能試驗機上進行。標準規(guī)定，每組至少進行3個試樣測試。本試驗采用恒力增K法，在誘發(fā)裂紋萌生后，采用恒力使疲勞裂紋擴展，引伸計記錄缺口處張嘴位移量的變化，通過柔度法，應用給定的彈性模量E和屈服強度RM0.2MPa計算得到裂紋長度。裂紋長度隨著應力強度因子的增加而增加，對于3點彎曲標準板狀試樣，測試系統(tǒng)自動采集、計算裂紋長度和應力強度因子相關數(shù)據(jù)。

3 試驗結果及分析

（1）測試數(shù)據(jù)處理及分析。

對得到的數(shù)據(jù)采用GB-T 6398-2000推薦的原始數(shù)據(jù)7點平均法處理。在穩(wěn)定裂紋擴展階段，裂紋擴展率與應力強度因子幅值間的關系可以用Paris公式da/dN=CΔKm表示（其中，C、m為與材料和環(huán)境有關的參數(shù)），對試驗數(shù)據(jù)點依照Paris公式進行擬合。采用雙對數(shù)坐標，數(shù)據(jù)點近似分布在一條直線上。根據(jù)Paris公式，母材的擴展速率da/dN=3.14593E-15ΔK5.1410，焊縫區(qū)的擴展速率為da/dN=1.67302E-16ΔK5.36754。裂紋擴展速率可以用Paris公式表征。在雙對數(shù)坐標的da/dN-deltaK曲線上，lgC為直線在縱坐標上的截距，m為直線斜率?？芍覆暮秃缚p的斜率相當，即m值差別不大，但在y軸上的截距母材大于焊縫區(qū)，即裂紋擴展速率曲線高于焊縫區(qū)，母材的C值大于焊縫的C值，即母材的擴展速率快于焊縫區(qū)。

（2）斷口分析。

母材疲勞裂紋擴展試樣斷口如圖1所示，其中圖1（a）為疲勞源區(qū)，可見裂紋起源于加工缺口根部，有明顯的撕裂棱，撕裂棱平行于裂紋擴展方向。圖1（b）為裂紋擴展中期，可觀察到疲勞條帶，疲勞條帶并不是位于同一個平面，而是分布在不同的平面上，且不同平面上的疲勞條帶方向有所差異。這是因為裂紋擴展時的局部應力不同，使得局部裂紋擴展方向不同，產生不同擴展平面，當平面相交時，則產生撕裂棱。圖1（c）為裂紋擴展后期形貌，斷面變得不太平整，并出現(xiàn)韌窩。在疲勞裂紋擴展后期，應力強度因子幅值增加，裂紋尖端塑性區(qū)較前期變大，使得斷面較之前不平整。同時，由于裂紋擴展接近失穩(wěn)，除了疲勞條帶外，從圖中還可以看到韌窩。

圖1 FGH96母材斷口微觀形貌Fig.1 Fracture Microscopic view of FGH96 matrix

圖2為焊縫疲勞裂紋擴展速率測試試樣斷口圖。圖2（a）為裂紋擴展前期斷口微觀形貌，有明顯的撕裂棱；圖2（b）為裂紋擴展中期，疲勞條帶細密，裂紋擴展方向為自右向左；圖2（c）為裂紋擴展后期，可觀察到疲勞條帶，且可見條帶間距增加，疲勞條帶的間距與應力強度因子幅有關，隨ΔK的增加而增加。在疲勞裂紋擴展后期，應力強度因子幅增加，裂紋尖端塑性區(qū)較前期變大，使得斷面較之前不平整，疲勞條帶變寬。

圖2 FGH96焊縫斷口微觀形貌Fig.2 Fracture Microscopic view of FGH96 joint

根據(jù)斷口觀察，F(xiàn)GH96摩擦焊焊接接頭裂紋擴展速率試驗的試驗件均為典型的機械疲勞斷口形貌。裂紋起源于機械加工缺口根部，且為多源起裂，隨著應力強度因子幅值的增加，疲勞裂紋擴展速率增加，斷口顯示為疲勞條帶的間距增加。

對焊縫區(qū)域進行切割、鑲嵌，經(jīng)過100#～2000#砂紙打磨后，機械拋光，最后進行腐蝕，以觀察焊縫和母材的組織形貌。對試驗后斷口側面進行切割、鑲嵌、磨拋、腐蝕以觀察裂紋走向。FGH96慣性摩擦焊焊縫和母材組織形貌如圖3所示。由于FGH96合金中的奧氏體具有較低的層錯能，因此容易出現(xiàn)孿晶。焊縫中心區(qū)域形貌組織非常細小均勻，呈等軸晶狀態(tài)，為典型的動態(tài)再結晶組織。母材組織晶粒大小不均，晶界處有析出物，并在晶粒內部還可見孿晶，這是由于FGH96合金為面心立方的奧氏體，在面心立方金屬中，{111}面為密排孿晶界面，孿晶界面容易沿該密排面滑移形成孿晶。

圖3 試樣缺口處組織形貌Fig.3 Microstructure of sample notch

圖4 斷口側面形貌Fig.4 Side Microstructure of sample fracture

圖4為焊縫試樣和母材試樣斷口側面組織形貌，焊縫試樣裂紋沿焊縫擴展，裂紋附近組織為細小晶粒，母材試樣裂紋附近組織為粗大晶粒，焊縫的裂紋擴展路徑較為平坦，二者均為穿晶斷裂。

4 結論

（1）本文對FGH96摩擦焊焊接接頭裂紋擴展速率進行了測定，對曲線使用Paris公式進行了擬合，得到母材試樣裂紋擴展速率方程為：da/dN=3.14593E-15ΔK5.1410，焊縫區(qū)的擴展速率方程為：da/dN=1.67302E-16ΔK5.36754。根據(jù)試驗結果，焊縫裂紋擴展速率明顯低于母材。

（2）在母材、焊縫中，裂紋均以穿晶形式擴展，F(xiàn)GH96慣性摩擦焊焊縫組織為細小晶粒，母材為粗大晶粒。細小晶粒晶界的阻礙是焊縫裂紋擴展速率低于母材的原因。