董成利， 于慧臣， 焦?jié)奢x， 孔凡濤， 陳玉勇

(1.中國航發(fā)北京航空材料研究院 先進高溫結(jié)構(gòu)材料重點實驗室，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點實驗室，北京 100095；4.哈爾濱工業(yè)大學 材料科學與工程學院，哈爾濱 150001)

一種TiAl合金高溫低循環(huán)疲勞性能及失效機理

董成利1，2,3， 于慧臣1,2,3， 焦?jié)奢x1,2,3， 孔凡濤4， 陳玉勇4

(1.中國航發(fā)北京航空材料研究院 先進高溫結(jié)構(gòu)材料重點實驗室，北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095；3.材料檢測與評價航空科技重點實驗室，北京 100095；4.哈爾濱工業(yè)大學 材料科學與工程學院，哈爾濱 150001)

通過對TiAl合金進行總應(yīng)變范圍控制的高溫(750℃)低循環(huán)疲勞實驗，研究雙態(tài)(Duplex, DP)和全片層(Fully Lamellar, FL)組織形態(tài)對TiAl合金低循環(huán)疲勞性能和壽命的影響，并采用總應(yīng)變幅-壽命方程對兩類組態(tài)TiAl合金低循環(huán)疲勞壽命進行預(yù)測。結(jié)果表明：在相同溫度和應(yīng)變條件下，DP組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的平均應(yīng)力明顯低于FL組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的平均應(yīng)力；采用總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程能夠準確預(yù)測兩種組態(tài)TiAl合金在750 ℃下的疲勞壽命，預(yù)測壽命基本位于試驗壽命的±2倍分散帶以內(nèi)；另外，DP組態(tài)TiAl合金的疲勞源區(qū)位于試樣的近心部，而FL組態(tài)TiAl合金的疲勞源區(qū)位于試樣的次表面，兩類組態(tài)TiAl合金的高溫疲勞失效機理存在明顯差異。

TiAl合金；低循環(huán)疲勞；壽命預(yù)測；遲滯回線；失效機理

TiAl合金具有低密度、高比強度、優(yōu)異的高溫性能等綜合優(yōu)點，因此被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代先進航空發(fā)動機渦輪葉片的制造，成為代替?zhèn)鹘y(tǒng)鎳基高溫合金制造渦輪葉片的唯一候選材料，應(yīng)用前景廣闊[1-2]。據(jù)權(quán)威統(tǒng)計，超過40,000件TiAl合金用于制造Boeing 787飛機的GEnx 1B發(fā)動機低壓渦輪葉片和Boeing 747-8飛機的GEnx 2B低壓渦輪葉片[3]。盡管國外TiAl合金已實現(xiàn)批產(chǎn)并得到工程化應(yīng)用，但由于其具有較大的室溫脆性、較低的斷裂韌度、較高的裂紋擴展速率和加工制造困難等缺點[4-5]，在很大程度上阻礙和限制了其工程化應(yīng)用。國內(nèi)外業(yè)內(nèi)科研人員針對TiAl合金的力學性能測試與表征開展了大量的研究工作，主要體現(xiàn)在室溫和高溫條件下的成分-組織-性能方面，力學性能主要涉及TiAl合金材料的拉伸[6]、低周疲勞[7]、高周疲勞[8]、疲勞-蠕變交互作用[9]、蠕變/持久[10]、裂紋擴展[11]和斷裂特性[12]等。通過對TiAl合金力學性能測試與表征的研究工作，已基本掌握了該類材料的力學性能，可為航空發(fā)動機部件選材提供數(shù)據(jù)支持。

TiAl合金若要取代鎳基高溫合金制造航空發(fā)動機渦輪葉片，必然在高溫循環(huán)載荷下服役工作。為了保證TiAl合金渦輪葉片在高溫循環(huán)載荷下具有足夠的強度和壽命，有必要開展TiAl合金材料的高溫疲勞力學性能測試與表征工作，從而獲得其疲勞力學性能數(shù)據(jù)和曲線，主要包括循環(huán)硬化/軟化、平均應(yīng)力松弛、循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變曲線和不同循環(huán)數(shù)下的遲滯回線等。在此基礎(chǔ)上進一步建立其強度-壽命曲線、壽命預(yù)測模型等，為評估TiAl合金材料及部件的強度和壽命奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

本研究針對雙態(tài)(Duplex, DP)和全片層(Fully Lamellar, FL)組織形態(tài)的TiAl合金開展750℃條件下的低循環(huán)疲勞實驗，研究高溫條件下兩種組態(tài)對TiAl合金疲勞性能的影響規(guī)律，建立疲勞壽命預(yù)測模型，并對兩種組態(tài)TiAl合金的高溫疲勞失效機理進行對比分析。

1 實驗材料和方法

1.1實驗材料

TiAl合金由哈爾濱工業(yè)大學自主研制，其名義成分為Ti-43Al-9V-Y (質(zhì)量分數(shù)/%)。首先，合金鑄錠采用真空自耗電弧爐熔煉而成，熔煉原料為海綿Ti(99.7%，質(zhì)量分數(shù)，下同)、高純Al(99.99%)，其他合金元素采用Al-V和Al-Y中間合金的形式。將合金鑄錠進行均勻化退火處理(900 ℃，保溫48小時)和熱等靜壓處理(HIP)后，利用包套鍛造工藝制備出大尺寸TiAl合金鍛餅(φ480 mm×46 mm)，其微觀組織如圖1(a)所示。為了研究不同組態(tài)對TiAl合金高溫低循環(huán)疲勞性能的影響，對部分合金鍛餅進行了后續(xù)的熱處理(1350 ℃，保溫8小時，爐冷)，獲得了具有全片層組態(tài)的TiAl合金，其微觀組織如圖1(b)所示。

1.2實驗方法

TiAl合金的高溫低循環(huán)疲勞實驗在型號為MTS-810的液壓伺服疲勞試驗機上進行，高溫爐內(nèi)待測試樣有效標距段溫度誤差控制在±2 ℃以內(nèi)，采用型號為Epsilon-3580的高精度引伸計對TiAl合金的疲勞變形進行實時測量，并使用帶有全數(shù)字化測量控制器的高性能計算機控制實驗條件和記錄實驗數(shù)據(jù)，高溫疲勞實驗溫度為750 ℃，采用總應(yīng)變控制，加載波形為三角波，應(yīng)變比為0.1，應(yīng)變速率為1×10-3s-1。低循環(huán)疲勞性能測試方法參照GB/T 15248—2008《金屬材料 軸向等幅低循環(huán)疲勞試驗方法》執(zhí)行。實驗選用標準的光滑圓棒試樣，具體試樣實物圖見圖2所示。

2 結(jié)果與分析

2.1穩(wěn)態(tài)遲滯回線響應(yīng)

圖3為DP和FL組態(tài)TiAl合金在750 ℃半疲勞壽命時的穩(wěn)態(tài)遲滯回線演化規(guī)律。整體上看，DP組態(tài)和FL組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線在相同溫度和應(yīng)變比下具有相同的演化規(guī)律，即隨著施加應(yīng)變的增加，兩類組態(tài)TiAl合金的穩(wěn)態(tài)遲滯回線面積逐漸增大。穩(wěn)態(tài)遲滯回線面積越大，材料所消耗的循環(huán)塑性遲滯能越大，因此材料在導致穩(wěn)態(tài)遲滯回線面積大的載荷條件下服役將會得到較短的疲勞壽命[13]。另外，隨著施加應(yīng)變的增加，兩類組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線所對應(yīng)的極值應(yīng)力也逐漸增加，即應(yīng)力范圍增加，特別是在正向循環(huán)階段，拉伸應(yīng)力增加的程度更大。

圖4為DP和FL組態(tài)TiAl合金750 ℃下且最大應(yīng)變?yōu)?.9%半疲勞壽命時的穩(wěn)態(tài)宏觀變形規(guī)律。由圖4可以看出，在相同溫度和應(yīng)變條件下，兩類組態(tài)TiAl合金的穩(wěn)態(tài)遲滯回線形貌相似，即其面積和大小相似，但兩者的位置卻有所不同。DP組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的平均應(yīng)力明顯低于FL組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的平均應(yīng)力。就兩類組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的峰谷值應(yīng)力而言，F(xiàn)L組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的峰值應(yīng)力大于DP組態(tài)TiAl合金相應(yīng)的峰值應(yīng)力，而FL組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線對應(yīng)的谷值應(yīng)力絕對值小于DP組態(tài)TiAl合金相應(yīng)的谷值應(yīng)力絕對值，明顯看出，F(xiàn)L組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線位于DP組態(tài)TiAl合金穩(wěn)態(tài)遲滯回線的上方。

2.2低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測

國內(nèi)針對航空材料疲勞性能試驗，常常采用總應(yīng)變控制，總應(yīng)變幅由彈性應(yīng)變幅和塑性應(yīng)變幅兩部分組成[14]，即：

(1)

式中：Δεt，Δεe和Δεp分別為總應(yīng)變幅、彈性應(yīng)變幅和塑性應(yīng)變幅。

在大量疲勞實驗的基礎(chǔ)上，Coffin和Manson幾乎同時提出在恒定塑性應(yīng)變范圍下，塑性應(yīng)變幅與到達失效或斷裂的循環(huán)數(shù)存在如下關(guān)系[15-16]：

(2)

而彈性應(yīng)變幅與失效或斷裂的循環(huán)數(shù)存在如下關(guān)系：

(3)

為了更加準確表征和預(yù)測總應(yīng)變控制的低循環(huán)疲勞壽命，宜采用總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程[17]，其表達式如下：

(4)

采用總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程分別對DP和FL組態(tài)TiAl合金在750 ℃下的疲勞壽命進行預(yù)測，模型參數(shù)見表1，預(yù)測結(jié)果如圖5所示。由圖5可以看出，隨著施加應(yīng)變幅的增加，兩類組態(tài)TiAl合金的低循環(huán)疲勞壽命逐漸減小。在相同的應(yīng)變幅下，DP 組態(tài)TiAl合金的低循環(huán)疲勞壽命大于FL 組態(tài)TiAl合金的低循環(huán)疲勞壽命。另外，總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程能夠準確預(yù)測兩種組態(tài)TiAl合金在750 ℃下的疲勞壽命，預(yù)測結(jié)果基本位于實驗壽命的±2倍分散帶以內(nèi)，方程預(yù)測相關(guān)系數(shù)均大于0.99，預(yù)測精度較高。

2.3低循環(huán)疲勞失效機理

圖6為DP和FL組態(tài)TiAl合金在750 ℃且應(yīng)變?yōu)?.8%條件下的疲勞斷口全貌。由圖6可以看出，DP組態(tài)TiAl合金高溫疲勞斷口呈現(xiàn)出平坦、光滑特征，而FL組態(tài)TiAl合金高溫疲勞斷口呈現(xiàn)出凹凸不平、粗糙特征。另外，DP組態(tài)TiAl合金的疲

表1 總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程材料參數(shù)

勞源區(qū)位于試樣的近心部，而FL組態(tài)TiAl合金的疲勞源區(qū)位于試樣的次表面。

圖7為DP和FL組態(tài)TiAl合金在750 ℃且應(yīng)變?yōu)?.8%條件下的疲勞源區(qū)形貌。由圖7可以看出，DP組態(tài)TiAl合金疲勞源周圍具有明顯的發(fā)散性放射棱痕跡，F(xiàn)L組態(tài)TiAl合金疲勞源周圍也具有發(fā)散性放射棱痕跡，但較之DP組態(tài)TiAl合金不明顯。另外，DP組態(tài)TiAl合金疲勞源區(qū)面積較大，而FL組態(tài)TiAl合金疲勞源區(qū)面積較小。

圖8示出了DP和FL組態(tài)TiAl合金在750 ℃且應(yīng)變?yōu)?.8%條件下的疲勞裂紋擴展區(qū)形貌?？梢钥闯?，兩類組態(tài)TiAl合金的高溫疲勞條帶均不明顯，包含少量二次裂紋(黃色箭頭指示)且疲勞擴展區(qū)氧化較為嚴重。值得注意的是，F(xiàn)L組態(tài)TiAl合金疲勞裂紋擴展區(qū)存在著片層間的剝離，呈現(xiàn)出準解理平面特征，并伴有特定取向的片層結(jié)構(gòu)。

3 結(jié)論

(1)在相同溫度和應(yīng)變比條件下，隨著施加應(yīng)變的增加，兩類組態(tài)TiAl合金的穩(wěn)態(tài)遲滯回線面積和穩(wěn)態(tài)遲滯回線所對應(yīng)的極值應(yīng)力逐漸增加。

(2)采用總應(yīng)變幅-疲勞壽命方程能夠準確預(yù)測兩種組態(tài)TiAl合金在750 ℃下的疲勞壽命，相關(guān)系數(shù)均大于0.95，且預(yù)測壽命基本位于試驗壽命的±2倍分散帶以內(nèi)。

(3)DP組態(tài)TiAl合金的疲勞源區(qū)位于試樣的近心部，而FL組態(tài)TiAl合金的疲勞源區(qū)位于試樣的次表面，兩類組態(tài)TiAl合金的高溫疲勞失效機理存在明顯差異。

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Abstract： Total strain range controlled low cycle fatigue (LCF) experiments were conducted at 750 ℃ to investigate the effects of the duplex and fully lamellar microstructure on fatigue behavior and life of a TiAl alloy, and the total strain range-life equation was employed to predict LCF life of the alloy. The results show that the mean stress produced at hysteresis loop of TiAl alloy with DP is less that of TiAl alloy with FL at the same temperature and applied strain. The total strain range-life equation is able to predict the fatigue life of the alloy, and the predicted life is located between ±2 scatter band of the experimental life. In addition, the fatigue source of TiAl alloy with DP is located near center of the specimen while that of TiAl alloy with FL is located on subsurface of the specimen, and the failure mechanisms are obviously different between the two types of the TiAl alloy.

Keywords: TiAl alloy；low cycle fatigue (LCF)；life prediction；hysteresis loop；failure mechanism

(責任編輯：張 崢)

HighTemperatureLowCycleFatiguePropertiesandFailureMechanismofaTiAlAlloy

DONG Chengli1, YU Huichen1, JIAO Zehui1, KONG Fantao2, CHEN Yuyong2

(1.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Materials Testing and Evaluation， AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China; 2.Beijing Key Laboratory of Aeronautical Materials Testing and Evaluation, Beijing 100095, China; 3.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Materials Testing and Evaluation, Beijing 100095, China;4.School of Materials Science and Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001，China)

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000075

TG 146.2+1

A

1005-5053(2017)05-0077-07

國家自然科學基金-青年基金(51401195)；國家973計劃課題(2011CB605501)；航空基金(2013ZF21014)

董成利(1982—)，男，博士，高級工程師，主要從事航空發(fā)動機高溫結(jié)構(gòu)材料及部件強度、壽命評估與有限元數(shù)值仿真研究，(E-mail)dcldong@buaa.edu.cn。

2017-05-15；

2017-06-20