，

(遼寧石油化工大學機械工程學院，撫順 113001)

0 引 言

2205雙相不銹鋼是工業(yè)中應用最廣的一種雙相不銹鋼，其組織中鐵素體與奧氏體的體積各約占50%[1]。與鐵素體不銹鋼相比，2205雙相不銹鋼無室溫脆性, 具有更好的塑性、韌性和耐晶間腐蝕性能;與奧氏體不銹鋼相比，2205雙相不銹鋼具有更高的強度、更好的耐晶間腐蝕和耐氯化物應力腐蝕能力[2-3]。因此，2205雙相不銹鋼在石油化工、沿海建筑等領域[4-7]具有廣闊的應用前景。疲勞交變載荷是這些領域中各種工程結構件和設備在服役過程中常見的載荷類型，也是使其發(fā)生失效的主要原因之一。工程結構件和設備在安裝及運行過程中，常常會出現瞬時過載、超壓等現象。過載對工程材料的影響很大，影響機制也非常復雜[8]。目前，學者對不同材料的過載效應進行了大量的研究[9-13]，但關于2205雙相不銹鋼的研究報道較少。為此，作者對2205雙相不銹鋼進行了不同過載比下的疲勞裂紋擴展試驗，研究單峰過載對疲勞裂紋擴展速率的影響，這對2205雙相不銹鋼在具有瞬時過載環(huán)境中的工程安全應用具有一定意義。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為上海寶鋼不銹鋼有限公司生產的熱軋態(tài)SAF 2205雙相不銹鋼鋼板，厚度為12 mm，化學成分(質量分數/%)為0.02C，0.50Si，1.38Mn，0.026P，0.001S，22.30Cr，5.44Ni，3.13Mo，0.162N，余Fe，屈服強度為600 MPa，抗拉強度為790 MPa。在試驗鋼板上截取金相試樣，經打磨、拋光后，用12 g K3Fe(CN)6，40 g NaOH，100 mL H2O配制的溶液沸騰后腐蝕40 s，在Leica Q500MW型正立式金相顯微鏡上觀察顯微組織。

按照GB/T 6398-2000《金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法》，在試驗鋼板上加工出標準三點彎曲(SEB)試樣，其形狀與尺寸如圖1所示，試樣的裂紋擴展方向與熱軋鋼板的軋制方向一致。在Instron8872型電液伺服疲勞試驗機上進行疲勞裂紋擴展試驗，采用恒幅載荷加載方式，波形為正弦波，頻率為10 Hz，應力比為0.1。試驗前采用較大的載荷預制疲勞裂紋，第一級力值范圍為10 kN，三到四級逐級降力，每級降低10%～20%，最后一級降至力值范圍4.5 kN，預制疲勞裂紋長約2 mm。預制完成后，開始試驗并對試驗數據進行采集，當裂紋擴展進入穩(wěn)態(tài)階段，且裂紋長度約為11 mm時施加單峰過載，然后繼續(xù)循環(huán)加載。加載方式如圖2所示，圖中Pmax為循環(huán)加載的最大力，Pmin為循環(huán)加載的最小力，Poverload為單峰過載力。過載比γ的計算公式為

(1)

試驗中γ分別取1.0,1.5，2.5和3.5。采用柔度法測裂紋長度，用七步遞增多項式法擬合并計算穩(wěn)態(tài)擴展階段的疲勞裂紋擴展速率。采用NOVA NanoSEM430型掃描電鏡(SEM)觀察斷口形貌。

圖1 三點彎曲試樣的形狀與尺寸Fig.1 Shape and dimension of three point bending specimen

圖2 加載方式示意Fig.2 Schematic of loading mode

2 試驗結果與討論

2.1 顯微組織

由圖3可知：試驗鋼的顯微組織由鐵素體和奧氏體組成；灰色組織為鐵素體相，晶粒粗大且沿軋制方向被明顯拉長；白色組織為奧氏體相，晶粒較細小且呈彌散分布；經圖像分析發(fā)現，鐵素體和奧氏體的體積比接近1∶1。

圖3 試驗鋼的顯微組織Fig.3 Microstructure of tested steel

2.2 疲勞裂紋擴展速率

圖4中Nd為施加單峰過載后，裂紋繼續(xù)擴展所需要的載荷循環(huán)次數。由圖4可知：施加不同過載比的單峰過載后，試樣的疲勞裂紋擴展曲線出現明顯的“平臺區(qū)”，此時裂紋長度出現停止增大甚至減小的現象，這表明裂紋擴展停滯甚至裂紋發(fā)生閉合；繼續(xù)施加Nd周次循環(huán)載荷后，裂紋長度才繼續(xù)增大；當γ為1.0，1.5，2.5時，Nd分別為0，14 363，218 743周次，即當γ<3.5時，隨著γ的增大，Nd增加，裂紋擴展停滯的時間延長；當γ=3.5時，裂紋擴展完全停止，循環(huán)載荷繼續(xù)加載至5×105周次時裂紋長度也未發(fā)生變化,這是由于單峰過載后，裂紋停止擴展，而試驗機的數據采集系統(tǒng)以5×105次循環(huán)作為一個單點。由此可以看出，γ越大，試樣的壽命越長。

圖4 不同過載比下試樣的疲勞裂紋擴展曲線Fig.4 Fatigue crack propagation curves of samples at different overload ratios

由圖5可知：當γ=1.0時，即未施加過載時試樣的裂紋擴展速率曲線為一條直線；當施加單峰過載后，裂紋擴展速率顯著下降，且γ越大，裂紋擴展速率下降的幅度越大；當γ=2.5時，裂紋擴展速率下降約一個數量級，繼續(xù)加載一定周次后，裂紋擴展速率才逐漸恢復至穩(wěn)態(tài)擴展時的速率；當γ=3.5時，施加單峰過載后裂紋擴展完全停止。

圖5 不同過載比下試樣的疲勞裂紋擴展速率曲線Fig.5 Fatigue crack propagation rate curves of samples at different overload ratios

表1中Δ(da/dN)為疲勞裂紋擴展速率的最大變化量，Ni為初始階段裂紋擴展至0.25 mm所需要的循環(huán)次數[14]。由表1可以看出，Nd，Δ(da/dN)，Ni均隨γ的增大而增大。

表1 不同過載比下試樣的Nd，Δ(da/dN)和NiTab.1 Nd,Δ(da/dN), Ni of samples at differentoverload ratios

圖6 不同過載比下試樣疲勞裂紋尖端的表面形貌Fig.6 Surface morphology of the fatigue crack tips of samples at different overload ratios

由圖6可知：當γ=2.5時，裂紋尖端明顯鈍化，裂紋仍保持在原有裂紋平面擴展；當γ=3.5時，裂紋尖端呈“Y”字型，裂紋尖端不再尖銳，出現裂紋偏折及開叉現象，裂紋不再沿原有裂紋平面擴展。

2.3 斷口形貌

由圖7可知：當裂紋擴展到11 mm時，在施加過載的位置出現了一條明顯的分界線，該分界線為過載線，過載線左側為未過載區(qū)域，右側為過載塑性區(qū)；未過載區(qū)域的斷裂形貌以準解理特征為主，河流花樣明顯，河流花樣短而彎曲，且較密集；過載后，試樣斷口中出現較大的解理面和長而直的撕裂棱，斷裂形式為解理斷裂，河流花樣變得稀疏，且長而直；過載線右側出現了較多的微裂紋，推測是由于2205雙相鋼中的雜質在過載的作用下誘發(fā)而產生的；當裂紋穿過過載塑性區(qū)后，斷口形貌又呈準解理特征。

2.4 分析與討論

疲勞裂紋尖端因反向屈服而產生裂紋尖端塑性區(qū)及殘余壓應力場，在循環(huán)載荷的作用下，裂紋必須突破其尖端殘余壓應力場才能繼續(xù)擴展[15]。JONES等[16]認為施加過載后，會在塑性材料裂紋尖端區(qū)域形成塑性強化區(qū)，當裂紋穿過塑性強化區(qū)時，會導致裂紋擴展速率下降。

圖7 裂紋擴展到11 mm時試樣的斷口SEM形貌(γ=2.5)Fig.7 Fracture SEM morphology of sample with crack extended to 11 mm (γ=2.5): (a) at low magnification; (b) at relatively low magnification; (c) at relatively high magnification and (d) at high magnification

圖8 裂紋尖端塑性區(qū)及分叉示意Fig.8 Schematic of plastic zone (a) and bifurcation at crack tip (b)

當γ<3.5時，裂紋在施加單峰過載后仍沿名義I型裂紋擴展平面擴展，但擴展速率明顯下降甚至停滯，繼續(xù)施加循環(huán)載荷Nd周次后，裂紋擴展速率才逐漸恢復至穩(wěn)態(tài)擴展時的擴展速率，且隨著γ的增大，Nd增加，裂紋恢復至穩(wěn)態(tài)擴展的時間變長。裂紋擴展速率的下降甚至停滯是由過載導致裂紋尖端鈍化或閉合引起的，如圖8(a)所示。CHRISTENSEN[17]和RICE[18]提出，過載引起的裂紋尖端鈍化猶如一個缺口，其應力集中比原來尖裂紋的小，該鈍化甚至可以持續(xù)到過載后的裂紋擴展，從而導致裂紋擴展受到阻滯。ELBER[19-20]認為過載引起裂紋尖端形成超大塑性區(qū)，使裂紋尖端發(fā)生閉合，導致裂紋擴展停滯。隨著γ的增大，裂紋尖端過載塑性區(qū)及殘余壓應力場范圍增大，裂紋尖端鈍化或閉合程度顯著，裂紋穿過過載塑性區(qū)所需要的時間延長。裂紋一旦突破過載塑性區(qū)，裂紋擴展就會恢復到原來的穩(wěn)態(tài)擴展階段。

當γ=3.5時，施加單峰過載后，裂紋尖端發(fā)生明顯偏折及分叉，裂紋擴展完全停止，繼續(xù)循環(huán)加載至5×105周次后，裂紋擴展仍未見恢復。如圖8(b)所示，過載引起裂紋尖端偏離名義I型裂紋擴展平面，發(fā)生分叉，使裂紋尖端有效應力強度因子范圍大大降低，導致裂紋擴展完全停止，這符合TREBICKI等[21]和SOBCZYK等[22]提出的裂紋分叉機制。

3 結 論

(1) 單峰過載使得2205雙相不銹鋼中疲勞裂紋擴展出現明顯的遲滯效應；過載比越大，裂紋擴展停滯的時間越長，疲勞裂紋擴展速率下降的幅度越大。

(2) 當γ<3.5時，單峰過載引起裂紋尖端發(fā)生鈍化或閉合，導致疲勞裂紋擴展速率明顯下降甚至停滯；當γ=3.5時，單峰過載引起裂紋尖端發(fā)生偏折及分叉，使裂紋尖端有效應力強度因子范圍大幅度降低，疲勞裂紋擴展完全停止。

[1] 蘇海濱.淺談雙相不銹鋼及其應用[J].中國高新技術企業(yè)，2012(9)：62-63.

[2] 陸世英.不銹鋼[M].北京：原子能出版社，1995.

[3] 吳玖.雙相不銹鋼[M].北京：冶金工業(yè)出版社，1999.

[4] 高娃，羅建民，楊建軍，等.雙相不銹鋼的研究進展及其應用[J].兵器材料科學與工程，2005，29(3)：61-63.

[5] 張國信，李雙權.雙相不銹鋼的性能及其在石化行業(yè)的應用[J].石油化工設備技術，2007，28(4)：55-59.

[6] 李京波，金學軍.輸油管道用316L和2205不銹鋼低溫蠕變模型的選擇與驗證[J].機械工程材料，2016，40(4)：55-57.

[7] 張文毓，侯世忠.國內外雙相不銹鋼的應用進展[J].裝備機械，2015(3)：62-66.

[8] 鄭修麟，王泓，鄢君輝，等.材料疲勞理論與工程應用[M].北京：科學出版社，2013：339-357.

[9] CREWS J H. Crack initiation at stress concentrations as influence by prior local plasticity[C]//Achievement of High Fatigue Resistance in Metals and Alloys. Philadelphia: ASTM, 1970: 37-52.

[10] BOISSONAT J. Fatigue of 7075-T6 aluminum alloy. Experimental research on the effects of static preloading on the fatigue life of structural components: ARL-64-55[R]. [S.l.]: Oxio, 1964.

[11] POTTER J M. Cyclic stress-strain behavior—Analysis, experimentation, and failure prediction[C]// American Society for Testing Materials. Philadelphia: ASTM, 1973: 109-132.

[12] SMITH I F C, HIRT M A. A review of fatigue strength improvement methods[J]. Canadian Journal of Civil Engineering, 1985, 12: 166-183.

[13] 鄭修麟, 陳德廣, 凌超. 疲勞裂紋起始的超載效應與新的壽命估算模型[J]. 西北工業(yè)大學學報, 1990, 8(2): 199-208.

[14] MADDOX S J. Fatigue analysis of welded joints using fracture mechanics[C]// Proceedings of International Conference and Exposition on Fatigue Corrosion Cracking，Fracture Mechanics and Failure Analysis. Salt Lake：ASM，1985：155-166.

[15] ALLISON J E.Measurement of crack-tip stress distribution by X-ray diffraction[J]. Fracture Mechanics，1979, 677:411-412.

[16] JONES R E. Fatigue crack growth retardation after single overload in Ti-6Al-4V titanium alloy [J]. Engineering Fracture Mechanics，1973，5(3)：589-604.

[17] CHRISTENSEN R H. Metal fatigue [M]. New York：McGraw-Hill，1959.

[18] RICE J R. Mechanics of crack tip deformation and extension by fatigue [C]//Fatigue Crack Propagation. [S.l.]：ASTM，1967:247-309.

[19] ELBER W. The significance of fatigue crack closure [C]// Damage Tolerance in Aircraft Structures. [S.l.]：ASTM，1971：230-242.

[20] ELBER W. Fatigue crack closure under cyclic tension [J]. Engineering Fracture Mechanics，1970，2(1)：37-44.

[21] TREBICKI J，SOBCZYK K. Curvilinear random fatigue crack growth: Effects of overloads[J].Fatigue and Fracture of Engineering Materials and Structures，2010, 19(2/3): 361-371.

[22] SOBCZYK K，TREBICKI J, SPENCER B F Jr. Modelling of the curvilinear random fatigue crack growth[J].Engineering Fracture Mechanics，1995,52(4): 703-715.