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(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空制造工藝數(shù)字化國防重點學(xué)科實驗室,沈陽 110136; 2.遼寧通用航空研究院 設(shè)計部,沈陽 110136; 3.沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司 技術(shù)檢驗中心,沈陽 110034)

Ti-3Al-2.5V鈦合金管材適用于飛機發(fā)動機液壓和燃油等管路系統(tǒng),鈦合金導(dǎo)管具有質(zhì)量輕、耐高溫、韌性好、耐腐蝕等優(yōu)越性能,因此廣泛應(yīng)用于航空、航天領(lǐng)域[1].飛機上采用大量無擴口導(dǎo)管來連接管路系統(tǒng),其連接方式具有特殊性與新穎性,有必要對其進行相關(guān)的考核試驗以保證其飛行安全.影響導(dǎo)管連接處疲勞壽命的因素很多,旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗就是其中之一,通常對導(dǎo)管的疲勞壽命要求107次以上.由于飛機液壓系統(tǒng)工作壓力、承載形式等不同,飛機導(dǎo)管管路系統(tǒng)的疲勞試驗不能采用一般材料力學(xué)中所提到的一些方法.

目前,許多國內(nèi)外學(xué)者對鈦合金疲勞做了大量研究.Akai等[2]研究了基于平均溫度和耗散能量測量的方法,對Ti-6Al-4V鈦合金疲勞進行估計.Kasahara等[3]通過使用超聲波疲勞試驗方法,評估了Ti-22V-4Al鈦合金高周疲勞S-N曲線以及斷裂形態(tài).Sinha等[4]采用3D分析法對α鈦合金的裂紋起始部位的疲勞斷裂特征進行了定量研究,證明了一種非破壞性的方法來收集與小裂紋相關(guān)的晶粒的電子背散射衍射(EBSD)數(shù)據(jù).趙光菊等[5]在進行TA6V鈦合金疲勞小裂紋實驗的基礎(chǔ)上對疲勞斷口形貌進行觀察,分析TA6V鈦合金疲勞斷口形貌形成的原因.于蘭蘭等[6]對TC4-DT鈦合金的高周疲勞性能及斷口形貌進行了研究,得出不被破壞的疲勞極限以及置信度.劉漢青等[7]研究了兩種頻率循環(huán)載荷作用下TC17合金的超高周疲勞失效行為,建立了基于薄弱取向晶粒區(qū)域尺寸的疲勞強度預(yù)測模型.高玉魁[8]基于位錯理論,對TC4鈦合金次表層裂紋萌生抗力和疲勞強度進行了分析并給出了定量分析模型.吳志榮[9]研究了多軸疲勞壽命模型對TC4鈦合金多軸常幅疲勞壽命的預(yù)測能力,基于臨界平面理論,提出了一種新的多軸疲勞壽命預(yù)測模型.以上研究都是基于鈦合金棒料而言,然而,對于鈦合金無擴口導(dǎo)管接頭的疲勞研究少見報道.

本文針對直徑φ8的Ti-3Al-2.5V鈦合金無擴口航空導(dǎo)管接頭,利用自主研發(fā)的航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機進行試驗.試驗結(jié)束后,對疲勞斷口進行掃描電子顯微鏡(SEM)觀察.結(jié)合Ti-3Al-2.5V鈦合金材料本身討論了裂紋萌生區(qū)域的特征,研究了提前斷裂的機理,分析顯微組織對裂紋擴展的影響.

1 實驗材料與方法

無擴口導(dǎo)管連接件由管套、接頭和外套螺母組成,如圖1所示.對于無擴口航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗主要考核的部位是其接頭部分,要求其壽命達到107次以上.

圖1 無擴口導(dǎo)管連接件示意圖Fig.1 Flareless tube connector schematic diagram

根據(jù)航空工業(yè)部標準HB 6442—90《飛機液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗》[10]規(guī)定測試彎曲疲勞性能,試驗分別選取6根φ8進口鈦合金和6根φ8國產(chǎn)鈦合金材料的無擴口導(dǎo)管進行旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗,對12根導(dǎo)管分別進行編號為20821～20826,30821～30826,導(dǎo)管長度為180 mm,壁厚為0.6 mm,材料參數(shù)如表1所示.通過計算得出應(yīng)變?yōu)? 384 με,撓度為5.607 1 mm,偏轉(zhuǎn)角為1.784 8°.

表1 鈦合金材料參數(shù)Tab.1 Titanium alloy material parameters

根據(jù)HB 6442—90標準對航空導(dǎo)管接頭一端(固定端)軸向粘貼5 mm×3 mm的應(yīng)變片2個,應(yīng)變片之間的角度為90°,并焊接導(dǎo)線,固化24 h之后安裝在疲勞試驗機上,如圖2所示,導(dǎo)線連接NI測試系統(tǒng)可實時監(jiān)測應(yīng)變情況.

圖2 自主研發(fā)的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機Fig.2 Rotational bending fatigue testing machine

對試驗機進行調(diào)零,誤差控制在±20 με,以保證安裝后的同心度,將計算得出的應(yīng)變值輸入NI測試系統(tǒng),分別對6根導(dǎo)管加載偏移量,以5 Hz頻率旋轉(zhuǎn),其應(yīng)變-時間曲線即NI測試系統(tǒng)監(jiān)測的實時應(yīng)變值如圖3所示.然后對導(dǎo)管內(nèi)部充10號航空液壓油至工作壓力28 MPa,保壓5 min,應(yīng)變-時間曲線如圖4所示,加壓后曲線整體上移.以31.25 Hz的頻率即1 800 r/min進行旋轉(zhuǎn),應(yīng)力比R=-1時,編號30822國產(chǎn)鈦合金管和編號20824進口鈦合金導(dǎo)管在運行至1 785 980次和7 900 800次循環(huán)時發(fā)生斷裂,其余10根試驗管件均經(jīng)受107次循環(huán)應(yīng)力疲勞后無任何破壞和泄漏.

圖3 加偏載時應(yīng)變-時間曲線Fig.3 Apply load strain-time curve in test

圖4 加壓后應(yīng)變-時間曲線Fig.4 Apply pressure strain-time curve in test

2 結(jié)果與分析

2.1 金相組織

Ti-3Al-2.5V鈦合金是一種近α型的(β)型鈦合金,其化學(xué)成分:94.94Ti,3.15Al,1.91V.將管材進行切割、拋光打磨和腐蝕后,采用金相顯微鏡進行顯微組織觀察,其金相組織如圖5所示.主要特征如下:等軸組織初生α相的體積分數(shù)為40%左右,組織均勻,晶粒度在200～800 μm范圍內(nèi).晶粒大小對鈦合金疲勞裂紋萌生也存在重要影響.在較高應(yīng)變情況下,滑移帶中的裂紋萌生尺寸與原始β晶粒尺寸和初生α相的體積分數(shù)有關(guān),晶粒尺寸越大,晶粒對滑移帶的阻礙就越少,裂紋形核的尺寸就會越大[11].

2.2 斷口形貌

試驗結(jié)束后對斷口形貌進行了SEM觀察,其宏觀形貌如圖6所示.Ti-3Al-2.5V鈦合金高周疲勞斷口形貌按照斷裂的過程由疲勞源區(qū)、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)3部分組成[12-14].

圖5 Ti-3Al-2.5V鈦合金金相組織Fig.5 Ti-3Al-2.5V titanium alloy microstructure

圖6 疲勞斷口的宏觀形貌Fig.6 Macrographs and crack initiation of fatigue fractography

從圖6(a)可以得出,疲勞源由材料本身的缺陷導(dǎo)致,存在較明顯的空洞和氣孔,在斷口另一個層面上存在滑移現(xiàn)象,如圖7(a)所示.將圖6(b)疲勞源位置放大到1 000倍，如圖7(b)所示,從圖中可以看出,Ti-3Al-2.5V鈦合金高周疲勞斷口是由滑移機制引起的裂紋萌生.這種機制在鈦合金的疲勞破壞中較常見,通常認為是位錯滑移在材料表面形成駐留滑移帶,駐留滑移帶之間形成擠入擠出,最后導(dǎo)致裂紋的形成[15].

滑移帶上滑移線對局部應(yīng)力分布的影響如圖8所示,滑移線附近外載荷方向的應(yīng)力σr與滑移線水平距離γ之間的關(guān)系為

圖7 疲勞源Fig.7 Fatigue source

圖8 滑移線對局部應(yīng)力分布的影響示意圖Fig.8 Schematic of interaction between slip trace and local stress

(1)

式中:σa+σm為宏觀應(yīng)力;L為滑移線長度;θ為滑移線與橫截面的夾角.當(dāng)σa+σm恒定不變時,隨著L的增加,σr逐漸增大,從而失去自洽能力產(chǎn)生微裂紋.

Ti-3Al-2.5V鈦合金其材料的滑移不僅與外載荷有關(guān),也受相鄰晶粒取向的影響[16],相鄰晶粒取向差低于15°時,滑移容易越過晶界傳遞到相鄰晶粒,有利于滑移長度的增加,局部塑性累積隨循環(huán)載荷周次的變化變得更加明顯,相鄰晶粒取向差過高會抑制因滑移而引起的微裂紋擴展.Ti-3Al-2.5V鈦合金材料的疲勞壽命與裂紋萌生區(qū)的形貌和幾何特征關(guān)系密切,由初生α相滑移斷裂引起的疲勞失效會在裂紋萌生區(qū)形成明顯的光學(xué)暗區(qū).

在循環(huán)應(yīng)力作用下,微裂紋不斷擴展,疲勞斷裂進入擴展區(qū),其擴展區(qū)疲勞輝紋如圖9所示.

圖9 疲勞輝紋Fig.9 Fatigue striations

從圖9中可以看出,這些疲勞輝紋互相平行,是在無數(shù)次的循環(huán)加載后形成,疲勞裂紋擴展方向為45°方向,且裂紋擴展速率相對疲勞源附近較慢,擴展區(qū)較長,材料韌性較好,疲勞裂紋萌生及擴展如圖10所示,其裂紋的擴展主要受組織結(jié)構(gòu)、晶粒尺寸及形狀、初生α相的體積分數(shù)等因素的影響.

圖10 疲勞裂紋萌生及擴展示意圖Fig.10 Schematic diagram of fatigue crack initiation and propagation

瞬斷區(qū)是疲勞裂紋擴展到臨界尺寸后失穩(wěn)擴展所形成的區(qū)域,瞬斷區(qū)斷口表面由許多互相連接的凹坑組成,通常稱為韌窩,是典型的韌性斷裂,如圖11所示.

圖11 韌窩Fig.11 Dimples

韌窩是在外力的作用下,在基體與顯微疏松及微裂紋之類的缺陷處產(chǎn)生并在裂紋尖端前沿三向應(yīng)力條件下長大集聚,在拉應(yīng)力作用下發(fā)生屈服變形,斷裂時在斷口上遺留下的半球形空洞[17],由于與臨近的微小裂紋相聚、形成的微小孔洞,之后微小孔洞長大、增殖,相連造成斷裂.

3 結(jié)論

(1) 通過Ti-3Al-2.5V鈦合金無擴口導(dǎo)管接頭旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗,可判斷該鈦合金航空導(dǎo)管未經(jīng)過考核.

(2) 從斷口形貌分析可知:Ti-3Al-2.5V進口鈦合金無擴口導(dǎo)管接頭高周疲勞失效行為由表面滑移機制引起;Ti-3Al-2.5V國產(chǎn)鈦合金無擴口導(dǎo)管高周疲勞失效行為由材料本身缺陷引起.

(3) 通過斷口分析:Ti-3Al-2.5V鈦合金疲勞裂紋以沿晶方式擴展,斷口表現(xiàn)為明顯的疲勞輝紋;擴展區(qū)受材料顯微組織的影響沿周向擴展斷裂.

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