TC11和TC4鈦合金室溫/400℃疲勞裂紋擴(kuò)展特性研究

黃新躍, 張仕朝, 魯 原, 于慧臣

(北京航空材料研究院,北京 100095）

TC11和TC4鈦合金室溫/400℃疲勞裂紋擴(kuò)展特性研究

黃新躍, 張仕朝, 魯 原, 于慧臣

(北京航空材料研究院,北京 100095）

TC11和TC4這兩種變形對(duì)這兩種鈦合金室溫和400℃的疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果及其特性進(jìn)行了分析。試驗(yàn)結(jié)果顯示,兩種鈦合金的室溫疲勞裂紋擴(kuò)展速率的數(shù)據(jù)比較集中,而400℃時(shí)的分散性比較大。通過對(duì)造成數(shù)據(jù)分散性的原因分析,認(rèn)為以平均值為期望值的線性回歸擬合方法會(huì)造成偏危險(xiǎn)的估計(jì),因此提出了以數(shù)據(jù)上邊界為基礎(chǔ)的Paris擬合方法。根據(jù)兩種鈦合金的室溫和400℃時(shí)的數(shù)據(jù),發(fā)現(xiàn)TC11的裂紋擴(kuò)展速率比較低,具有較好的損傷容限性能。

鈦合金;疲勞;裂紋擴(kuò)展速率;數(shù)據(jù)擬合

TC11是我國開發(fā)的名義成分為Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.25Si的高溫鈦合金[1,2],可在500℃以下長(zhǎng)期使用,具有良好的綜合性能,主要用來制作航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)盤、轉(zhuǎn)子葉片等構(gòu)件。TC4鈦合金是一種在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上廣泛使用的鈦合金,具有優(yōu)異的綜合性能,長(zhǎng)時(shí)間工作溫度達(dá)到400℃,在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上也主要應(yīng)用于壓氣機(jī)部件[3,4]。TC11和TC4都是 α+β型變形鈦合金,其微觀結(jié)構(gòu)包括 α和 β兩種組織,α相是密排六方結(jié)構(gòu),為常溫組織,β相是體心立方結(jié)構(gòu),為高溫組織。這兩種組織的結(jié)合使得鈦合金能夠用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的低壓部件。壓氣機(jī)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組件,轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)是壓氣機(jī)中的主要受力零件,在幾乎每秒上萬轉(zhuǎn)的高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下工作,承受著很高的離心負(fù)荷、振動(dòng)負(fù)荷和熱負(fù)荷,有時(shí)還面臨機(jī)場(chǎng)沙塵環(huán)境,或者承受環(huán)境介質(zhì)的腐蝕與氧化作用,工作條件十分惡劣。葉片由于高溫蠕變、外物損傷、原始材料缺陷等原因產(chǎn)生微裂紋,在疲勞載荷的作用下,可能逐漸擴(kuò)展造成葉片折斷[5]。折斷的葉片碎片會(huì)進(jìn)而打壞發(fā)動(dòng)機(jī)其他部件,造成停車等事故。經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)使得損傷容限設(shè)計(jì)思想得到發(fā)展和應(yīng)用,美國空軍在2002年版航空發(fā)動(dòng)機(jī)完整性大綱中,將那些可能由于斷裂造成發(fā)動(dòng)機(jī)嚴(yán)重事故的部件定義為斷裂關(guān)鍵件,對(duì)斷裂關(guān)鍵件要進(jìn)行損傷容限設(shè)計(jì),對(duì)材料含缺陷特性要進(jìn)行疲勞斷裂分析和試驗(yàn)測(cè)試[6,7],比如裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)。

對(duì)于材料的長(zhǎng)裂紋擴(kuò)展特性,目前通用的方法是采用中心裂紋拉伸試樣或單邊裂紋的緊湊拉伸試樣進(jìn)行試驗(yàn)[8,9]。材料裂紋擴(kuò)展速率da/dN和裂紋擴(kuò)展驅(qū)動(dòng)力 Δ K的雙對(duì)數(shù)關(guān)系一般呈現(xiàn)三個(gè)典型的階段特征,見圖1的曲線所示,其中,I區(qū)是低 Δ K區(qū)段,表征了裂紋擴(kuò)展門檻值特征,Ⅲ區(qū)是裂紋快速擴(kuò)展至斷裂的區(qū)段,中間的Ⅱ區(qū)是裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)段,Ⅱ區(qū)內(nèi)da/dN和 Δ K的雙對(duì)數(shù)關(guān)系可以近似地用一條直線表示[10],但是在直角坐標(biāo)下,da/dN和Δ K是指數(shù)關(guān)系,其表達(dá)式為:

式中,a是裂紋長(zhǎng)度,N是疲勞載荷循環(huán)數(shù),Δ K是應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍,C,n是材料常數(shù)。

圖1 典型的裂紋擴(kuò)展三階段示意圖Fig.1 Schematic of three regions of typical crack-growth curve

對(duì)Ⅱ區(qū)的疲勞裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù),一般采用線性回歸(最小二乘法）的Paris公式進(jìn)行直線擬合,這是一種以平均值為期望值的數(shù)據(jù)處理方法,對(duì)數(shù)據(jù)分散性很小的情況不會(huì)引起明顯的誤差。但是高溫裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)常是分散的,用基于平均值的擬合方法就會(huì)存在問題。本文研究了室溫和高溫下TC4和TC11鈦合金裂紋擴(kuò)展性能的特征,對(duì)裂紋擴(kuò)展分散性的原因進(jìn)行了討論,并提出了比較安全的數(shù)據(jù)擬合方法。

1 材料和力學(xué)性能

1.1 材料

TC11和TC4合金的化學(xué)成分分別見表1和表2。

表1 TC11鈦合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 1 Chemical composition of TC11 alloy(mass fraction/%）

表2 TC4鈦合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 2 Chemical composition of TC4 alloy(mass fraction/%）

1.2 拉伸性能

TC11和TC4合金的室溫(按20℃計(jì)）和400℃的拉伸性能分別見表3和表4。對(duì)比表3和表4數(shù)據(jù),可以看出,TC11合金的室溫和400℃的屈服強(qiáng)度、抗拉強(qiáng)度均比TC4合金都略高一些。

表3 TC11鈦合金拉伸性能Table 3 Mechanical properties of TC11 alloy

表4 TC4鈦合金拉伸性能Table 4 Mechanical properties of TC4 alloy

2 裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)過程和數(shù)據(jù)

2.1 試驗(yàn)過程

裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)室溫采用國標(biāo)GB/T6398—2000,高溫采用航空標(biāo)準(zhǔn)HB 7680—2000。試樣形狀為緊湊拉伸(CT）試樣,試樣寬度W=40 mm,厚度B=10 mm。最小與最大載荷之比(應(yīng)力比R）為0.1。裂紋擴(kuò)展量室溫時(shí)采用讀數(shù)顯微鏡測(cè)量,高溫時(shí)采用長(zhǎng)距離顯微鏡和圖像系統(tǒng)測(cè)量。

2.2 TC11鈦合金裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)數(shù)據(jù)

圖2為TC11鈦合金在不同溫度下的裂紋擴(kuò)展曲線,其中實(shí)心三角形代表室溫(RT）的裂紋擴(kuò)展速率數(shù)據(jù),空心菱形代表400℃的數(shù)據(jù)。從圖2可以看出,室溫時(shí),裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)分散性很小,400℃時(shí),分散性明顯增加。由于數(shù)據(jù)非常分散,低速部分與室溫的數(shù)據(jù)點(diǎn)重合,而高速部分裂紋擴(kuò)展速率有所增加。數(shù)據(jù)分散的原因一方面可能是材料的高溫特性本身,另一方面可能是試驗(yàn)中裂紋測(cè)量誤差,因?yàn)楦邷貢r(shí)裂紋長(zhǎng)度測(cè)量的準(zhǔn)確性有所下降。

2.3 TC4鈦合金裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)數(shù)據(jù)

圖3為TC4合金在不同溫度下的裂紋擴(kuò)展曲線,其中實(shí)心三角形代表室溫的裂紋擴(kuò)展速率數(shù)據(jù),空心菱形代表400℃的數(shù)據(jù)。從圖3來看,與TC11鈦合金合金類似,室溫時(shí)TC4鈦合金合金的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)分散性很小,高溫時(shí)分散性比較大。但是與TC11鈦合金相比,TC4鈦合金400℃時(shí)分散性稍微小些。另外,室溫裂紋擴(kuò)展速率數(shù)據(jù)有非常明顯的、如圖1所示的三個(gè)階段,低速階段比400℃的數(shù)據(jù)低很多,中速部分略低于400℃的數(shù)據(jù),部分與其重合,而高速部分裂紋擴(kuò)展速率比400℃的速率還要高,溫度的提高對(duì)TC4鈦合金的低速裂紋擴(kuò)展速率的促進(jìn)作用比較明顯。

3 分析與討論

3.1 裂紋擴(kuò)展速率擬合方法討論

采用標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法獲得的室溫裂紋擴(kuò)展速率da/dN-Δ K數(shù)據(jù),通常分散性很小,所以采用Paris公式擬合時(shí),一般取以平均值為期望值的最小二乘法線性回歸就可以了。但是本研究中,TC11鈦合金400℃的da/dN-Δ K數(shù)據(jù)分散性比較大,如果仍然采用這種基于平均值的擬合方法,數(shù)據(jù)很可能偏危險(xiǎn)。裂紋擴(kuò)展速率曲線的解讀與其他材料力學(xué)性能不同,其危險(xiǎn)點(diǎn)是數(shù)據(jù)的上邊界,因?yàn)榱鸭y擴(kuò)展速率越高,材料或結(jié)構(gòu)的疲勞壽命越短。以TC11鈦合金400℃的da/dN-Δ K數(shù)據(jù)擬合為例,圖4是圖2的TC11鈦合金400℃da/dN-Δ K數(shù)據(jù),其中的細(xì)實(shí)線是平均值擬合線。為了說明分散性的影響,又做了一條與平均值平行的直線,位于da/dN-Δ K數(shù)據(jù)分散區(qū)的上邊界,見圖4中虛線,兩條直線的Paris公式常數(shù)見表5。由于兩條直線斜率相同,所以指數(shù)n是相同的,但是常數(shù)C不同。兩者相比,上邊界數(shù)據(jù)擬合方法的裂紋擴(kuò)展速率是平均值擬合的1.6倍。根據(jù)TC11合金的CT試樣的試驗(yàn)a-N曲線比較也發(fā)現(xiàn),兩個(gè)不同擴(kuò)展速率的試樣,其裂紋擴(kuò)展壽命相差近1倍。所以,對(duì)分散性大的da/dN-Δ K數(shù)據(jù),采用傳統(tǒng)的線性回歸處理方法是不合適的。

表5 兩種擬合方法得到的Paris公式系數(shù)Table 5 The coefficients obtained by two regression methods

圖4 在400℃下TC11鈦合金 da/dN-Δ K曲線的兩種擬合方法Fig.4 The da/dN-Δ K data of TC11 alloy at 400 ℃with two regression curves

3.2 兩種鈦合金的裂紋擴(kuò)展特性比較

TC11和TC4都是 α+β型變形鈦合金,都具有優(yōu)異的綜合性能,較好的疲勞性能,長(zhǎng)時(shí)間工作溫度都達(dá)到了400℃。圖5和圖6分別給出了這兩種鈦合金室溫和400℃時(shí)裂紋擴(kuò)展速率的比較,這些數(shù)據(jù)表明,無論是室溫還是在400℃,TC11鈦合金的裂紋擴(kuò)展速率都比TC4鈦合金低,說明TC11鈦合金抗裂紋擴(kuò)展能力比TC4鈦合金有一些提高,也就是說,TC11鈦合金室溫和400℃的損傷容限性能都優(yōu)于TC4鈦合金。

4 結(jié)論

從疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)的結(jié)果來看,TC11鈦合金的400℃裂紋擴(kuò)展速率數(shù)據(jù)比較分散,有材料本身特性的原因,也有高溫測(cè)試方法的原因。在存在較大分散性的情況下,常規(guī)的以平均值為期望值的Paris公式處理就不適用了,因?yàn)闀?huì)得到偏危險(xiǎn)的預(yù)測(cè)結(jié)果。解決的方法之一是采用上邊界數(shù)據(jù)擬合方法,簡(jiǎn)單的說,就是把中值Paris公式向上平移,使所有數(shù)據(jù)點(diǎn)都在其下,這樣的擬合方法是比較合理的。通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較還發(fā)現(xiàn),TC11合金的抗疲勞裂紋擴(kuò)展性能比TC4合金要高,特別是在低 Δ K范圍。

[1]畢中南,張麥倉,周世杰,等.TC11合金熱變形特性及變形參數(shù)對(duì)組織的影響[J].航空制造技術(shù),2009,(10）:77-81.

[2]董潔,李渭清,馮永琦,等,鍛造工藝對(duì)TC11餅材顯微組織的影響[J].稀有金屬快報(bào),2006,25(11）:26-31.

[3]李重河,朱明,王寧,等.鈦合金在飛機(jī)上的應(yīng)用[J].稀有金屬,2009,33(1）:84-91.

[4]中國航空材料手冊(cè) 第2版[M].北京:中國標(biāo)準(zhǔn)出版社,2002.

[5]Lucjan WITEK,Crack propagation analysis of mechanically damaged compressor blades subjected to high cycle fatigue[J].Engineering Failure Analysis,2011,(18）:1223-1232.

[6]趙福星.以耐久性和損傷容限為中心的現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)壽命控制方法[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2001,16(4）:305-308.

[7]許鄂俊.缺陷、損傷、微裂紋對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件服役總壽命及可靠性的影響[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2003,29(2）:11-15.

[8]GB/T 6398—2000金屬材料疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)方法[S].北京:中國標(biāo)準(zhǔn)出版社,2001.

[9]HB 7680—2000金屬材料高溫疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)方法[S].北京:中國航空工業(yè)總公司第三〇一研究所,2000.

[10]PARIS PC,ERDOGAN F.A critical analysis of crack propagation laws[J].Trans ASME Series D,1963,85:528–35.

Investigation on Fatigue Crack Propagation Behavior of TC11 and TC4 Ti Alloys at Room Temperature and 400℃

HUANG Xin-yue, ZHANG Shi-chao, LU Yuan, YU Hui-chen
(Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China）

The fatigue crack propagation behaviors of two brands titanium alloys,TC11 and TC4,are studied.Fatigue crack propagation rate tests at room temperature and 400℃were carried out.Results of the tests indicate that the experimental data at 400℃seems more scatter than data at room temperature for both Ti alloys,especially for TC11.The reason of data scatter is discussed.Because of the high data scatter,the linear regression based on the average expectation is no longer suitable.Thus the prediction is non-conservative because of the large deviation of crack propagation rates on the high rate side.A new data fitting policy based on high propagation rate points is proposed.It is found that at room temperature and400℃,the crack propagation rate of TC11 is slower than TC4.Consequently TC11 is better than TC4 from the damage tolerance point of view.

titanium alloy;fatigue;crack propagation rate;data fitting.

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.5.016

TG146.2

A

1005-5053(2011）05-0082-04

2010-09-20;

2011-02-02

黃新躍(1959—）,女,博士,研究員,從事疲勞斷裂研究,(E-mail）xinyuehuang@yahoo.com.hk。