氣膜孔分布對DD6單晶高溫合金高周疲勞斷裂行為的影響

胡春燕 ，劉新靈 ，陶春虎，曹春曉

(1北京航空材料研究院，北京 100095；2 航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095)

氣膜孔分布對DD6單晶高溫合金高周疲勞斷裂行為的影響

胡春燕1,2，劉新靈1,2，陶春虎1,2，曹春曉1,2

(1北京航空材料研究院，北京 100095；2 航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095)

利用帶不同電液束加工氣膜孔分布的DD6單晶氣冷葉片模擬試樣，研究其在常溫下的高周疲勞性能，并對試樣斷口及斷口側(cè)面形貌進行宏觀與微觀觀察。結(jié)果表明：在相同的實驗條件下，氣膜孔的存在對試樣高周疲勞壽命的影響較大，無孔試樣的平均壽命約為帶3排孔試樣的4倍，但是氣膜孔布局對疲勞壽命的影響相對較小。通過斷口宏觀與微觀觀察發(fā)現(xiàn)，無孔試樣呈線源特征，而1～3排孔試樣裂紋均從氣膜孔附近起源，呈多源特征。根據(jù)斷口和晶體學(xué)理論推測，對于無孔、1排孔和多排孔試樣的中間部位，裂紋沿{001}滑移面擴展；而對于多排孔試樣的上下2排孔孔周的裂紋沿{111}滑移面擴展。采用有限元方法分析4種不同試樣孔邊應(yīng)力場的分布規(guī)律，數(shù)值模擬分析結(jié)果與試樣的斷裂位置及形貌吻合。

DD6單晶高溫合金；氣冷葉片；氣膜孔；疲勞性能；斷裂行為

為了提高航空發(fā)動機的推質(zhì)比和渦輪進口溫度，常在單晶渦輪葉片進氣邊加工若干排氣膜冷卻孔以降低葉片的實際工作溫度；雖然孔徑很小，但氣膜孔的引入對葉片整體結(jié)構(gòu)的完整性造成了破壞，導(dǎo)致氣膜孔周圍的材料處于復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)，從而影響了葉片的使用壽命。國內(nèi)外研制的多種冷卻葉片均有從氣膜孔處開裂的先例，而由氣膜孔引起的疲勞斷裂是單晶渦輪葉片的主要失效形式[1,2]。例如2014年某單晶渦輪葉片，采用電液束加工氣膜孔，在無再鑄層和微裂紋的情況下發(fā)生葉片從氣膜孔處早期疲勞斷裂的故障，分析原因表明：葉片裂紋起源位置氣膜孔布局過密，在工作和振動應(yīng)力的作用下，促進了裂紋的形成；因此，氣膜孔布局對渦輪葉片力學(xué)性能的影響日益受到關(guān)注。

目前，國內(nèi)外學(xué)者對冷卻葉片的研究主要集中在氣膜孔幾何形狀、角度和排列方式對葉片冷卻效果的影響方面[3]，鮮見氣膜孔布局對葉片疲勞壽命和強度影響的相關(guān)文獻。Lukas等[4]對不同取向的光滑和帶孔的CMSX-4單晶合金試樣進行了蠕變實驗(850℃)，結(jié)果表明：帶孔的試樣比光滑試樣的蠕變壽命更長，并通過有限元分析的方法對帶孔試樣進行應(yīng)力-應(yīng)變分析。李磊等[5]基于晶體塑性理論研究了不同孔間距下鎳基單晶葉片氣膜孔的彈塑性行為，結(jié)果表明，多排氣膜孔間存在著明顯的應(yīng)力干涉，高應(yīng)力區(qū)出現(xiàn)在相鄰兩列氣膜孔孔心連線區(qū)域，低應(yīng)力區(qū)出現(xiàn)在同列氣膜孔之間。盧緒平等[6]采用鎳基單晶合金DD6帶不同數(shù)量激光加工氣膜孔的薄壁平板模擬試樣，對其在900℃下的低周疲勞性能進行了研究，結(jié)果表明，單孔試樣的壽命約為密排多孔試樣的10倍。侯乃先等[7]基于晶體塑性理論和局部失效模型，提出了一種鎳基單晶冷卻葉片氣膜孔的等效方法，對單胞模型進行蠕變及持久壽命分析，結(jié)果顯示，氣膜孔附近存在一個明顯的溫度梯度。

本實驗通過重新設(shè)計氣膜孔布局，對不同氣膜孔布局(氣膜孔數(shù)量一致)的薄壁平板試樣進行高周疲勞實驗研究，并對斷口進行宏觀與微觀觀察，同時針對不同氣膜孔布局對高周疲勞壽命的影響進行了分析。

1 實驗材料與方法

實驗材料為鎳基單晶高溫合金DD6，其主要名義化學(xué)成分(質(zhì)量分數(shù))為Cr 4.3%,Co 9%，Mo 2%，W 8%,Ta 7.5%,Re 2%,Nb 0.5%,Al 5.6%,Hf 0.1%,C 0.006%,余量為Ni。DD6試樣毛坯由北京航空材料研究院生產(chǎn)，采用螺旋選晶法在高溫度梯度真空定向凝固爐中制取單晶試棒，晶體取向均為[001]，其偏角控制在10°之內(nèi)。

由于鎳基單晶氣冷渦輪葉片一般為無余量精確鑄造，其葉身部分可以看成具有復(fù)雜型腔和氣膜冷卻孔等結(jié)構(gòu)特點的薄壁結(jié)構(gòu)。為了研究不同氣膜孔布局對氣冷葉片高周疲勞性能的影響，本工作采用等厚度的薄板模擬了氣冷葉片的薄壁特點，對氣膜孔布局進行重新設(shè)計。試樣總長為75mm，寬20mm，厚1.2mm，左端為夾持端(長17mm)，右端為振動端(長58mm)，加強片為單側(cè)，打孔的起始點均在距試樣邊緣圓弧段約4mm處，如圖1(a)所示。試樣包括兩類：一類為無孔的薄壁板形試樣，另一類為帶10個氣膜孔的3種不同分布的薄壁板形試樣。氣膜孔直徑均為0.3mm，采用電液束加工。

利用高頻振動疲勞試驗機在常溫下進行一階彎曲振動實驗，名義振幅為29mm，加載頻率為25Hz，采用JSM 5600型掃描電子顯微鏡對疲勞斷口形貌進行觀察，并采用ABQUS有限元對無孔和3種不同孔布局下疲勞試樣孔邊應(yīng)力場的分布規(guī)律進行分析。

圖1 DD6單晶合金無孔和不同孔分布的薄壁平板試樣 (a)無孔；(b)1排孔；(c)2排孔；(d)3排孔Fig.1 Thin-walled plate specimens with different distribution cooling holes of DD6 single crystal superalloy(a)with non-hole;(b)with single row cooling holes;(c)with two rows cooling holes;(d)with three rows cooling holes

2 結(jié)果與討論

2.1 實驗結(jié)果分析

利用DD6單晶高溫合金[001]取向的薄壁板形試樣，在常溫與同一振幅下進行一階彎曲振動疲勞實驗，應(yīng)力比R=-1，實驗結(jié)果見表1。由表1可見，無孔試樣平均壽命為3.94×105周次，1排孔試樣平均壽命為1.85×105周次，2排孔試樣平均壽命為1.18×105周次，3排孔試樣平均壽命為1.04×105周次。可以看出，氣膜孔的存在對試樣高周疲勞壽命的影響較大，無孔試樣的平均壽命約為帶3排孔試樣的4倍，但是氣膜孔布局對疲勞壽命的影響相對較小，其中1排孔試樣的平均壽命是2排孔的1.6倍；而2排孔和3排孔試樣的平均壽命已較為接近。這可能是由于氣膜孔數(shù)量較少，所占區(qū)域占整個面積的比例較小所致。

表1 DD6單晶薄壁試樣高周疲勞實驗結(jié)果

2.2 斷口宏觀與微觀形貌

圖2為無孔試樣斷口宏觀與微觀形貌。斷面較平齊，呈線源特征，裂紋從一側(cè)向另一側(cè)擴展，如圖2(a)所示。圖2(a)中的下側(cè)邊緣為類解理形貌；中間部分可見典型的疲勞條帶特征，見圖2(b)；斷口靠上側(cè)邊緣為快速擴展區(qū)，為面心立方結(jié)構(gòu)高溫合金的類解理臺階特征，且越靠近邊緣韌窩越多[8，9]。

圖3為3種不同孔布局下各試樣斷口宏觀形貌?？梢姼髟嚇恿鸭y均從氣膜孔附近起源，且存在多個裂紋源，主源與加載方向約成45°。由于孔的存在破壞了試樣的幾何連續(xù)性，導(dǎo)致在孔周圍產(chǎn)生應(yīng)力集中，裂紋延伸到應(yīng)力較低區(qū)域時試樣被撕斷。

盡管孔的布局有所差異，但總體上由于DD6單晶高溫合金的特性，決定了其疲勞斷裂特征具有大致相同的規(guī)律性。圖4為2排孔試樣斷口微觀形貌。其中，圖4(a)為疲勞擴展第一階段，可見類解理形貌，相對而言，1排孔試樣疲勞擴展第一階段擴展得相對充分；圖4(b)為疲勞擴展第二階段，可見疲勞條帶特征，且隨著氣膜孔排數(shù)的增多，疲勞擴展區(qū)的面積逐漸減??；圖4(c)為快速擴展區(qū)，可見類解理臺階形貌，以及隨著裂紋快速擴展韌窩逐漸增多[10-14]。

圖2 無孔試樣斷口形貌 (a)斷口宏觀形貌；(b)疲勞源區(qū)Fig.2 Fracture surface morphologies of non-hole specimens (a)macrographic morphology;(b)fatigue source region

圖3 不同孔分布下各試樣斷口宏觀形貌 (a)1排孔；(b)2排孔；(c)3排孔Fig.3 Fracture surface macrographic morphologies of different specimens (a)with single row cooling holes;(b)with two rows cooling holes;(c)with three rows cooling holes

圖4 2排孔試樣斷口微觀形貌 (a)類解理；(b)疲勞條帶；(c)類解理臺階Fig.4 Fracture surface micrographic morphologies of two rows holes specimens (a)like cleavage;(b)fatigue striations；(c)like cleavage step

2.3 斷口側(cè)面形貌

圖5(a)為無孔試樣斷口側(cè)面形貌，可見斷面法線方向基本與加載方向平行。圖5(b)為1排孔試樣斷口側(cè)面形貌，由于氣膜孔周邊存在應(yīng)力集中，最大應(yīng)力分布在孔周法線方向與加載方向平行的斷面上，根據(jù)斷口和晶體學(xué)理論推測為{001}滑移面[15]，裂紋沿此滑移面快速擴展，最終導(dǎo)致試樣沿此滑移面斷裂。

圖5(c)，(d)為2排孔和3排孔試樣斷口的側(cè)面形貌。對于上下2排氣膜孔中間部位的斷裂行為與1排孔類似，但上下2排孔孔周的斷裂行為與中間部位有所區(qū)別，孔周的斷面為光滑的斜平面，其法線方向與加載方向約成45°，根據(jù)斷口和晶體學(xué)理論推測斷面為{111}滑移面。這是由于多排氣膜孔間存在應(yīng)力干涉，使得上下2排孔周圍應(yīng)力布局更加復(fù)雜，從而誘使{111}滑移系同時開動[6]。

圖5 不同試樣斷口側(cè)面形貌 (a)無孔；(b)1排孔；(c)2排孔；(d)3排孔Fig.5 Fracture side surface morphologies of different specimens (a)with non-hole;(b)with single row cooling holes;(c)with two rows cooling holes;(d)with three rows cooling holes

2.4 應(yīng)力分布

氣膜孔的存在導(dǎo)致了應(yīng)力集中，這在對比有、無氣膜孔實驗中尤為明顯。但1排孔、2排孔、3排孔試樣的最大應(yīng)力較為接近，反映到實驗結(jié)果上為疲勞壽命較為接近。而1排孔試樣疲勞壽命又與2排孔、3排孔試樣有一定差異，這是由于薄弱截面處存在孔的數(shù)量不同(1排孔試樣薄弱截面處為1個孔，2排孔、3排孔試樣薄弱截面處為2個孔)。

圖6給出了4種不同試樣的最大應(yīng)力場分布，由圖6(a)可知，不帶孔的疲勞試樣在距圓弧段約2mm處的應(yīng)力最大。而對于帶孔試樣，可以看到氣膜孔周邊存在明顯的應(yīng)力集中和較大的應(yīng)力梯度。由圖6(b)可知，帶1排孔試樣在第1孔處應(yīng)力最集中；由圖6(c),(d)可知，2排孔、3排孔試樣均在第2列孔處應(yīng)力最集中，裂紋從孔邊開裂后，沿第2列上下孔直徑連續(xù)擴展，最后快速擴展到遠離孔區(qū)域形成滑移開裂，這與圖2～4中試樣的斷口形貌所揭示的疲勞斷裂機理吻合。

圖6 4種不同試樣的有限元應(yīng)力分布圖 (a)無孔；(b)1排孔；(c)2排孔；(d)3排孔Fig.6 Finite element stress distributions of four different specimens (a)with non-hole;(b)with single row cooling holes;(c)with two rows cooling holes;(d)with three rows cooling holes

3 結(jié)論

(1)在同一實驗條件下，氣膜孔的存在對試樣高周疲勞壽命的影響較大，無孔試樣平均壽命約為帶3排孔試樣的4倍；但是氣膜孔布局對疲勞壽命的影響相對較小，其中1排孔試樣平均壽命是2排孔的1.6倍；而2排孔和3排孔試樣平均壽命已較為接近。

(2)無孔試樣裂紋從斷口一側(cè)向另一側(cè)擴展，呈線源特征；而1～3排孔試樣裂紋均從氣膜孔附近起源，且存在多個裂紋源，主源與加載方向約成45°。

(3)根據(jù)斷口和晶體學(xué)理論推測，無孔、1排孔和多排孔試樣的中間部位，裂紋沿{001}滑移面擴展；而多排孔上下2排孔孔周斷面法線方向與加載方向約成45°斜平面，裂紋沿{111}滑移面擴展。

(4)采用有限元方法分析了不同試樣孔邊應(yīng)力場的分布規(guī)律，不帶孔的疲勞試樣在距圓弧段約2mm處的應(yīng)力最大；帶1排孔試樣在第1孔處應(yīng)力最集中，而2排孔、3排孔試樣均在第2列孔處應(yīng)力最集中。

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(本文責編：寇鳳梅)

Influence of Cooling Holes Distribution on High Cycle Fatigue Fracture Behavior of DD6 Single Crystal Superalloy

HU Chun-yan1,2,LIU Xin-ling1,2,TAO Chun-hu1,2,CAO Chun-xiao1,2

(1 Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China;2 Beijing Key Laboratory of Aeronautical Materials Testing and Evaluation,Beijing 100095,China)

The modeling air-cooled turbine blades specimens of DD6 single crystal superalloy with different distributions of cooling film holes were used to study the high cycle fatigue properties at room temperature. The SEM fracture observation was carried out. The results indicate that the cooling holes have significant effects on the high fatigue life of DD6 single crystal superalloy. The average life of non-hole specimens is four times of that of the three-row holes specimens under the same testing conditions. However, the distribution of cooling film holes has relatively less influence on fatigue life. The fracture of the specimens with non-hole is linear source by SEM analysis, but the cracks are found around the cooling film holes and the fracture of the specimens with single row to three rows is a typical multi-source rupture, and cracks all initiate from near film holes. According to fracture and crystallography theoretical conjecture, the cracks propagate along the {001} slip plane for non-hole, single-row holes and the middle location of the multi-row holes specimens. However, the cracks around the holes grow along the {111} slip plane for upper and lower holes of the specimens with multi-row holes. In addition, the distribution of stress field along cooling holes of four different specimens was analysed by FEM method. The results show that the fracture location and morphology of specimens are consistent well with numerical simulation analysis.

DD6 single crystal superalloy;air-cooled blade;cooling film hole;fatigue property;fracture behavior

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.001282

TG132.3

A

1001-4381(2017)04-0084-06

航空科學(xué)基金資助項目(2015ZE21004)

2016-10-26；

2017-02-13

胡春燕(1983-)，女，博士研究生，現(xiàn)從事金屬材料失效分析及安全評估等方面的研究，聯(lián)系地址：北京市81信箱4分箱(100095)，E-mail:fachcy@163.com