外物損傷對(duì)TC4鈦合金的高周疲勞強(qiáng)度的影響

許祥勝，趙振華，陳 偉

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

外物損傷對(duì)TC4鈦合金的高周疲勞強(qiáng)度的影響

許祥勝，趙振華，陳 偉

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

為了研究外物損傷對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞性能的影響規(guī)律，將直徑為3、4 mm的鋼珠利用空氣炮加速到約300 m/s對(duì)TC4合金平板試樣進(jìn)行外物損傷試驗(yàn)，利用3維體式顯微鏡和掃描電子顯微鏡（SEM）分別觀察外物損傷的宏觀特征和微觀特征。結(jié)果表明：在隨后的高周疲勞試驗(yàn)中外物損傷容易誘發(fā)疲勞裂紋的萌生，且試樣的疲勞強(qiáng)度隨損傷深度的增加而降低；疲勞源一般位于損傷區(qū)域的表面位置，因?yàn)樵嚇釉跊_擊過程中在損傷區(qū)域形成了微觀裂紋和缺口。

外物損傷；TC4鈦合金；高周疲勞；疲勞強(qiáng)度；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

將沙石、金屬等硬度較高的外來物撞擊飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部部件引起的損傷稱為“外物損傷”，簡(jiǎn)稱FOD[1]。國(guó)內(nèi)外關(guān)于外物損傷的研究很多。20世紀(jì)80年代，Nicholas等[2]研究了鈦合金平板試樣受較小硬物的沖擊損傷，提出定量描述外物損傷的概念；2000年，Martinez等[3]研究得出：無論試樣的損傷深度如何，其疲勞強(qiáng)度都會(huì)降低10%～50%；2001年，Peters[4]研究發(fā)現(xiàn)FOD導(dǎo)致試樣的疲勞強(qiáng)度明顯降低，主要是由于損傷部位的應(yīng)力集中和FOD誘導(dǎo)的微裂紋導(dǎo)致過早引發(fā)疲勞裂紋；隨后，Nowell[5]研究發(fā)現(xiàn)沖擊角、前緣半徑和葉片楔角對(duì)隨后的疲勞強(qiáng)度具有深遠(yuǎn)影響；2006年，羅榮梅[6]研究結(jié)果表明外物損傷會(huì)使試樣發(fā)生較大的幾何變形，產(chǎn)生應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力，降低試樣的疲勞強(qiáng)度和使用壽命；2007年，P.Duó等[7]提出在沖擊的入射邊存在較大的拉伸殘余應(yīng)力；2008年，Hall等[8]使用納米直接電流電位降（DCPD）系統(tǒng)監(jiān)測(cè)裂紋生長(zhǎng)，并且考慮殘余應(yīng)力將裂紋生長(zhǎng)速率與校正的應(yīng)力強(qiáng)度因子相關(guān)聯(lián)；2010年，Spanrad等[9]觀察模擬葉片的損傷特征表現(xiàn)為缺口壓痕、材料損失、材料堆積、剪切帶和微裂紋等特征；2011年，潘輝[10]研究認(rèn)為外物損傷造成的缺口會(huì)為疲勞裂紋的萌生提供有利條件，損傷引起的拉伸殘余應(yīng)力是誘發(fā)疲勞失效的重要因素之一；2012年，葛寧[11]發(fā)現(xiàn)損傷的宏觀特征主要有材料的丟失、擠壓變形、塑性變形等，損傷缺口的微觀特征主要有微小的裂紋、微觀結(jié)構(gòu)損傷以及片層狀結(jié)構(gòu)等。

本文利用空氣炮將不同直徑的鋼珠加速到相同速度去撞擊TC4鈦合金材料，觀察外物損傷的宏觀和微觀特征，并且研究外物損傷對(duì)TC4鈦合金疲勞強(qiáng)度的影響。

1 試驗(yàn)過程

1.1 試驗(yàn)材料

1.1.1 試驗(yàn)件材料

試驗(yàn)所用材料是1種中等強(qiáng)度的α+β型的TC4鈦合金，其金相組織如圖1所示，其材料參數(shù)見表1[12]。該合金具有優(yōu)異的綜合性能，在航空航天工業(yè)中得到了廣泛應(yīng)用。TC4合金可長(zhǎng)時(shí)間在400℃的溫度下工作，在航空工業(yè)中主要用于制造發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇和壓氣機(jī)盤及葉片，以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)的梁、接頭和隔框等重要承力構(gòu)件。

表1 TC4合金參數(shù)

表中，σ0.2為屈服應(yīng)力；Uts為抗拉強(qiáng)度；Te為拉伸伸長(zhǎng)；Ra為斷口收縮率。這些參數(shù)均體現(xiàn)TC4合金的單軸拉伸性能。

1.1.2 鋼珠的材料屬性

用直徑分別為3、4 mm的鋼珠模擬不同大小的外物，鋼珠的材料屬性參數(shù)見表2[13]。

表2 鋼珠的材料屬性

1.2 試樣

狗骨頭型試樣的橫截面是2 mm×10 mm的矩形，總長(zhǎng)136 mm，如圖2所示。狗骨頭型試件的中間部分，前面尺寸為10 mm×30 mm的矩形和側(cè)面尺寸為2 mm×30 mm的矩形。

1.3 試驗(yàn)設(shè)備

采用的空氣炮系統(tǒng)如圖3所示，將直徑分別為3、4 mm的鋼珠加速到300 m/s沖擊狗骨頭型平板試樣來模擬外物損傷。

試驗(yàn)采用3維體式顯微鏡（KH-7700）和掃描電子顯微鏡（SEM-JSM-7001F）分別觀察試樣損傷的宏觀和微觀特征。試樣的高頻疲勞試驗(yàn)在高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)QBG-100中進(jìn)行，如圖4所示。由于試樣加工時(shí)存在的差異性和外物損壞試驗(yàn)的不可重復(fù)性，在相同試驗(yàn)條件下的損傷試樣的疲勞強(qiáng)度也不同，只能采用步進(jìn)法進(jìn)行高頻疲勞試驗(yàn)[14]。

2 試驗(yàn)結(jié)果及討論

利用3維體式顯微鏡測(cè)量試樣缺口的損傷參數(shù)，并且定義損傷參數(shù)，如圖5所示。圖中，X、Y、Z分別表示損傷的長(zhǎng)、寬、深。

表3 外物損傷試驗(yàn)結(jié)果

TC4鈦合金平板試樣的外物損傷試驗(yàn)結(jié)果見表3。由于外物損傷的隨機(jī)性和不可重復(fù)性，即使試驗(yàn)條件完全相同，損傷尺寸也都不可能一樣。

鋼珠從試樣的側(cè)面沖擊試樣進(jìn)行外物損傷模擬試驗(yàn)，F(xiàn)OD的宏觀形貌如圖6所示。由于受鋼珠的大小和沖擊位置的影響，缺口的損傷尺寸和完整性均不同。但是FOD具有相同的宏觀特征，即大部分缺口都存在鼓包、撕裂、缺口底部比較光滑、在缺口邊緣有材料堆積的現(xiàn)象，而在非完整的半球形缺口底部有材料的丟失，如圖 6（e）、（f）所示。這些宏觀特征都是由于鋼珠高速?zèng)_擊葉片時(shí)，在缺口中心形成光滑的絕熱擠壓區(qū)域后外物速度降低、能量降低，無法繼續(xù)使更多試樣材料發(fā)生流變，然而由于外物尺寸較大，撞擊形成光滑區(qū)域后剩余能量依舊很高，試樣兩側(cè)材料抵抗侵徹時(shí)無法承受外物施加的巨大沖擊力而脫離母體，形成材料丟失。

FOD試樣進(jìn)行高頻疲勞試驗(yàn)的結(jié)果見表4。光滑樣品的疲勞強(qiáng)度為902 MPa。試驗(yàn)結(jié)果表明：FOD試樣的疲勞強(qiáng)度均低于光滑狗骨試樣的疲勞強(qiáng)度的0.6倍。因此，外物損傷會(huì)顯著降低TC4合金的疲勞強(qiáng)度。

表4 高頻疲勞試驗(yàn)結(jié)果

FOD試樣的疲勞強(qiáng)度與損傷尺寸之間的關(guān)系如圖7所示。從圖中可見，F(xiàn)OD試樣的疲勞強(qiáng)度與損傷參數(shù)X和Y的關(guān)系不明顯，而損傷參數(shù)Z對(duì)TC4合金試樣的疲勞強(qiáng)度的影響呈線性關(guān)系，損傷深度越大FOD試樣的疲勞強(qiáng)度越小。

利用掃描電子顯微鏡（SEM）觀察FOD試樣的疲勞斷面的微觀特征，F(xiàn)OD試樣的斷裂位置區(qū)域如圖8（a）所示，一般疲勞源區(qū)位于試樣的外物損傷缺口位置。疲勞斷口的宏觀特征：疲勞斷口由疲勞源區(qū)、疲勞擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)3部分組成[15]。從圖8（b）中可見，疲勞斷口存在明顯的放射狀河流花樣，放射狀河流花樣反方向聚集的地方即為疲勞裂紋源，其在缺口損傷位置處萌生，且在缺口根部靠近上表面的位置，此件試樣為多源擴(kuò)展斷裂；疲勞擴(kuò)展區(qū)的特點(diǎn)是斷口平坦光滑、斷口細(xì)膩，其擴(kuò)展充分，由于此件試樣為多源斷裂，而且疲勞源不在同一截面上，導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展區(qū)呈階梯狀；而瞬斷區(qū)裂紋擴(kuò)展得很迅速，所以瞬斷區(qū)較粗糙，有很多韌窩。放大圖8（b）中的疲勞源區(qū)發(fā)現(xiàn)，疲勞源區(qū)有很多細(xì)小的疲勞帶和少量的2次裂紋，如圖8（c）所示。放大圖8（b）中的疲勞擴(kuò)展區(qū)域如圖8（d）中所示，疲勞擴(kuò)展區(qū)有很多比較均勻的疲勞帶和大量的2次裂紋。

3 結(jié)論

通過空氣炮模擬外物損傷，觀察FOD試樣的宏觀/微觀結(jié)構(gòu)以及外物損傷對(duì)TC4鈦合金的疲勞強(qiáng)度的影響研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）通過鋼珠高速?zèng)_擊試樣模擬外物損傷發(fā)現(xiàn)FOD顯著降低了TC4平板葉片的疲勞強(qiáng)度，主要是因?yàn)镕OD誘導(dǎo)了試樣過早地萌生裂紋源。并且疲勞強(qiáng)度隨著損傷深度的增加而減小。

（2）通過SEM觀察疲勞斷口表明，疲勞源位于損傷區(qū)域的表面，主要是因?yàn)樵趽p傷區(qū)域存在大量微觀裂紋和微觀缺口，促進(jìn)了裂紋源的萌生。

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The Influences of Foreign Object Damage on the High Cycle Fatigue Behavior of Titanium Alloy TC4

XU Xiang-sheng,ZHAO Zhen-hua,CHEN Wei
（College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China）

In order to study the influence of foreign object damage on aeroengine blades fatigue performance,Foreign Object Damage(FOD)was simulated by the 3 and 4 mm diameters hardened steel spheres onto the flank of the TC4 plate specimens.A light gas gun was used to fire the projectiles and the values of impact velocity were set 300 m/s.The macroscopical and microscopical characteristics of specimen damage were respectively observed by three-dimensional digital microscope and scanning electron microscope （SEM）.Results show that the effect of FOD can easily induce preferred sites for the premature initiation of fatigue cracks on subsequent cycling,and the fatigue strength decreases with the serious depth of damage.It is also found that the fatigue source normally locates in the surface of damage area,and initiates from the micro cracks or micro notches caused due to the impact.

foreign object damage；titanium alloy TC4； high cycle fatigue；fatigue strength；aeroengine

V 232.4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.03.017

2016-10-24

許祥勝（1990），男，在讀碩士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與可靠性；E-mail：1540962777@qq.com。

許祥勝，趙振華，陳偉.外物損傷對(duì)TC4鈦合金的高周疲勞強(qiáng)度的影響 [J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017,43（3）：88-92.XU Xiangsheng，ZHAO Zhenhua，CHENWei.The influences offoreign object damage on the high cycle fatigue behavior oftitaniumalloyTC4[J].Aeroengine，2017,43（3）：88-92.

（編輯：栗樞）