鈦合金無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管接頭旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)與斷口分析

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(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,沈陽(yáng) 110136; 2.遼寧通用航空研究院 設(shè)計(jì)部,沈陽(yáng) 110136; 3.沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 技術(shù)檢驗(yàn)中心,沈陽(yáng) 110034)

Ti-3Al-2.5V鈦合金管材適用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)上采用大量無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管來(lái)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(duì)其進(jìn)行相關(guān)的考核試驗(yàn)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(yàn)就是其中之一,通常對(duì)導(dǎo)管的疲勞壽命要求107次以上.由于飛機(jī)液壓系統(tǒng)工作壓力、承載形式等不同,飛機(jī)導(dǎo)管管路系統(tǒng)的疲勞試驗(yàn)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(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)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(cè)量的方法,對(duì)Ti-6Al-4V鈦合金疲勞進(jìn)行估計(jì).Kasahara等[3]通過(guò)使用超聲波疲勞試驗(yàn)方法,評(píng)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(duì)α鈦合金的裂紋起始部位的疲勞斷裂特征進(jìn)行了定量研究,證明了一種非破壞性的方法來(lái)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(jìn)行TA6V鈦合金疲勞小裂紋實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上對(duì)疲勞斷口形貌進(jìn)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(duì)TC4-DT鈦合金的高周疲勞性能及斷口形貌進(jìn)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(qiáng)度預(yù)測(cè)模型.高玉魁[8]基于位錯(cuò)理論,對(duì)TC4鈦合金次表層裂紋萌生抗力和疲勞強(qiáng)度進(jìn)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(duì)TC4鈦合金多軸常幅疲勞壽命的預(yù)測(cè)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(cè)模型.以上研究都是基于鈦合金棒料而言,然而,對(duì)于鈦合金無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管接頭的疲勞研究少見(jiàn)報(bào)道.

本文針對(duì)直徑φ8的Ti-3Al-2.5V鈦合金無(wú)擴(kuò)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(yàn)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn).試驗(yàn)結(jié)束后,對(duì)疲勞斷口進(jìn)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(jī)理,分析顯微組織對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響.

1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

無(wú)擴(kuò)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(duì)于無(wú)擴(kuò)口航空導(dǎo)管旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)主要考核的部位是其接頭部分,要求其壽命達(dá)到107次以上.

圖1 無(wú)擴(kuò)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(biāo)準(zhǔn)HB 6442—90《飛機(jī)液壓導(dǎo)管及連接件彎曲疲勞試驗(yàn)》[10]規(guī)定測(cè)試彎曲疲勞性能,試驗(yàn)分別選取6根φ8進(jìn)口鈦合金和6根φ8國(guó)產(chǎn)鈦合金材料的無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管進(jìn)行旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn),對(duì)12根導(dǎo)管分別進(jìn)行編號(hào)為20821～20826,30821～30826,導(dǎo)管長(zhǎng)度為180 mm,壁厚為0.6 mm,材料參數(shù)如表1所示.通過(guò)計(jì)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(biāo)準(zhǔn)對(duì)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(gè),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(yàn)機(jī)上,如圖2所示,導(dǎo)線連接NI測(cè)試系統(tǒng)可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)應(yīng)變情況.

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

對(duì)試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行調(diào)零,誤差控制在±20 με,以保證安裝后的同心度,將計(jì)算得出的應(yīng)變值輸入NI測(cè)試系統(tǒng),分別對(duì)6根導(dǎo)管加載偏移量,以5 Hz頻率旋轉(zhuǎn),其應(yīng)變-時(shí)間曲線即NI測(cè)試系統(tǒng)監(jiān)測(cè)的實(shí)時(shí)應(yīng)變值如圖3所示.然后對(duì)導(dǎo)管內(nèi)部充10號(hào)航空液壓油至工作壓力28 MPa,保壓5 min,應(yīng)變-時(shí)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(jìn)行旋轉(zhuǎn),應(yīng)力比R=-1時(shí),編號(hào)30822國(guó)產(chǎn)鈦合金管和編號(hào)20824進(jìn)口鈦合金導(dǎo)管在運(yùn)行至1 785 980次和7 900 800次循環(huán)時(shí)發(fā)生斷裂,其余10根試驗(yàn)管件均經(jīng)受107次循環(huán)應(yīng)力疲勞后無(wú)任何破壞和泄漏.

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

圖4 加壓后應(yīng)變-時(shí)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(jìn)行切割、拋光打磨和腐蝕后,采用金相顯微鏡進(jìn)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?jǐn)?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(duì)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?jǐn)?shù)有關(guān),晶粒尺寸越大,晶粒對(duì)滑移帶的阻礙就越少,裂紋形核的尺寸就會(huì)越大[11].

2.2 斷口形貌

試驗(yàn)結(jié)束后對(duì)斷口形貌進(jìn)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(guò)程由疲勞源區(qū)、擴(kuò)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(gè)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(jī)制引起的裂紋萌生.這種機(jī)制在鈦合金的疲勞破壞中較常見(jiàn),通常認(rèn)為是位錯(cuò)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(duì)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(duì)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(zhǎng)度;θ為滑移線與橫截面的夾角.當(dāng)σa+σm恒定不變時(shí),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(shí),滑移容易越過(guò)晶界傳遞到相鄰晶粒,有利于滑移長(zhǎng)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(guò)高會(huì)抑制因滑移而引起的微裂紋擴(kuò)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(huì)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(kuò)展,疲勞斷裂進(jìn)入擴(kuò)展區(qū),其擴(kuò)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(wú)數(shù)次的循環(huán)加載后形成,疲勞裂紋擴(kuò)展方向?yàn)?5°方向,且裂紋擴(kuò)展速率相對(duì)疲勞源附近較慢,擴(kuò)展區(qū)較長(zhǎng),材料韌性較好,疲勞裂紋萌生及擴(kuò)展如圖10所示,其裂紋的擴(kuò)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?jǐn)?shù)等因素的影響.

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

瞬斷區(qū)是疲勞裂紋擴(kuò)展到臨界尺寸后失穩(wěn)擴(kuò)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(zhǎng)大集聚,在拉應(yīng)力作用下發(fā)生屈服變形,斷裂時(shí)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(zhǎng)大、增殖,相連造成斷裂.

3 結(jié)論

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

(2) 從斷口形貌分析可知:Ti-3Al-2.5V進(jìn)口鈦合金無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管接頭高周疲勞失效行為由表面滑移機(jī)制引起;Ti-3Al-2.5V國(guó)產(chǎn)鈦合金無(wú)擴(kuò)口導(dǎo)管高周疲勞失效行為由材料本身缺陷引起.

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

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