航空發(fā)動機用鈦合金TC17疲勞失效研究

王金龍， 高斯博， 楊宇星， 杜鳳鳴， 于靜， 王靜思 (.大連海事大學(xué) 輪機工程學(xué)院，遼寧 大連606； .大連測控技術(shù)研究所，遼寧 大連603)

鈦合金TC17具有高強度、良好的耐腐蝕性、工作溫度范圍寬等優(yōu)異性能[1-3]，在工業(yè)領(lǐng)域主要用于制造各類機械設(shè)備核心零部件及回轉(zhuǎn)類構(gòu)件。在服役過程中，鈦合金TC17零部件受到高頻循環(huán)載荷的不斷作用，極易引起疲勞失效。研究表明，鈦合金TC17的疲勞失效主要起源于表面，并且在表面不存在明顯的損傷或缺陷的情況下，此時引起疲勞失效的主要因素是機械加工后在零部件表面形成的微觀加工缺陷。疲勞失效的發(fā)生是瞬時的，沒有任何征兆，一旦發(fā)生將會帶來巨大的經(jīng)濟損失，嚴重妨礙工業(yè)生產(chǎn)的正常進行，對相關(guān)零部件的再制造也有不可忽視的影響[4-5]。

目前已有學(xué)者進行了鈦合金TC17疲勞失效研究。劉漢青等[6]以TC17為研究對象，進行了不同載荷頻率下的疲勞試驗，分析了鈦合金TC17疲勞裂紋萌生機理，建立了薄弱取向晶粒區(qū)域尺寸的疲勞強度預(yù)測模型。李久楷等[7]分析了高溫環(huán)境下TC17疲勞失效特征，發(fā)現(xiàn)高溫不僅促進裂紋萌生，同樣對疲勞裂紋的擴展有促進作用。田偉等[8]以缺口試驗為基礎(chǔ)，研究了不同缺口(缺口應(yīng)力集中系數(shù))對TC17鈦合金拉伸性能和低周疲勞性能的影響。劉亮等[9]通過振動疲勞試驗探究了激光沖擊強化對帶根部倒圓的TC17鈦合金葉片一階彎曲疲勞極限的影響。艾瑩珺等[10]通過掃描電鏡、粗糙度儀、X射線衍射儀等對孔壁表面完整性進行分析，研究孔擠壓強化工藝對試樣疲勞性能的影響。李全通等[11]通過彎曲疲勞試驗對鈦合金TC17的疲勞失效進行了分析，由于材料之間的差異，目前已取得的成果并不能完全適用于鈦合金TC17，針對鈦合金TC17的相關(guān)研究也尚未得到廣泛的開展，表面粗糙度對鈦合金TC17疲勞失效的影響尚不明確，相關(guān)實驗數(shù)據(jù)及結(jié)果也較少。

本文利用超聲疲勞試驗系統(tǒng)對材料鈦合金TC17進行疲勞試驗，對試件的表面質(zhì)量進行定量化測量。使用掃描電鏡顯微鏡及能譜分析儀對試件斷口進行觀察，分析鈦合金TC17疲勞失效特征及機理，明確引起失效的主要損傷形式。以經(jīng)典的Basquin模型及Paris公式為基礎(chǔ)，結(jié)合疲勞試驗結(jié)果，提出TC17的S-N曲線模型，明確與材料TC17相關(guān)的參數(shù)，建立TC17疲勞壽命預(yù)測模型。

1 TC17疲勞試驗

本文研究的材料為航空發(fā)動機壓氣機葉片材料鈦合金TC17。熱處理過程為：1)再結(jié)晶退火，840 ℃保溫1 h，空冷；2)固溶時效處理，800 ℃保溫1 h，水冷；3)保溫8 h，空冷。使用萬能拉伸試驗機對試件材料進行力學(xué)性能檢測，得到鈦合金TC17的力學(xué)性能為彈性模量E=111.5 GPa，拉伸強度Rm=1 108.5 MPa，屈服強度Rp0.2=1 060.5 MPa，維氏硬度HV=360 kgf/mm2。試驗中所使用的是標(biāo)準(zhǔn)“沙漏型”疲勞試件，試件最小截面的直徑為3 mm，試件如圖1所示。

粗糙度能夠?qū)崿F(xiàn)表面加工溝壑尺寸的定量表征。加工溝壑在幾何形狀上可以等效為尖銳的微觀裂紋，在外加載荷的作用下，溝壑的底部會產(chǎn)生明顯的應(yīng)力集中，并最終形成表面疲勞裂紋。表面粗糙度的變化會對試件及零部件的疲勞性能，尤其是條件疲勞強度產(chǎn)生明顯的影響，降低材料抵抗疲勞失效的能力。使用表面輪廓儀對試件最小截面處的表面粗糙度進行測量，每個試件在最小截面處測量3個位置的粗糙度值，對3個位置的粗糙度取平均值，即為該試件的粗糙度值。圖2所示為部分試件的表面粗糙度Ra測量結(jié)果。

圖2 部分試件表面粗糙度測量Fig.2 The examples of the surface roughness measured by surface profilometer

超聲疲勞試驗系統(tǒng)是目前應(yīng)用較廣泛的疲勞試驗系統(tǒng)之一，具有效率高、能耗低等優(yōu)點。本文使用島津USF-2000超聲疲勞試驗系統(tǒng)對鈦合金TC17進行疲勞試驗，試驗系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 超聲疲勞試驗系統(tǒng)Fig.3 Ultrasonic fatigue test system

試驗中載荷頻率為20 kHz±500 Hz，應(yīng)力比為r=-1，即對稱循環(huán)載荷。以鈦合金TC17的基本力學(xué)性能參數(shù)為依據(jù)設(shè)定試驗中的載荷大小，試驗中的應(yīng)力幅值σa設(shè)定為615～675 MPa，間隔為15 MPa。使用強空氣冷卻對試驗過程中試件進行冷卻，避免溫升對試驗結(jié)果產(chǎn)生影響。

2 疲勞試驗結(jié)果及壽命分析

2.1 試驗數(shù)據(jù)

如圖4所示為試驗數(shù)據(jù)分布情況，包括應(yīng)力σa與相應(yīng)的疲勞壽命Nf，其中有2個試件在疲勞壽命達到109周次后仍未發(fā)生斷裂。

圖4 疲勞試驗結(jié)果Fig.4 Fatigue test results

圖4中可以看出，應(yīng)力-壽命數(shù)據(jù)的分布呈下降趨勢，并且當(dāng)疲勞壽命達到107周次附近時，應(yīng)力-壽命的分布趨勢逐漸變得平緩。因此可以將圖4中的應(yīng)力-壽命分為2個區(qū)域：第1區(qū)域，疲勞壽命小于107周次。此時應(yīng)力-壽命曲線比較“陡峭”，斜率較大，且整體處于高周疲勞量級。同時，試驗結(jié)果也顯示，該區(qū)域中的疲勞失效均起源于試件表面；第2區(qū)域，疲勞壽命大于107周次。由于該區(qū)域的疲勞試驗耗時較長，因此試件數(shù)量相對較少。此時的應(yīng)力幅值為615 MPa，應(yīng)力-壽命分布趨于“平緩”，并且有2個試件未發(fā)生疲勞失效。根據(jù)試驗結(jié)果顯示，已發(fā)生失效的試件，其疲勞失效同樣起源于試件表面。根據(jù)疲勞強度的定義可知，一般試驗時規(guī)定，當(dāng)疲勞壽命達到109周次且不發(fā)生失效的最大應(yīng)力。因此根據(jù)TC17疲勞試驗結(jié)果可知，其疲勞強度為615 MPa。

2.2 粗糙度與壽命

根據(jù)試驗數(shù)據(jù)，可以得到表面粗糙度Ra與疲勞壽命Nf之間的分布關(guān)系，如圖5所示。

圖5 不同壽命范圍內(nèi)粗糙度Ra與疲勞壽命Fig.5 Surface roughness Ra and fatigue life in different life range

圖5顯示，疲勞壽命與表面粗糙度Ra之間呈負相關(guān)，隨著表面粗糙度Ra增大，疲勞壽命減小，該結(jié)論證實了表面粗糙度對TC17疲勞壽命的重要影響。根據(jù)圖5可以看出，在超高周階段和高周階段，粗糙度與疲勞壽命之間的分布趨勢相同，這表明可以用同一個公式對TC17不同粗糙度情況下的疲勞壽命演化規(guī)律進行定量描述。

2.3 應(yīng)力強度因子計算

Murakami[12]將機械加工形成的表面微觀溝壑等效為表面疲勞裂紋，實現(xiàn)了表面粗糙度與表面疲勞裂紋之間的定量轉(zhuǎn)換。如圖6所示為表面微觀形貌，此時表面疲勞裂紋尺寸Sc、表面粗糙度Ra以及平均峰間距離2c之間關(guān)系為[12]：

圖6 表面微觀形貌Fig.6 Micro-geometry of surface

(1)

經(jīng)過推導(dǎo)得到表面粗糙度與表面疲勞裂紋之間的等效轉(zhuǎn)換模型[13]為：

Sc=2.97Ra

(2)

Murakai[14]以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)，提出金屬材料疲勞裂紋萌生位置應(yīng)力強度因子的計算模型：應(yīng)力強度因子是描述裂紋尖端應(yīng)力場強弱的重要參數(shù)，其中應(yīng)力強度因子幅值ΔK為：

(3)

式中Y為位置參數(shù)，對于表面疲勞失效，Y=0.67。將式(2)代入到式(3)中，可以得基于表面粗糙度的應(yīng)力強度因子幅值計算模型：

(4)

根據(jù)試驗中對表面粗糙度的測量結(jié)果，可以計算得到不同表面質(zhì)量情況下的應(yīng)力強度因子幅值，如圖7所示為應(yīng)力強度因子幅值與疲勞壽命之間的分布。不同表面狀態(tài)下的應(yīng)力強度因子幅值與相應(yīng)疲勞壽命之間基本滿足負相關(guān)的關(guān)系，隨著應(yīng)力強度因子的減小，疲勞壽命增大。圖7中的計算結(jié)果可以分為2部分，當(dāng)應(yīng)力強度因子幅值ΔK>1 MPa/m2時，應(yīng)力強度因子與疲勞壽命之間的斜率比較“陡峭”，相應(yīng)試件的表面粗糙度較大，平均表面粗糙度約為1.11 μm；當(dāng)應(yīng)力強度因子幅值ΔK<1 MPa/m2時，應(yīng)力強度因子與疲勞壽命之間的斜率比較“陡峭”，相應(yīng)試件的表面粗糙度較小，平均粗糙度約為0.33 μm。當(dāng)表面粗糙度較大時，表面比較容易形成應(yīng)力集中，粗糙度對疲勞失效的影響比較明顯。而隨著表面質(zhì)量的提高，粗糙度值降低，表面粗糙度對疲勞失效的影響減弱，應(yīng)力幅值的作用加強，因此應(yīng)力強度因子幅值與疲勞壽命之間的關(guān)系變得趨于平緩。

圖7 應(yīng)力強度因子幅值ΔK與疲勞壽命NfFig.7 Stress intensity factor amplitude ΔK and fatigue life Nf

2.4 應(yīng)力-壽命曲線

應(yīng)力-壽命曲線是描述應(yīng)力幅值與疲勞壽命之間定量關(guān)系的重要方法，而經(jīng)典的Basquin模型由于計算簡單，準(zhǔn)確性好等優(yōu)點被廣泛應(yīng)用于金屬材料的S-N曲線連續(xù)下降部分的計算。Basquin模型可以表示為：

σa=σ′f(2Nf)b

(5)

式中:σ′f為疲勞強度系數(shù)；b為疲勞強度指數(shù)。針對不同的材料，模型中的未知參數(shù)不同，并且參數(shù)的變化會對S-N曲線模型產(chǎn)生明顯影響。因此以Basquin模型為基礎(chǔ)，結(jié)合鈦合金TC17疲勞試驗數(shù)據(jù)，針對鈦合金TC17的S-N曲線擬合計算。采用非線性擬合算法來計算未知參數(shù)。擬合算法是采用連續(xù)曲線或解析表達式來表示離散數(shù)據(jù)和變量之間的函數(shù)關(guān)系。應(yīng)用Matlab軟件，經(jīng)過擬合計算得到模型參數(shù)為：σ′f=756，b=-0.011 3，置信區(qū)間為95%。將上述參數(shù)代入到式(5)中，得到鈦合金TC17的S-N曲線模型為：

σa=756(2Nf)-0.0113

(6)

連續(xù)下降部分如圖8所示，可以看出根據(jù)式(6)得到的鈦合金TC17的S-N曲線與試驗數(shù)據(jù)滿足相同的趨勢線分布，考慮到金屬材料疲勞壽命概率分布的特點，該模型能夠用于鈦合金TC17的應(yīng)力-壽命曲線的定量表征。

圖8 鈦合金TC17 S-N曲線Fig.8 S-N curve of titanium alloy TC17

3 試驗斷口特征分析

3.1 高周疲勞失效斷口特征

使用掃描電鏡顯微鏡進行觀察。圖9所示為不同表面質(zhì)量情況下的試件疲勞失效斷口特征，此時疲勞壽命為高周階段。疲勞裂紋起源于試件表面，疲勞裂紋擴展的宏觀方向是從疲勞失效源向試件另一側(cè)。在疲勞裂紋擴展區(qū)域能夠明顯的觀察到疲勞輝紋及撕裂棱等明顯的失效特征。當(dāng)粗糙度較小時，在試件斷口表面只能觀察到一處疲勞失效源，而隨著表面質(zhì)量的變化，粗糙度增大，能夠在斷口表面觀察到多處疲勞失效源。由機械加工形成的表面溝壑起到了“類裂紋”的作用，表面粗糙度越大則表示表面出現(xiàn)較深的加工溝壑的可能性越大。表面溝壑越深，底紋半徑越小，在疲勞載荷的作用下，應(yīng)力集中越明顯。高應(yīng)力集中會導(dǎo)致試件表面抵抗疲勞失效的能力降低，容易形成多個疲勞裂紋源。并且隨著粗糙度的增大，疲勞裂紋萌生過程中失效源周圍的基體材料塑性變形速率增加，加速了疲勞裂紋萌生，導(dǎo)致疲勞裂紋源周圍基體材料形貌變差，并且形成多個疲勞失效源。由于多個失效源之間的距離較近，在疲勞裂紋萌生及擴展過程中極易發(fā)生干涉，最終導(dǎo)致失效源附近的斷口表面出現(xiàn)大量的晶界斷裂的現(xiàn)象。而對于單一失效源而言，則相應(yīng)的斷口特征較少。

圖9 不同表面粗糙度試件的斷口特征Fig.9 Characteristics of the fracture surface for the specimen with different surface roughness

當(dāng)疲勞壽命處于高周階段時，試驗結(jié)果顯示試件的斷裂方式以穿晶斷裂為主，能夠觀察到較多沿晶斷裂形貌，宏觀起伏大，呈冰糖狀，在沿晶斷裂面上可見明顯的韌窩，如圖10所示。

圖10 穿晶斷裂形貌Fig.10 Transgranular fracture

3.2 超高周疲勞失效斷口特征

使用掃描電鏡顯微鏡及能譜分析儀對超高周試件斷口進行觀察與檢測，此時疲勞壽命為超高周階段。如圖11(a)與(b)所示，試件斷口靠近表面的位置出現(xiàn)了類似“魚眼區(qū)”的特征，但是通過觀察發(fā)現(xiàn)，該特征與內(nèi)部夾雜物引起的“魚眼區(qū)”特征存在一定的差異。圖11(b)中可以在表面觀察到2個疲勞失效源，在疲勞失效的過程中，疲勞裂紋從2個失效源處起源并擴展，在擴展的過程中由于基體材料自身的缺陷，使2個裂紋源相遇并形成如圖11(b)中所示的類似“魚眼區(qū)”特征。使用能譜分析儀對該特征的不同位置進行檢測，結(jié)果如圖11(c)～(f)所示?？梢钥闯?，該特征的主要化學(xué)元素為鈦元素Ti，并沒有檢測到大量其他元素的富集，這說明起因這種特征的主要因素是試件基體材料的缺陷。

圖11 斷口特征及能譜分析Fig.11 Characteristics of the fracture surface and energy spectrum analysis

如圖11所示的疲勞裂紋擴展區(qū)域中可以看出疲勞裂紋的擴展方向，從失效源位置向試件另一側(cè)擴展，當(dāng)達到擴展區(qū)域與瞬斷區(qū)域邊界時試件發(fā)生疲勞斷裂。在擴展區(qū)域中同樣觀察到了大量的疲勞輝紋與撕裂棱，這與高周疲勞失效特征十分相似。上述斷口特征及現(xiàn)象證明了該試件的疲勞失效同樣起源于表面，表面粗糙度是引起疲勞失效的主要原因。超高周斷口微觀形貌同樣起伏較大，有穿晶斷裂特征。雖然圖9與圖11所示的分別為高周疲勞失效與超高周疲勞失效的斷口特征，但是2種情況下的失效特征基本相似，并且與傳統(tǒng)的表面疲勞失效特征保持一致。這說明對于鈦合金TC17而言，即使疲勞壽命達到超高周范疇，表面失效仍然是主要的失效形式，粗糙度是引起疲勞失效的主要損傷形式。

4 結(jié)論

1)針對鈦合金TC17開展了疲勞試驗，試驗結(jié)果顯示，TC17的疲勞強度為615 MPa，應(yīng)力-壽命分布滿足典型的連續(xù)下降型分布特征。

2)在高周疲勞范圍內(nèi)，鈦合金TC17的疲勞失效均起源于表面，在疲勞裂紋擴展區(qū)域能夠觀察到明顯穿晶斷裂特征。隨著粗糙度的增大，疲勞裂紋源周圍基體材料形貌變差，并且形成多個疲勞失效源。

3)在超高周范疇內(nèi)，鈦合金TC17疲勞失效斷口特征與高周疲勞失效斷口特征相似，即使疲勞壽命達到超高周量級，疲勞失效仍起源于表面。

4)提出了基于表面粗糙度的應(yīng)力強度因子計算模型。當(dāng)表面粗糙度較大時，粗糙度對疲勞失效的影響比應(yīng)力幅值對疲勞失效的影明顯；當(dāng)表面粗糙度較小時，粗糙度對疲勞壽命的影響減弱，應(yīng)力幅值對疲勞壽命的影響增強。

本文下一步開展不同粗糙度情況下的疲勞試驗，豐富試驗數(shù)據(jù)，修正目前的疲勞強度計算模型，提高模型的準(zhǔn)確性；并在疲勞強度計算模型的基礎(chǔ)上，探索粗糙度與疲勞壽命之間的關(guān)系。