鎳基高溫合金高溫環(huán)境下裂紋擴展速率研究

摘 要：GH4720Li鎳基高溫合金作為航空發(fā)動機渦輪盤的主要材料，其損傷容限性能對航空發(fā)動機起主要作用。本文完成了高溫環(huán)境下的定K、降K兩組裂紋擴展速率試驗。試驗得到的Pairs公式參數(shù)n和C與文獻相比吻合度很好，并給出了材料的門檻值；對試樣斷口分析發(fā)現(xiàn)定K試樣擴展區(qū)和瞬斷區(qū)均出現(xiàn)剪切斷裂特征。

關鍵詞：鎳基高溫合金；裂紋擴展速率；降K；斷口分析

中圖分類號：TG132" " " " " " " "文獻標識碼：A" " " " " "文章編號：1007 - 9734 （2024） 03 - 0075 - 06

0 引 言

GH4720Li合金是一種沉淀強化型鎳基變形高溫合金，具有良好的高溫強度、優(yōu)異的抗高溫蠕變、疲勞、氧化和腐蝕等性能，是最先進的航空渦輪盤材料之一［1-3］。在航空發(fā)動機起飛、中間、最大連續(xù)、最大巡航和怠速過程中，渦輪盤將承受復雜的溫度和載荷。渦輪盤槽結(jié)構(gòu)復雜，應力集中程度高，是第一裂紋萌生區(qū)［4］。因此，研究GH4720Li合金的失效機理和疲勞裂紋擴展壽命具有重要意義。

疲勞與斷裂是引起工程結(jié)構(gòu)失效的最主要原因。疲勞裂紋擴展速率參數(shù)以及門檻值Delta Kth是疲勞試驗中的重要參數(shù)，目前國內(nèi)外學者針對不同材料的裂紋擴展問題開展了研究。如佴啟亮等測定了GH4720Li在650℃、700℃、750℃、800℃空氣環(huán)境下的疲勞裂紋擴展速率，結(jié)果表明隨溫度升高，合金疲勞裂紋擴展速率增長幅度變大[2]。Xie等人研究了鎳基高溫合金GH4720Li在550℃下的高溫疲勞性能，結(jié)果表明，在最大應變?yōu)?.8%—1.0%時，穩(wěn)態(tài)響應隨最大應變的增大而減小[5]。Ogawa研究了鎳基高溫合金718在氫氣環(huán)境（外部氫氣）和無氫氣腐蝕（氫氣保護）下的疲勞裂紋擴展[6]。Iyer研究了718合金焊縫金屬在550℃和650℃循環(huán)疲勞和駐留疲勞載荷下擴展裂紋與復雜組織的相互作用[7]。Suzuki研究了晶界（GBS）對鑄造鎳基高溫合金疲勞裂紋擴展（FCP）的影響[8]。李其棒研究了鎳基高溫合金GH4133B的疲勞長裂紋擴展，通過實驗與仿真結(jié)合得出，利用修正理論剩余壽命預測方程能更加準確地對剩余壽命進行預測[9]。江河等人發(fā)現(xiàn)鎳基高溫合金在服役溫度范圍內(nèi)疲勞壽命隨溫度升高并非呈現(xiàn)線性下降，對應存在疲勞裂紋急速擴展的敏感溫度[10]。萬煜瑋等人對渦輪盤用某鎳基粉末高溫合金材料開展了高溫疲勞裂紋擴展試驗，分析了環(huán)境溫度、載荷比、緊湊拉伸（CT）試件厚度等因素對于疲勞裂紋擴展行為的影響規(guī)律，建立和評估了考慮影響因素的裂紋擴展速率模型[11]。劉錄凱等人研究了鎳基高溫合金中的主要夾雜物和控制方法[12]。

研究集中于模擬穩(wěn)態(tài)—瞬斷區(qū)間的定K試驗的裂紋擴展曲線，完整的試驗過程較少，而本文通過定K和降K試驗模擬了低速—穩(wěn)態(tài)區(qū)間以及穩(wěn)態(tài)—瞬斷區(qū)間的裂紋擴展曲線。分別完成定K和降K試驗，得到其Pairs公式的n和C的值。通過對比佴啟亮[2]得到的實驗結(jié)果，總結(jié)n和C的趨勢。本文在480℃下進行裂紋擴展試驗，研究了GH4720Li合金的裂紋擴展失效機制。

1 試驗過程

1.1" 試驗原理

疲勞裂紋的擴展速率是指在疲勞裂紋的緩慢擴展階段內(nèi)每一次應力循環(huán)裂紋擴展的距離。該速率用[da/dN]（mm/周）表示，其中，[da]為應力循環(huán)[dN]次時裂紋擴展的長度，在極限條件下用微分[da/dN]表示。

由材料的等幅載荷試驗表明，疲勞裂紋擴展速率[da/dN]隨應力強度因子幅值△[K]的變化，在雙對數(shù)坐標中大致可用S形曲線來描述，如圖1所示。

圖1中Ⅰ區(qū)為初始裂紋擴展區(qū)，該區(qū)存在一個垂直漸近線△[K]=△[Kth]，△[Kth]稱為疲勞裂紋擴展應力強度因子門檻值。在Ⅰ區(qū)內(nèi)，當△[K]逐漸減小趨向于△[Kth]時，[da/dN]趨向于零。Ⅲ區(qū)為快速擴展區(qū)，它也存在一個垂直漸近線[Kmax=KC]，[KC]為材料的斷裂韌度，其值與材料的厚度有關。在Ⅲ區(qū)內(nèi)，[da/dN]急劇上升而產(chǎn)生瞬間斷裂。曲線中段為Ⅱ區(qū)，該區(qū)在雙對數(shù)坐標上近似直線，屬穩(wěn)定擴展區(qū)，也是裂紋擴展的主要部分。在Ⅱ區(qū)內(nèi)，[da/dN]與△[K]的n次方之間存在著正比關系，例如Paris冪函數(shù)表達式為：

[dadN=C（?K）n]

式中，C、n為材料常數(shù)。

上述Paris公式只使用于一定的△[K]范圍，在△[K]很大或很小時，Paris公式都不能正確地表達[da/dN]的變化規(guī)律。

1.2" 試驗概述

CT試樣尺寸如圖2所示，試樣寬度為60.50mm，長度為62.50mm。試驗用GH4720Li合金的主要化學組分如表1所示（質(zhì)量分數(shù)%）。

本試驗采用Instron8801疲勞測試試驗機，通過配套夾具固定試樣并對試樣施加軸向循環(huán)載荷，通過溫控系統(tǒng)調(diào)控試驗溫度，如圖3a所示。試驗中應用電位法測量裂紋長度如圖3c所示。參照《GB/T6398-2017金屬材料疲勞試驗疲勞裂紋擴展方法》[13]進行試驗。CT試樣預先設置預制裂紋，據(jù)國標要求，預制裂紋長度[ap≥0.2w=10.4mm]。

根據(jù)國標要求，實驗后應對斷裂試樣進行預制裂紋測量如圖4所示。

測得GH4720Li-2的預制裂紋長度為12.32mm；測得GH4720Li-3的預制裂紋長度為12.19mm；經(jīng)驗證，預制裂紋長度符合國標要求。

2 結(jié)果和分析

試樣GH4720Li-1為定K試樣，GH4720Li-2為降K試樣。降K試驗是：在保證裂紋尖端處于小范圍屈服的線彈性條件下，采用降載法，逐步降低裂尖有效驅(qū)動力△[K]，使得[ry]（裂紋尖端塑性區(qū)尺寸）趨近于零，以達到裂尖對線彈性體的理想狀態(tài)。

2.1" Pairs參數(shù)的估算

2.1.1 單試樣數(shù)據(jù)點處理計算Pairs參數(shù)

通過對試驗數(shù)據(jù)的線性擬合，得出線性方程，Pairs公式兩端取lg即可得到同形式的線性方程并估算出Pairs參數(shù)（見圖5、表2）。

2.1.2 Paris 估算結(jié)論分析

圖6為本文得到的C值與佴啟亮[2]所得到的C值對比圖，可以看出本文試驗結(jié)果合理。由圖6可知，隨溫度升高，C值變化呈上升趨勢。根據(jù)Pairs公式，隨溫度上升裂紋擴展速率增大，C值作為Pairs函數(shù)的常數(shù)項故而隨之增大，以保證裂紋擴展速率的增速。

圖7為本文得到的n值與佴啟亮[2]所得到的n值對比圖，可以看出本文試驗結(jié)果是合理的。由上圖可知，Pairs公式n值隨溫度升高有所波動但變化較小。根據(jù)Pairs公式，裂紋擴展速率要隨溫度升高而增大，而根據(jù)上圖6可知，C隨溫度升高而增大，裂紋擴展速率增大為定值，n作為Pairs函數(shù)的次方項故而n值沒有明顯升降趨勢。

2.2" 對比分析

2.2.1 a-n 公式參數(shù)

由圖8可以看出，定K時裂紋擴展所需循環(huán)周次遠小于降K試驗且至少差兩個數(shù)量級以上。這一現(xiàn)象表明：隨循環(huán)周次不斷增大，定K試樣迅速產(chǎn)生裂紋且隨之不斷增大；降K試樣裂紋擴展相對緩慢。

2.2.2 [da/dN-Δk]曲線及擬合

由圖9可以看出，裂紋擴展速率與應力強度因子范圍成正比關系。定K的裂紋擴展速率主要集中在（1E-5，1E-4）之間，而降K的裂紋擴展速率主要集中在（1E-4，0.001）之間；這一現(xiàn)象表明，由于應力強度因子范圍的升高，試樣的裂紋擴展速率均有所提升，但定K試樣裂紋擴展速率始終小于降K試樣。

2.3" 門檻值[?Kth]的估算

一般定義[da/dN]=10-7mm/循環(huán)對應的△[K]值為門檻值△[Kth][16]。由圖7中擬合曲線[da/dN]=10（-10.53786）（△[K]）3.996395，令[da/dN=]10-7mm/cycle即可得到△[Kth]=7.678263MPa[m]。黃新躍等人[15]估算的某鎳基高溫合金的門檻值為8MPa[m]。由此可以判斷，本試驗得到的門檻值可信度較高。

3 斷口分析

圖10中左側(cè)圖為定K試樣的微觀組織形貌，右側(cè)圖為降K試樣的斷口微觀形貌，a為斷口的裂紋源區(qū)，b為斷口的擴展區(qū)，c為斷口的瞬斷區(qū)形貌。

在裂紋源區(qū)中，不同高度的預制裂紋在擴展和收斂過程中相遇，形成徑向臺階和條紋。在此區(qū)域兩試樣均可以觀察到多裂紋源，且裂紋源均起源于預制裂紋后的試樣表面。隨應力強度因子范圍不斷增大，斷口平穩(wěn)性遭到破壞，試樣進入裂紋擴展區(qū)。定K試樣在此區(qū)域主要特征為穿晶斷裂，是由于裂紋擴展路徑經(jīng)由晶體內(nèi)部穿透而過。降K試樣由于疲勞周次較小，裂紋尖端塑性區(qū)很小，與晶粒尺寸相同，裂紋沿主要滑移方向擴展，其滑移面皆是同一方向。隨疲勞周次增加裂紋擴展進入瞬斷區(qū)。定K試樣在此區(qū)域可以觀察到韌窩以及剪切斷裂特征，剪切斷裂是在切應力作用下沿滑移面分離造成的，表明試樣在斷裂時承受切應力較大。降K試樣此區(qū)域特征為解理臺階以及沿晶斷裂。沿晶斷裂是由晶界上的一薄層連續(xù)脆性的第二相、夾雜物破壞了晶界的連續(xù)性而造成的，也可能是雜質(zhì)元素向晶界偏聚引起的。

降K試樣瞬斷區(qū)存在明顯二次裂紋，而定K試樣擴展區(qū)和瞬斷區(qū)均出現(xiàn)穿晶斷裂特征，表明定K試樣斷裂時承受應力大于降K試樣。就微觀角度而言，定K試樣的斷口粗糙度遠大于降K試樣，這是由于定K試樣承受應力較大；降K試樣的循環(huán)周次大于定K試樣，表明降K試樣斷裂較慢導致斷口粗糙度小。

4 結(jié) 論

（1）經(jīng)過對單試驗數(shù)據(jù)點處理和成組數(shù)據(jù)處理，分別得到鎳基高溫合金GH4720Li在Pairs公式中的n和C值，分別為3.996395和1.37854e-10。

（2）經(jīng)Pairs公式擬合，測定480℃下GH4720Li的門檻值△[Kth]=7.678236MPa[m]，經(jīng)對比他人文獻，本文得到的試驗結(jié)果有較高可信度。

（3）由于定K試樣斷裂時承受的應力較大，導致定K試樣斷口粗糙度遠大于降K試樣，定K試樣擴展區(qū)和瞬斷區(qū)均出現(xiàn)剪切斷裂特征，降K試樣在瞬斷區(qū)出現(xiàn)沿晶斷裂特征。

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責任編校：裴媛慧，陳 強

Study on Crack Growth Rate of Ni-base Superalloy at High Temperature

YUAN Ke1，WANG Jiahe2，HUANG Zilin1，F(xiàn)ANG Xiang1，YANG Wenxin2，WANG Yanfang2

（1.AECC Hunan Aviation Powerplant Researchinstitute，Zhuzhou 412002，China；

2.Qingdao Sushi Haice Testing Technology Co.，LTD，Qingdao 266000，China）

Abstract：GH4720Li Ni-base superalloy is the main material of aero-engine turbine disk，and its damage tolerance plays an important role in aero-engine.In this paper，two sets of fatigue crack growth rate tests of constant k and decreasing K at high temperature have been completed.The Pairs formula parameters n and C are in good agreement with the references，and the material threshold is given.The analysis of fracture surface shows that the shear fracture appears in both the extension zone and the instantaneous fracture zone of the fixed-k specimen.

Key words：Nickel base superalloy;crack growth rate;k-drop;fracture analysis

收稿日期：2024-01-15

基金項目：國家科技重大專項經(jīng)費資助項目（J2019-VIII-0002-0163）

作者簡介：袁 珂，男，湖南邵陽人，碩士，研究方向為高溫合金。