TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴(kuò)展特性研究

劉紅彬，陳偉

TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴(kuò)展特性研究

劉紅彬1，2，陳偉1

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，江蘇南京210016；2.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

通過對航空發(fā)動機(jī)葉片用TC11材料在高低周復(fù)合載荷下進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗，研究了TC11材料高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律，得到了高低周載荷條件下的裂紋穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展曲線及斷口特征。其結(jié)果可對風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片抗高低周復(fù)合載荷下的裂紋擴(kuò)展能力進(jìn)行分析和評估，為下一代先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)設(shè)計提供技術(shù)支撐。

TC11；高低周復(fù)合疲勞；裂紋擴(kuò)展；擴(kuò)展速率；試驗

1 引言

目前，鈦合金材料在航空發(fā)動機(jī)葉片上廣泛使用，其疲勞特性及裂紋擴(kuò)展引起了普遍關(guān)注。由于發(fā)動機(jī)有時會處于瞬時超轉(zhuǎn)狀態(tài)，Hall、Stephan等開展了低周過載對高周裂紋擴(kuò)展特性影響試驗研究[1，2]，表明低周過載的載荷特征對鈦合金材料的裂紋擴(kuò)展特性影響不一。分析認(rèn)為，當(dāng)?shù)椭苓^載引起材料內(nèi)部缺陷時，會加速裂紋擴(kuò)展，反之則會促使裂紋閉合。Hall等還通過高溫分析，認(rèn)為高溫導(dǎo)致材料軟化，會減弱低周過載對鈦合金材料裂紋擴(kuò)展特性的影響[3]。周勝田等[4]研究了外物損傷對葉片疲勞壽命的影響，用能量等效落錘沖擊鈦合金TC4 (Ti-12Al-4A)板試件側(cè)邊，模擬轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)氣邊受到小硬物顆粒沖擊時引起的外物損傷，觀測沖擊后的缺口變形特點及缺口尺寸與沖擊能量的關(guān)系。結(jié)果表明，沖擊產(chǎn)生的缺口深度隨沖擊能量的增大呈非線性增加。

本文通過低周疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗和高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗，來研究TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴(kuò)展特性。

2 TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴(kuò)展特性試驗

2.1 試驗件

裂紋擴(kuò)展速率試驗的試驗件為緊湊拉伸試樣，其形狀和尺寸按照GB/T 6398[5]的有關(guān)要求設(shè)計，并采用線切割加工而成，尺寸見圖1。裂紋擴(kuò)展方向垂直于軋制方向，按照GB/T 6398設(shè)計并加工了專用夾具(材料為65Mn，如圖2所示)。

圖1 裂紋擴(kuò)展試驗的試驗件尺寸Fig.1 Dimensions of crack propagation test specimen

圖2 裂紋擴(kuò)展試驗組件Fig.2 Crack propagation test components

試驗前，對CT試樣兩側(cè)進(jìn)行拋光處理，并用高度游標(biāo)卡尺制作參考刻度線，每條刻度線均平行于兩銷釘孔中心連線，相互距離為5.0 mm。

2.2 疲勞裂紋的預(yù)制

疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗試樣需預(yù)制疲勞裂紋。采用高溫拉扭復(fù)合加載疲勞試驗機(jī)MTS809-25T，在緊靠疲勞試驗前進(jìn)行，且與試驗載荷波型相同，最后一級載荷與裂紋擴(kuò)展測試所需載荷相同，預(yù)裂紋目標(biāo)長度為2.0 mm。

2.3 裂紋擴(kuò)展速率試驗

試驗在MTS809-25T上進(jìn)行，通過TESTSTAR軟件系統(tǒng)控制。試驗包括應(yīng)力比R=0.1的低周疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗，R=0.5、0.6、0.7的高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗，高低周循環(huán)比m=1 000。

高低周復(fù)合載荷譜見圖3，其中Fa,HCF為幅值。為避免卸載時壓縮破壞裂紋擴(kuò)展面，高低周復(fù)合載荷塊的卸載最小載荷Fmin為最大載荷Fmax的0.1倍。

復(fù)合循環(huán)塊中的高周循環(huán)應(yīng)力比Rminor為：

圖3 高低周復(fù)合疲勞載荷試驗譜Fig.3 Experimental loading spectra

試樣的應(yīng)力強度因子幅值ΔK為：

式中：ΔF為載荷范圍，B為試樣厚度，W為試樣寬度，α=a/W，a為計算裂紋長度。

試驗過程中及試驗后的試驗件分別見圖4、圖5。

圖4 試驗中的試驗件Fig.4 Specimen in test

圖5 擴(kuò)展試驗后斷裂的試驗件Fig.5 Fractured specimen after crack propagation test

2.3.1 以高周應(yīng)力強度因子幅值ΔKminor計的擴(kuò)展速率

在穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展階段，擴(kuò)展速率da/dN與ΔK可描述為Paris冪函數(shù)關(guān)系：

式中：C、n為系數(shù)。上式兩邊分別取對數(shù)，有：

用最小二乘法對Rminor=0.5的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果進(jìn)行擬合，分析中只計復(fù)合循環(huán)塊中高周循環(huán)次數(shù)NHCF和ΔKminor，從而可得C=6.348 95× 10-8，n=2.477，相關(guān)系數(shù)R2=0.929 29。則有da/dNHCF=6.348 95×10-8(ΔKminor)2.477。

同樣，用最小二乘法對Rminor=0.6和Rminor=0.7的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果進(jìn)行擬合，擬合曲線分別為

圖6中示出了Rminor=0.5、0.6和0.7時以ΔKminor計的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果及擬合曲線。

2.3.2 以總應(yīng)力強度因子幅值ΔKtotal計的擴(kuò)展速率

用最小二乘法對Rminor=0.5的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果進(jìn)行擬合，分析中只計復(fù)合循環(huán)塊的次數(shù)NB和ΔKtotal，表達(dá)式如下：

式中：ΔKtotal=0.9ΔKminor/(1-Rminor)

擬合得C=1.479 70×10-5，n=2.477，R2=0.929 46。則有da/dNB=1.479 70×10-5(ΔKtotal)2.477。

同樣，用最小二乘法對Rminor=0.6和Rminor=0.7的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗結(jié)果以NB和ΔKtotal表示的冪函數(shù)進(jìn)行擬合，擬合曲線分別為

圖7中給出了Rminor=0.5、0.6和0.7時，以ΔKtotal計的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗數(shù)據(jù)及擬合曲線。

試驗后，還進(jìn)行了試驗件斷口金相分析，獲得了不同載荷條件下的斷口特征。分析表明，高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展斷口與低周疲勞裂紋擴(kuò)展斷口的微觀形貌有較大區(qū)別，低周疲勞裂紋擴(kuò)展斷口的疲勞條帶較明顯。在ΔK相同條件下，高低周復(fù)合疲勞的ΔKtotal較大，并隨Rminor的增大而增加，從而導(dǎo)致裂紋尖端張開程度較大，裂紋擴(kuò)展過程中的韌窩、解理特征較明顯。

3 高低周復(fù)合載荷對擴(kuò)展速率的影響分析

3.1 L-HCCF與HCF裂紋擴(kuò)展速率的比較分析

圖6 TC11高低周載荷下的裂紋擴(kuò)展速率ΔKminorFig.6 TC11 crack growth rate under low and high cycle combined fatigueΔKminor

為分析高低周循環(huán)載荷和高周循環(huán)載荷條件下裂紋擴(kuò)展速率的差別，補充了10個點的ΔKHCF介于11～20的高周循環(huán)載荷裂紋擴(kuò)展試驗。在ΔKHCF= ΔKminor條件下，以高周循環(huán)計的da/dNHCF基本相同(見圖8)。分析認(rèn)為，由于試驗的循環(huán)次數(shù)不夠多，高低周復(fù)合循環(huán)塊中低周循環(huán)次數(shù)較少，高低周循環(huán)載荷交互對裂紋擴(kuò)展特性的影響可能沒有完全體現(xiàn)出來。

3.2 Rminor對L-HCCF裂紋擴(kuò)展速率的影響分析

將Rminor=0.5、0.6和0.7的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展速率曲線進(jìn)行對比(以ΔKminor計)，如圖9所示。

圖7 TC11高低周載荷下的裂紋擴(kuò)展速率ΔKtotalFig.7 TC11 crack growth rate under low and high cycle combined fatigueΔKtotal

圖8 HCF與L-HCCF的裂紋擴(kuò)展速率比較Fig.8 Comparison of crack growth rate under HCF and L-HCCF

在相同ΔKminor下，高低周復(fù)合循環(huán)載荷塊中高周循環(huán)的Rminor越大，ΔKtotal也越大。在較大的ΔKtotal下，裂紋張開程度較高，因此裂紋擴(kuò)展速率也較高。

3.3 L-HCCF與LCF裂紋擴(kuò)展速率的比較分析

將Rminor=0.5、0.6、0.7的高低周復(fù)合裂紋擴(kuò)展試驗以NB和ΔKtotal擬合的裂紋擴(kuò)展速率曲線，與R=0.1的低周裂紋擴(kuò)展速率曲線進(jìn)行對比，如圖10所示。

在相同ΔKtotal下，高低周復(fù)合循環(huán)載荷塊中高周循環(huán)明顯降低了TC11的抗裂紋擴(kuò)展能力。比較圖10中的曲線可知，實際工作中的發(fā)動機(jī)葉片，在ΔK達(dá)到裂紋擴(kuò)展門檻值條件下，疊加在低循環(huán)載荷上的振動載荷會引起裂紋的快速擴(kuò)展。

圖10 LCF與L-HCCF的裂紋擴(kuò)展速率比較Fig.10 Comparison of crack growth rate under LCF and L-HCCF

4 結(jié)論及建議

(1)高周應(yīng)力比、總應(yīng)力強度因子幅值對裂紋擴(kuò)展速率影響較明顯；在應(yīng)力強度因子幅值達(dá)到裂紋擴(kuò)展門檻值條件下，疊加在低循環(huán)載荷上的振動載荷會引起裂紋快速擴(kuò)展。

(2)低周疲勞裂紋擴(kuò)展斷口與高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展斷口的微觀形貌區(qū)別較大，低周疲勞裂紋擴(kuò)展斷口疲勞條帶較明顯。在應(yīng)力強度因子幅值相同條件下，高低周復(fù)合疲勞總應(yīng)力強度因子較大，并隨應(yīng)力比的增大而增加，從而導(dǎo)致裂紋尖端張開程度較大，裂紋擴(kuò)展過程中的韌窩、解理特征較明顯。

(3)由于試驗條件限制，雖測到低周和高低周復(fù)合載荷條件下裂紋擴(kuò)展門檻值的大致范圍，但其精確值還需進(jìn)一步試驗確定。另外，高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)制較復(fù)雜，建議進(jìn)一步開展復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)制和裂紋擴(kuò)展速率估算等方面的研究。

[1]Byrne J，Hall R F，Powell B E.Influence of LCF Overloads on Combined HCF-LCF Crack Growth[J].International Journal of Fatigue，2003，25：827—834.

[2]Russ S M.Effect of LCF on HCF Crack Growth of Ti-17 [J].International Journal of Fatigue，2005，27：1628—1636.

[3]Hall R F，Ding J，Byrne J.HCF+LCF Interactions at Ele?vatedTemperature[R].I.R.IResearchReport，No. F61775-02-C4050.

[4]周勝田，羅榮梅，黃寶宗.轉(zhuǎn)子葉片的外物損傷及疲勞壽命試驗研究[J].遼寧工程技術(shù)大學(xué)學(xué)報，2007，26(3)：357—359.

[5]GB/T 6398-2000，金屬材料疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗方法[S].

Study on Initiation and Propagation Characteristics of Low and High Cycle Combined Fatigue Crack in TC11

LIU Hong-bin1，2，CHEN Wei1
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Through the experimental and statistic crack growth investigation of L-HCCF(low and high cy?cle combined fatigue)on the aero-engine blades in TC11,the crack growth law of the L-HCCF in TC11 was studied.Results can be applied to analyze and evaluate the resisting ability of fan/compressor blades against crack growth in L-HCCF loading.They also can be a technology basis for next generation advanced aero-engine.

TC11；L-HCCF；crack growth；growth rate;test

V250.3

A

1672-2620(2012)02-0049-05

2011-04-13；

2011-12-29

劉紅彬(1977-)，男，四川資陽人，高級工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機(jī)強度設(shè)計與試驗研究。