GH3044的高溫低周疲勞性能研究

張仕朝， 于慧臣， 李 影

（1.北京航空材料研究院航空材料檢測研究中心，北京100095;2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京100095;3.先進高溫結構材料國防科技重點實驗室，北京 100095）

GH3044合金為固溶強化鎳基抗氧化合金，在900℃以下具有較高的塑性和中等的熱強性，并具有優良的抗氧化性能，適宜制造900℃以下長期工作的航空發動機主燃燒室和加力燃燒室零部件［1］。航空發動機中的熱端部件，在實際服役條件下，由于長期承受高溫及復雜交變載荷的作用，經常產生高應力（應變）水平的低周疲勞損傷現象。因此，高溫應變疲勞所造成的損傷成為影響此類構件使用壽命的一個不容忽視的因素。本工作對GH3044合金在600℃下應變控制模式的低周疲勞性能進行了分析與測試，研究了循環應力-應變響應行為、應變-壽命關系等，探明了該合金在應變控制下的疲勞變形和損傷的一般規律，并采用多種模型對合金的疲勞壽命進行了預測，可為該合金的部件設計、定壽和延壽工作提供參考依據。

1 試驗材料

試驗用材料為GH3044棒材，材料的密度為8.89×103kg/m3。合金采用電弧爐加真空自耗重溶工藝熔煉，軋制成φ18mm×1000mm的棒材，經固溶（1140℃，保溫1h，空冷）熱處理后，按圖1加工成低周疲勞試樣進行試驗。合金的化學成分見表1。

表1 GH3044合金的化學成分（質量分數/%）Table 1 Chemical composition of superalloy GH3044（mass fraction/%）

2 試驗方法

低周疲勞試驗是在島津EHF-EA10電液伺服疲勞試驗機上進行，試驗采用軸向全應變控制，引伸計的標距為12mm，引伸計通過石英刀口與試樣表面接觸測量標距內的應變。加載波形為總角波，應變比（最小應變與最大應變之比）為-1，試驗溫度為600℃，通過爐內電阻絲輻射加熱試樣，由分布于標距附近的熱電偶控制溫度的波動，溫度波動控制在±2℃。實驗數據的采集由計算機完成，各個試驗均進行至試樣斷裂。試驗方法參照 GB/T 15248—2008《金屬材料軸向等幅低循環試驗方法》［2］中的規定執行。斷裂后的試樣經超聲波清洗后，用掃描電鏡JSM 5600LV觀察了斷口形貌。

圖1 低周疲勞試樣Fig.1 Low cycle fatigue test specimen

3 試驗結果與分析

3.1 循環應力應變行為

材料的循環應力-應變性能反映了材料在低周疲勞下的真實應力-應變特性。循環應力-應變關系可以用應力幅與塑性應變幅來表達［3］，即公式（1）:

其中Δσt/2為循環應力幅，Δεp/2為循環塑性應變幅，n'為循環硬化指數，K'為循環強度系數。圖2所示為GH3044合金在600℃下的循環應力-應變關系曲線，圖中數據點均由半壽命（Nf/2）時的循環滯后回線求得。根據公式（1）采用雙對數坐標對數據進行線性回歸分析，即可得到n'和K'的值，見表2。圖中實線是通過對試驗數據擬合得到的近似曲線。

圖2 GH3044合金600℃下的循環應力-應變曲線Fig.2 Cyclic stress-strain curve of GH3044 alloy at 600℃

表2 GH3044合金的低周疲勞參數Table 2 Low cycle fatigue parameters for GH3044 superalloy at 600℃

3.2 循環應力響應行為

在低周疲勞性能測試中，對每一給定的總應變幅都記錄下應力值隨循環周次的變化情況。應力值隨循環周次的變化（即材料的循環應力響應曲線）宏觀反映了合金在不同溫度下及其他試驗條件下的應變硬化/軟化行為，是材料微觀組織變化的宏觀體現。圖3為GH3044合金600℃下的循環應力響應曲線。由圖3可見，在不同的外加總應變幅下，GH3044合金600℃時均表現為循環硬化現象，這由于在疲勞循環變形過程中，位錯間以及位錯與析出相間的交互作用均會對位錯運動產生強烈的阻礙作用，使位錯塞積，這就必須增大外加載荷才能維持應變恒定，從而導致循環應力增加即發生循環應變硬化［4］;圖中還出現應力突然下降的階段，這種突然下降是由于經過多次的循環變形，材料出現疲勞損傷而進入裂紋失穩擴展的階段。

圖3 GH3044合金600℃的循環應力響應曲線Fig.3 Cyclic stress response curves at 600℃

3.3 LCF 壽命預測

3.3.1 Manson-Coffin方程

目前國內材料數據手冊處理低周疲勞時沿用Manson-Coffin方程。對于總應變控制的低周疲勞試驗，總應變幅由塑性應變幅和彈性應變幅兩部分組成［5］，即有:

式中 Δεe/2，Δεp/2，Δεt/2分別為彈性應變幅、塑性應變幅和總應變幅。對于不存在穩定遲滯回線的材料，塑性應變幅和彈性應變幅通常由半壽命時的應力-應變遲滯回線求得。而且二者與疲勞壽命Nf分別有如下關系:

式中σ'f為疲勞強度系數，ε'f為疲勞延性系數，2Nf為斷裂時加載反向數，b為疲勞強度指數，c為疲勞延性指數，E為彈性模量MPa，為了更實際的反映低周疲勞特性，實際運算中彈性模量取循環條件下的動態彈性模量［6］。總應變幅與材料的低周疲勞壽命間的關系可表示為:

Manson-Coffin方程的壽命預測結果如圖4所示。由圖4可見，所有數據點基本落在2倍的分散帶以內。

圖4 Manson-Coffin方程預測結果Fig.4 Life prediction result predicted by Manson-Coffin equation

3.3.2 數冪函數方程

傅惠民［7］在對大量的ε-N曲線試驗數據進行分析和研究后提出了三參數冪函數方程:

式中Δε0，m，c均為待定常數。

目前MMPDS-04［8］在處理低周應變疲勞試驗數據時也采用三參數冪函數公式。三參數冪函數方程的壽命預測結果如圖5所示。由圖5可見，所有數據點基本落在2倍的分散帶以內。

圖5 三參數冪函數預測結果Fig.5 Life prediction result predicted by three-parameter power function

3.3.3 拉伸滯后能模型

拉伸滯后能模型由Ostergren［9］提出，該方法認為低周疲勞損傷由試樣吸收的拉伸滯后能或應變能來控制的。可近似將滯后能ΔW表征為非彈性應變Δεin和峰值拉伸應力σmax的乘積，而滯后能與疲勞壽命之間遵循冪指數關系:

Δεin為非彈性應變，純疲勞時用塑性應變Δεp代替。

拉伸滯后能壽命模型方程的壽命預測結果如圖6所示。由6圖可見，所有數據點落在1.66倍的分散帶以內。

圖6 拉伸滯后能模型預測結果Fig.6 Life prediction result predicted by Ostergren model

3.4 壽命預測能力的定量評定

工程上常用一種壽命預測模型對試驗數據的相關能力來評定該預測模型的預測能力。試驗數據的相關能力可用分散帶（表明預測壽命和觀測壽命的偏離程度）和標準差（表明數據組在平均值附近的程度）2個統計量來表示。標準差越小，表示模型的壽命預測能力越好。標準差s通常定義如下:

式（9）中，Npre代表預測壽命，Nob代表實測壽命，n為數據點數。相應的分析結果見表3。由表3和圖4～圖6可以看出，拉伸滯后能模型無論從分散帶還是標準差方面比較，都比Manson-Coffin方程和三參數冪函數方程對GH3044合金600℃下的LCF壽命有更好的預測精度。

3.5 低周疲勞斷口形貌

對GH3044合600℃下的低周疲勞斷口形貌進行了觀察，當應變幅較大時，斷口疲勞區較小，應變幅較小時，斷口疲勞區所占的比例較大，均可見疲勞斷裂的3個區域，即疲勞源區、擴展區和瞬斷區。圖7和圖8分別為 GH3044合金600℃下高應變幅（Δεt/2=0.8%，Nf=570）和低應變幅（Δεt/2=0.3%，Nf=13215）的疲勞斷口形貌特征。由圖可見，不同應變幅下疲勞裂紋均沿著試樣表面起裂，但高應變幅下，疲勞裂紋沿試樣表面呈多點起源（見圖7a），且源區附近可見明顯的放射棱線形貌;而低應變幅下，疲勞斷口起源于試樣的表面，且為點源（見圖8a），不同應變幅下擴展區可見明顯的疲勞條帶及二次裂紋的特征（見圖7b、見圖8b），瞬斷區呈現韌窩斷裂特征，但韌窩較淺，有擦傷痕跡（見圖7c、見圖 8c）。

表3 壽命預測能力評估結果Table 3 Evaluation of life prediction

4 結論

（1）GH3044合金在600℃時在不同應變幅下均呈現循環硬化的現象;

（2）Manson-Coffin方程、三參數冪函數方程和拉伸滯后能模型（Ostergren）對GH3044合金600℃時壽命預測精度在基本在±2倍分散帶以內，但拉伸滯后能模型的壽命預測結果無論從標準差，還是分散帶等方面比較都比Manson-Coffin方程、三參數冪函數公式的壽命預測精度好;

（3）疲勞裂紋均從試樣表面處起源，但高應變幅下呈現多源特征，低應變幅下呈現單源特征。

［1］《中國航空材料手冊》編輯委員會.中國航空材料手冊（第2卷）:變形高溫合金鑄造高溫合金［M］.北京:中國標準出版社，2002:203.

（China aeronautical materials handbook Edit Committee.China aeronautical materials handbook（Vol.2）:Wrought superalloys Cast superalloys［M］.Beijing:China Standard Press，2002:203）

［2］GB/T15248-2008金屬材料軸向等幅低循環疲勞試驗方法［S］.北京:中國標準出版社，2008.

［3］ Suresh.S.Fatigue of Material［M］.Cambridge:Cambridge University Press.1998.

［4］王拴柱.金屬疲勞［M］.福州:福建科學技術出版社，1985，73.

［5］ASTM E606 Standard Practice for Strain-controlled Fatigue Testing［S］.2005.

［6］張國棟，蘇彬，王泓，等.彈性模量對低周疲勞性能參數的影響［J］.航空動力學報，2005，20（5）:768-771.

（ZhANG Guo-dong，Su Bin，Wang Hong，et al.Effect of elastic modulus on parameter of low cycle fatigue performance［J］.Journal of Aerospace Power，2005，20（5）:768-771）

［7］傅惠民.ε-N曲線三參數冪函數公式［J］.航空學報，1993，14（3）:173-176.

（Fu H M.A formula of three-parameter power function for ε – Ν curves［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1993，14（3）:173-176.（in Chinese））

［8］ Federal Aviation Administration（FAA）.MMPDS-04（The Metallic Materials Properties Development And Standardization Handbook）［M］，2009.

［9］OSTERGREN W J.A damage function and associated failure equation for predicting hold time and frequency effects in elevated temperature low cycle fatigue［J］.Journal of Testing and Evaluation，1976，4（5）:327-339.