TC4焊接接頭的外物沖擊損傷微觀組織分析

紀朝輝，許東成，賈 鵬

（中國民航大學天津市民用航空器適航與維修重點實驗室，天津 300300）

TC4焊接接頭的外物沖擊損傷微觀組織分析

紀朝輝，許東成，賈 鵬

（中國民航大學天津市民用航空器適航與維修重點實驗室，天津 300300）

采用微束等離子弧在鈦合金上進行堆焊，用落錘法模擬發動機壓氣機葉片工作過程中受到的外物損傷，研究沖擊后鈦合金母材、熱影響區、堆焊層損傷部位的缺口尺寸和微觀組織。試驗結果表明：沖擊缺口深度和寬度隨沖擊能量的增加而線性增加；沖擊能量相同，堆焊層FOD尺寸最大，其次是熱影響區，母材缺口尺寸最小；落錘法產生的FOD損傷有表面裂紋、亞表面塑性變形、亞表面微孔、亞表面裂紋和絕熱剪切帶；沖擊功為4～8 J時，鈦合金母材、熱影響區、堆焊層出現微孔，熱影響區、堆焊層絕熱剪切帶的微孔在剪切力的作用下發展成裂紋。

外物沖擊損傷；TC4鈦合金；焊接接頭；微束等離子弧焊接；微觀組織

航空發動機地面試車、起飛、降落過程中，小石塊、砂礫等硬質顆粒隨高速氣流吸入發動機，造成葉片的沖擊損傷稱為外物損傷（FOD，foreign object damage），葉片FOD引起的失效是影響航空發動機安全性、可靠性、經濟性的一個重要因素[1-2]，美國從上世紀50年代開始進行相關預防性措施的研究，但目前對于毫米量級外物引起的FOD總是難以避免[3-4]。

壓氣機葉片在服役過程中因氣流沖刷等原因經常在葉片前緣和后緣等部位出現尺寸缺失，發動機原廠家推薦采用堆焊技術修復壓氣機葉片[5]。由于葉片焊接接頭的組織性能與母材不一致，外物損傷機理與母材也存在差異，目前國內尚未展開針對焊接修復葉片的FOD損傷及疲勞失效分析的研究。本文采用落錘法模擬鈦合金焊接接頭受到的外物損傷，以當量能量沖擊后，研究焊接接頭的損傷尺寸和微觀組織形貌。

1 試驗材料及方法

1.1 試驗材料

試驗用TC4鈦合金為寶雞鈦業股份有限公司生產的鈦合金板，厚度為1.0 mm，符合標準GJB 2921-1997，退火狀態供貨。焊絲采用United States Welding Corporation生產的TC4鈦合金焊絲，符合標準AMS 4954。鈦合金和焊絲的成分如表1所示。

表1 TC4板材和焊絲成分Tab.1 Composition of TC4 and welding wire （%）

1.2 試樣制備

焊槍采用LIBURDI LPT50型微束等離子弧焊槍；采用LIBURDI LAWS 500型自動焊接系統控制焊槍行走速率和焊接工藝參數。為避免鈦合金表面雜質影響焊接質量，堆焊前采用丙酮清洗鈦合金試樣并吹干。焊接工藝如表2所示，堆焊后的鈦合金如圖1所示。

表2 鈦合金堆焊工藝Tab.2 Overlay welding parameters

圖1 鈦合金堆焊接頭形貌Fig.1 Morphology of TC4 welded joint

通過機械加工方法將堆焊層域磨平，使堆焊層與TC4鈦合金的厚度一致。

1.3 沖擊損傷試驗

落錘法作為低速沖擊法的一種，具有重復性好、能模擬出明顯殘余應力場等優點[6]。本文采用CEAST 9350型落錘沖擊試驗機進行沖擊試驗，結果如表3所示。

表3 沖擊能量計算結果Tab.3 Calculation of impact energy

本文模擬直徑4 mm、密度為2.43 g/cm3的沙礫以300～450 m/s的速度對葉片沖擊，沖擊能量與沙礫沖擊速度的對應關系如表3所示。沖頭刀口底角60°，前端有半徑0.1 mm的圓弧，沖擊后的FOD尺寸測量如圖2所示。

圖2 缺口尺寸示意圖Fig.2 Schematic map of notch

采用QUANTA 250 FEG型場發射電子顯微鏡觀察沖擊后的微觀組織。

2 試驗結果與分析

2.1 FOD尺寸測試結果

落錘沖擊后的鈦合金母材和等離子弧堆焊接頭的FOD寬度及深度如圖3所示。

圖3 沖擊缺口深度與寬度Fig.3 Width and depth of impact notch

由圖3可以看出，在試驗選定的沖擊能量條件下，鈦合金母材、熱影響區、堆焊層的FOD深度和寬度均隨沖擊能量的增加而線性增加；相同沖擊能量造成的FOD尺寸最大的是堆焊層，其次是熱影響區，尺寸最小的是鈦合金母材。

2.2 FOD損傷形貌

觀察沖擊后的微觀組織，發現落錘法產生的FOD有5種典型特征形貌：表面裂紋、亞表面塑性變形、亞表面微孔、亞表面裂紋以及絕熱剪切帶。典型損傷形式如表4所示。

表4 鈦合金及堆焊接頭損傷形式Tab.4 Damages of TC4 and overlay welding joint

圖4 FOD微觀組織（TC4，E=7 J）Fig.4 Microstructure of FOD（TC4，E=7 J）

TC4鈦合金母材的FOD微觀形貌如圖4所示，熱影響區的FOD微觀形貌如圖5所示，堆焊層的FOD微觀形貌如圖6所示。由圖4（a）、圖5（a）、圖6可看出，FOD的宏觀損傷形貌呈V字形。

鈦合金母材損傷部位表面由于劇烈塑性變形，造成表層材料隨落錘沖頭運動產生劇烈滑移變形，當剪切強度大于鈦合金強度極限后，產生表層鈦合金流失[7]（如圖4（b）所示）；在損傷部位的亞表面，由于沖擊過程中極高的損傷變形速率導致材料劇烈溫升，鈦合金的熱傳導速率較低，在亞表面造成局部區域溫度過高，產生絕熱剪切帶（如圖4（c）所示）[8]；進一步放大觀察，發現在亞表面存在微孔，其成因需進一步研究。

與鈦合金母材的損傷相同，熱影響區損傷部位的表面由于劇烈塑性變形也出現材料流失（如圖5（b）所示），亞表面出現微孔；熱影響區的損傷部位的中部，距離表面約200 μm的區域，在絕熱剪切帶上發生撕裂形成裂紋（如圖5（c）所示）。

堆焊層的材料流失分2種：第1種為表面劇烈滑移變形造成的材料流失（如圖6區域A所示），該種材料流失原理與鈦合金、熱影響區表面的材料流失機理相同；第2種為亞表面絕熱剪切帶上因劇烈變形產生的裂紋沿絕熱剪切帶擴展形成的材料流失（如圖6區域B所示）。

TC4鈦合金為α+β型兩相鈦合金，退火狀態下其微觀組織為α相基體上均勻分布起強化作用的β相；堆焊層內部為交錯的α′相針狀馬氏體組成的網籃組織，該組織的斷裂韌度比α+β退火態組織低50%；熱影響區主要由α′相、初生α相和β相組成，熱影響區的α′相馬氏體含量低于焊縫區，且馬氏體針較細小，該組織的斷裂韌度介于母材和堆焊層之間。由于焊接過程中產生的殘余應力較大，堆焊層的網籃組織斷裂韌度較低，抵抗裂紋開裂擴展的能力差，在沖擊功作用下，堆焊層FOD變形區的亞表面產生絕熱剪切帶，同時在變形區產生微孔；隨著沖擊過程的發展，絕熱剪切帶的變形量快速增加，絕熱剪切帶上的微孔作為裂紋源沿著材料流變方向發展成為裂紋，當裂紋沿絕熱剪切帶向兩邊擴展至表面，造成材料流失（如圖7所示）。退火處理的鈦合金母材沒有殘余應力，α相基體可開動的滑移系較網籃組織多，可承受更大的剪切變形，所以在相同沖擊功作用下，鈦合金母材的微孔未發展成為裂紋。

圖5 FOD微觀組織（熱影響區，E=7 J）Fig.5 Microstructure of FOD（HAZ，E=7 J）

圖6 FOD微觀組織（堆焊層，E=7 J）Fig.6 Microstructure of FOD（overlay welding layer，E=7 J）

圖7 絕熱剪切帶裂紋擴展示意圖Fig.7 Schematic map of crack propagation in adiabatic shear band

3 結語

1）鈦合金母材、熱影響區、堆焊層的FOD深度和寬度均隨沖擊能量的增加而線性增加；沖擊能量相同時，堆焊層的FOD尺寸最大，其次是熱影響區，缺口尺寸最小的是母材；

2）落錘法產生的FOD損傷形式有表面裂紋、亞表面塑性變形、亞表面微孔、亞表面裂紋和絕熱剪切帶；

3）沖擊功為4～8 J時，鈦合金母材、熱影響區、堆焊層出現微孔，熱影響區、堆焊層絕熱剪切帶的微孔在剪切力的作用下發展成裂紋。

[1]關玉璞,陳 偉,高德平.航空發動機葉片外物損傷研究現狀[J].航空學報,2007,28(4):851-857.

[2]CHEN X.Foreign object damage on leading edges of a thin blade[J]. Mechanics of Materials,2005,37(4):447-457.

[3] 周勝田,羅榮梅,黃寶宗.轉子葉片的外物損傷及疲勞壽命試驗研究[J].遼寧技術工程大學學報,2007,26(3):357-359.

[4]包珍強,胡緒騰,宋迎東.不同沖擊角度外物損傷對TC4鈦合金高循環疲勞強度的影響[J].航空動力學報,2015,30(9):2226-2233.

[5]曲 伸,宋文清,黃青松,等.先進航空焊接技術[J].航空制造技術, 2013,431(11):32-35.

[6]潘 輝,趙振華,陳 偉.航空發動機葉片外物損傷試驗模擬方法[J].航空發動機,2012,38(1):51-54.

[7]SPANRAD S,TONG J.Characterization of foreign object damage(FOD) and early fatigue crack growth in laser shock peened Ti-6AL-4V aerofoil specimens[J].Procedia Engineering,2011,2(1):1751-1759.

[8]張雪強.鈦合金葉片外物損傷試驗與數值模擬研究[D].南京:南京航空航天大學,2013.

（責任編輯：楊媛媛）

Microstructure of TC4 welded joint damaged by foreign object

JI Zhaohui,XU Dongcheng,JIA Peng
（Civil Aircraft Airworthiness and Maintenance Key Lab of Tianjin,CAUC,Tianjin 300300,China）

FOD（foreignobjectdamage）simulationofaircraftenginecompressorbladesisconductedbydrophammermethod on TC4 welded joint with micro plasma arc welding,studying the micro structure,depth and width of FOD.Results show that the depth and width of FOD increase linearly with the impact absorbing energy.Given the same impact absorbing energy,the size of FOD reaches its maximum at surfacing layer,then at HAZ（heat affected zone）,and minimum at base-metal.The damage form generated by drop hammer method includes surface cracks,subsurface plastic deformation,subsurface microvoid,subsurface cracks and adiabatic shear zones.Given 4～8 J impact absorbing energy,microvoid appeares at the base titanium alloy metal,HAZ as well as surfacing layer,and is developed into cracks under the action of shear forces at HAZ and adiabatic shear zones.

foreign object damage;TC4 titanium alloy;welded joint;micro plasma arc welding;microstructure

TG456.2；V232.4

：A

：1674－5590（2016）06－0043－04

2016-03-10；

：2016-04-13

：民航科技創新引導資金項目（MRHD20130104）

紀朝輝（1963—），男，吉林松原人，教授，碩士，研究方向為表面工程和材料加工.