TC11和TC4鈦合金室溫/400℃疲勞裂紋擴展特性研究

黃新躍, 張仕朝, 魯 原, 于慧臣

(北京航空材料研究院,北京 100095）

TC11和TC4鈦合金室溫/400℃疲勞裂紋擴展特性研究

黃新躍, 張仕朝, 魯 原, 于慧臣

(北京航空材料研究院,北京 100095）

TC11和TC4這兩種變形對這兩種鈦合金室溫和400℃的疲勞裂紋擴展試驗結果及其特性進行了分析。試驗結果顯示,兩種鈦合金的室溫疲勞裂紋擴展速率的數據比較集中,而400℃時的分散性比較大。通過對造成數據分散性的原因分析,認為以平均值為期望值的線性回歸擬合方法會造成偏危險的估計,因此提出了以數據上邊界為基礎的Paris擬合方法。根據兩種鈦合金的室溫和400℃時的數據,發現TC11的裂紋擴展速率比較低,具有較好的損傷容限性能。

鈦合金;疲勞;裂紋擴展速率;數據擬合

TC11是我國開發的名義成分為Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.25Si的高溫鈦合金[1,2],可在500℃以下長期使用,具有良好的綜合性能,主要用來制作航空發動機的壓氣機盤、轉子葉片等構件。TC4鈦合金是一種在飛機結構上廣泛使用的鈦合金,具有優異的綜合性能,長時間工作溫度達到400℃,在航空發動機上也主要應用于壓氣機部件[3,4]。TC11和TC4都是 α+β型變形鈦合金,其微觀結構包括 α和 β兩種組織,α相是密排六方結構,為常溫組織,β相是體心立方結構,為高溫組織。這兩種組織的結合使得鈦合金能夠用于航空發動機的低壓部件。壓氣機是航空發動機的重要組件,轉子結構是壓氣機中的主要受力零件,在幾乎每秒上萬轉的高速旋轉狀態下工作,承受著很高的離心負荷、振動負荷和熱負荷,有時還面臨機場沙塵環境,或者承受環境介質的腐蝕與氧化作用,工作條件十分惡劣。葉片由于高溫蠕變、外物損傷、原始材料缺陷等原因產生微裂紋,在疲勞載荷的作用下,可能逐漸擴展造成葉片折斷[5]。折斷的葉片碎片會進而打壞發動機其他部件,造成停車等事故。經驗教訓使得損傷容限設計思想得到發展和應用,美國空軍在2002年版航空發動機完整性大綱中,將那些可能由于斷裂造成發動機嚴重事故的部件定義為斷裂關鍵件,對斷裂關鍵件要進行損傷容限設計,對材料含缺陷特性要進行疲勞斷裂分析和試驗測試[6,7],比如裂紋擴展試驗。

對于材料的長裂紋擴展特性,目前通用的方法是采用中心裂紋拉伸試樣或單邊裂紋的緊湊拉伸試樣進行試驗[8,9]。材料裂紋擴展速率da/dN和裂紋擴展驅動力 Δ K的雙對數關系一般呈現三個典型的階段特征,見圖1的曲線所示,其中,I區是低 Δ K區段,表征了裂紋擴展門檻值特征,Ⅲ區是裂紋快速擴展至斷裂的區段,中間的Ⅱ區是裂紋穩定擴展區段,Ⅱ區內da/dN和 Δ K的雙對數關系可以近似地用一條直線表示[10],但是在直角坐標下,da/dN和Δ K是指數關系,其表達式為:

式中,a是裂紋長度,N是疲勞載荷循環數,Δ K是應力強度因子范圍,C,n是材料常數。

圖1 典型的裂紋擴展三階段示意圖Fig.1 Schematic of three regions of typical crack-growth curve

對Ⅱ區的疲勞裂紋擴展數據,一般采用線性回歸(最小二乘法）的Paris公式進行直線擬合,這是一種以平均值為期望值的數據處理方法,對數據分散性很小的情況不會引起明顯的誤差。但是高溫裂紋擴展速率試驗數據經常是分散的,用基于平均值的擬合方法就會存在問題。本文研究了室溫和高溫下TC4和TC11鈦合金裂紋擴展性能的特征,對裂紋擴展分散性的原因進行了討論,并提出了比較安全的數據擬合方法。

1 材料和力學性能

1.1 材料

TC11和TC4合金的化學成分分別見表1和表2。

表1 TC11鈦合金的化學成分(質量分數/%）Table 1 Chemical composition of TC11 alloy(mass fraction/%）

表2 TC4鈦合金的化學成分(質量分數/%）Table 2 Chemical composition of TC4 alloy(mass fraction/%）

1.2 拉伸性能

TC11和TC4合金的室溫(按20℃計）和400℃的拉伸性能分別見表3和表4。對比表3和表4數據,可以看出,TC11合金的室溫和400℃的屈服強度、抗拉強度均比TC4合金都略高一些。

表3 TC11鈦合金拉伸性能Table 3 Mechanical properties of TC11 alloy

表4 TC4鈦合金拉伸性能Table 4 Mechanical properties of TC4 alloy

2 裂紋擴展試驗過程和數據

2.1 試驗過程

裂紋擴展速率試驗室溫采用國標GB/T6398—2000,高溫采用航空標準HB 7680—2000。試樣形狀為緊湊拉伸(CT）試樣,試樣寬度W=40 mm,厚度B=10 mm。最小與最大載荷之比(應力比R）為0.1。裂紋擴展量室溫時采用讀數顯微鏡測量,高溫時采用長距離顯微鏡和圖像系統測量。

2.2 TC11鈦合金裂紋擴展速率試驗數據

圖2為TC11鈦合金在不同溫度下的裂紋擴展曲線,其中實心三角形代表室溫(RT）的裂紋擴展速率數據,空心菱形代表400℃的數據。從圖2可以看出,室溫時,裂紋擴展數據分散性很小,400℃時,分散性明顯增加。由于數據非常分散,低速部分與室溫的數據點重合,而高速部分裂紋擴展速率有所增加。數據分散的原因一方面可能是材料的高溫特性本身,另一方面可能是試驗中裂紋測量誤差,因為高溫時裂紋長度測量的準確性有所下降。

2.3 TC4鈦合金裂紋擴展速率試驗數據

圖3為TC4合金在不同溫度下的裂紋擴展曲線,其中實心三角形代表室溫的裂紋擴展速率數據,空心菱形代表400℃的數據。從圖3來看,與TC11鈦合金合金類似,室溫時TC4鈦合金合金的裂紋擴展數據分散性很小,高溫時分散性比較大。但是與TC11鈦合金相比,TC4鈦合金400℃時分散性稍微小些。另外,室溫裂紋擴展速率數據有非常明顯的、如圖1所示的三個階段,低速階段比400℃的數據低很多,中速部分略低于400℃的數據,部分與其重合,而高速部分裂紋擴展速率比400℃的速率還要高,溫度的提高對TC4鈦合金的低速裂紋擴展速率的促進作用比較明顯。

3 分析與討論

3.1 裂紋擴展速率擬合方法討論

采用標準試驗方法獲得的室溫裂紋擴展速率da/dN-Δ K數據,通常分散性很小,所以采用Paris公式擬合時,一般取以平均值為期望值的最小二乘法線性回歸就可以了。但是本研究中,TC11鈦合金400℃的da/dN-Δ K數據分散性比較大,如果仍然采用這種基于平均值的擬合方法,數據很可能偏危險。裂紋擴展速率曲線的解讀與其他材料力學性能不同,其危險點是數據的上邊界,因為裂紋擴展速率越高,材料或結構的疲勞壽命越短。以TC11鈦合金400℃的da/dN-Δ K數據擬合為例,圖4是圖2的TC11鈦合金400℃da/dN-Δ K數據,其中的細實線是平均值擬合線。為了說明分散性的影響,又做了一條與平均值平行的直線,位于da/dN-Δ K數據分散區的上邊界,見圖4中虛線,兩條直線的Paris公式常數見表5。由于兩條直線斜率相同,所以指數n是相同的,但是常數C不同。兩者相比,上邊界數據擬合方法的裂紋擴展速率是平均值擬合的1.6倍。根據TC11合金的CT試樣的試驗a-N曲線比較也發現,兩個不同擴展速率的試樣,其裂紋擴展壽命相差近1倍。所以,對分散性大的da/dN-Δ K數據,采用傳統的線性回歸處理方法是不合適的。

表5 兩種擬合方法得到的Paris公式系數Table 5 The coefficients obtained by two regression methods

圖4 在400℃下TC11鈦合金 da/dN-Δ K曲線的兩種擬合方法Fig.4 The da/dN-Δ K data of TC11 alloy at 400 ℃with two regression curves

3.2 兩種鈦合金的裂紋擴展特性比較

TC11和TC4都是 α+β型變形鈦合金,都具有優異的綜合性能,較好的疲勞性能,長時間工作溫度都達到了400℃。圖5和圖6分別給出了這兩種鈦合金室溫和400℃時裂紋擴展速率的比較,這些數據表明,無論是室溫還是在400℃,TC11鈦合金的裂紋擴展速率都比TC4鈦合金低,說明TC11鈦合金抗裂紋擴展能力比TC4鈦合金有一些提高,也就是說,TC11鈦合金室溫和400℃的損傷容限性能都優于TC4鈦合金。

4 結論

從疲勞裂紋擴展試驗的結果來看,TC11鈦合金的400℃裂紋擴展速率數據比較分散,有材料本身特性的原因,也有高溫測試方法的原因。在存在較大分散性的情況下,常規的以平均值為期望值的Paris公式處理就不適用了,因為會得到偏危險的預測結果。解決的方法之一是采用上邊界數據擬合方法,簡單的說,就是把中值Paris公式向上平移,使所有數據點都在其下,這樣的擬合方法是比較合理的。通過試驗數據比較還發現,TC11合金的抗疲勞裂紋擴展性能比TC4合金要高,特別是在低 Δ K范圍。

[1]畢中南,張麥倉,周世杰,等.TC11合金熱變形特性及變形參數對組織的影響[J].航空制造技術,2009,(10）:77-81.

[2]董潔,李渭清,馮永琦,等,鍛造工藝對TC11餅材顯微組織的影響[J].稀有金屬快報,2006,25(11）:26-31.

[3]李重河,朱明,王寧,等.鈦合金在飛機上的應用[J].稀有金屬,2009,33(1）:84-91.

[4]中國航空材料手冊 第2版[M].北京:中國標準出版社,2002.

[5]Lucjan WITEK,Crack propagation analysis of mechanically damaged compressor blades subjected to high cycle fatigue[J].Engineering Failure Analysis,2011,(18）:1223-1232.

[6]趙福星.以耐久性和損傷容限為中心的現役發動機壽命控制方法[J].航空動力學報,2001,16(4）:305-308.

[7]許鄂俊.缺陷、損傷、微裂紋對航空發動機構件服役總壽命及可靠性的影響[J].航空發動機,2003,29(2）:11-15.

[8]GB/T 6398—2000金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法[S].北京:中國標準出版社,2001.

[9]HB 7680—2000金屬材料高溫疲勞裂紋擴展速率試驗方法[S].北京:中國航空工業總公司第三〇一研究所,2000.

[10]PARIS PC,ERDOGAN F.A critical analysis of crack propagation laws[J].Trans ASME Series D,1963,85:528–35.

Investigation on Fatigue Crack Propagation Behavior of TC11 and TC4 Ti Alloys at Room Temperature and 400℃

HUANG Xin-yue, ZHANG Shi-chao, LU Yuan, YU Hui-chen
(Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China）

The fatigue crack propagation behaviors of two brands titanium alloys,TC11 and TC4,are studied.Fatigue crack propagation rate tests at room temperature and 400℃were carried out.Results of the tests indicate that the experimental data at 400℃seems more scatter than data at room temperature for both Ti alloys,especially for TC11.The reason of data scatter is discussed.Because of the high data scatter,the linear regression based on the average expectation is no longer suitable.Thus the prediction is non-conservative because of the large deviation of crack propagation rates on the high rate side.A new data fitting policy based on high propagation rate points is proposed.It is found that at room temperature and400℃,the crack propagation rate of TC11 is slower than TC4.Consequently TC11 is better than TC4 from the damage tolerance point of view.

titanium alloy;fatigue;crack propagation rate;data fitting.

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.5.016

TG146.2

A

1005-5053(2011）05-0082-04

2010-09-20;

2011-02-02

黃新躍(1959—）,女,博士,研究員,從事疲勞斷裂研究,(E-mail）xinyuehuang@yahoo.com.hk。