TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴展特性研究

劉紅彬，陳偉

TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴展特性研究

劉紅彬1，2，陳偉1

(1.南京航空航天大學能源與動力學院，江蘇南京210016；2.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

通過對航空發動機葉片用TC11材料在高低周復合載荷下進行裂紋擴展試驗，研究了TC11材料高低周復合疲勞裂紋擴展規律，得到了高低周載荷條件下的裂紋穩態擴展曲線及斷口特征。其結果可對風扇/壓氣機葉片抗高低周復合載荷下的裂紋擴展能力進行分析和評估，為下一代先進航空發動機設計提供技術支撐。

TC11；高低周復合疲勞；裂紋擴展；擴展速率；試驗

1 引言

目前，鈦合金材料在航空發動機葉片上廣泛使用，其疲勞特性及裂紋擴展引起了普遍關注。由于發動機有時會處于瞬時超轉狀態，Hall、Stephan等開展了低周過載對高周裂紋擴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展特性影響不一。分析認為，當低周過載引起材料內部缺陷時，會加速裂紋擴展，反之則會促使裂紋閉合。Hall等還通過高溫分析，認為高溫導致材料軟化，會減弱低周過載對鈦合金材料裂紋擴展特性的影響[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)板試件側邊，模擬轉子葉片進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系。結果表明，沖擊產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展速率試驗和高低周復合疲勞裂紋擴展速率試驗，來研究TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴展特性。

2 TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴展特性試驗

2.1 試驗件

裂紋擴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]的有關要求設計，并采用線切割加工而成，尺寸見圖1。裂紋擴展方向垂直于軋制方向，按照GB/T 6398設計并加工了專用夾具(材料為65Mn，如圖2所示)。

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

圖2 裂紋擴展試驗組件Fig.2 Crack propagation test components

試驗前，對CT試樣兩側進行拋光處理，并用高度游標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 疲勞裂紋的預制

疲勞裂紋擴展速率試驗試樣需預制疲勞裂紋。采用高溫拉扭復合加載疲勞試驗機MTS809-25T，在緊靠疲勞試驗前進行，且與試驗載荷波型相同，最后一級載荷與裂紋擴展測試所需載荷相同，預裂紋目標長度為2.0 mm。

2.3 裂紋擴展速率試驗

試驗在MTS809-25T上進行，通過TESTSTAR軟件系統控制。試驗包括應力比R=0.1的低周疲勞裂紋擴展速率試驗，R=0.5、0.6、0.7的高低周復合疲勞裂紋擴展速率試驗，高低周循環比m=1 000。

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

復合循環塊中的高周循環應力比Rminor為：

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

試樣的應力強度因子幅值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 以高周應力強度因子幅值ΔKminor計的擴展速率

在穩態擴展階段，擴展速率da/dN與ΔK可描述為Paris冪函數關系：

式中：C、n為系數。上式兩邊分別取對數，有：

用最小二乘法對Rminor=0.5的高低周復合裂紋擴展試驗結果進行擬合，分析中只計復合循環塊中高周循環次數NHCF和ΔKminor，從而可得C=6.348 95× 10-8，n=2.477，相關系數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的高低周復合裂紋擴展試驗結果進行擬合，擬合曲線分別為

圖6中示出了Rminor=0.5、0.6和0.7時以ΔKminor計的高低周復合裂紋擴展試驗結果及擬合曲線。

2.3.2 以總應力強度因子幅值ΔKtotal計的擴展速率

用最小二乘法對Rminor=0.5的高低周復合裂紋擴展試驗結果進行擬合，分析中只計復合循環塊的次數NB和ΔKtotal，表達式如下：

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的高低周復合裂紋擴展試驗結果以NB和ΔKtotal表示的冪函數進行擬合，擬合曲線分別為

圖7中給出了Rminor=0.5、0.6和0.7時，以ΔKtotal計的高低周復合裂紋擴展試驗數據及擬合曲線。

試驗后，還進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，高低周復合疲勞裂紋擴展斷口與低周疲勞裂紋擴展斷口的微觀形貌有較大區別，低周疲勞裂紋擴展斷口的疲勞條帶較明顯。在ΔK相同條件下，高低周復合疲勞的ΔKtotal較大，并隨Rminor的增大而增加，從而導致裂紋尖端張開程度較大，裂紋擴展過程中的韌窩、解理特征較明顯。

3 高低周復合載荷對擴展速率的影響分析

3.1 L-HCCF與HCF裂紋擴展速率的比較分析

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

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

3.2 Rminor對L-HCCF裂紋擴展速率的影響分析

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

圖7 TC11高低周載荷下的裂紋擴展速率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，高低周復合循環載荷塊中高周循環的Rminor越大，ΔKtotal也越大。在較大的ΔKtotal下，裂紋張開程度較高，因此裂紋擴展速率也較高。

3.3 L-HCCF與LCF裂紋擴展速率的比較分析

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

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

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

4 結論及建議

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

(2)低周疲勞裂紋擴展斷口與高低周復合疲勞裂紋擴展斷口的微觀形貌區別較大，低周疲勞裂紋擴展斷口疲勞條帶較明顯。在應力強度因子幅值相同條件下，高低周復合疲勞總應力強度因子較大，并隨應力比的增大而增加，從而導致裂紋尖端張開程度較大，裂紋擴展過程中的韌窩、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合載荷條件下裂紋擴展門檻值的大致范圍，但其精確值還需進一步試驗確定。另外，高低周復合疲勞裂紋擴展機制較復雜，建議進一步開展復合疲勞裂紋擴展機制和裂紋擴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.轉子葉片的外物損傷及疲勞壽命試驗研究[J].遼寧工程技術大學學報，2007，26(3)：357—359.

[5]GB/T 6398-2000，金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法[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，主要從事航空發動機強度設計與試驗研究。