單多軸變幅加載下TC21鈦合金疲勞特性

田玉杰， 尚德廣， 陳 宏， 劉建中

(1.北京工業大學機械工程與應用電子技術學院，北京100124;2.北京航空材料研究院，北京100095)

鈦及鈦合金相對于其他金屬材料具有密度低、比強度高、耐腐蝕性能好等優點，因此逐漸被廣泛應用于各個工業領域，尤其在航空工業中的應用范圍越來越廣［1］。TC21鈦合金是為了滿足航空飛行器要求而研制的高強韌新型鈦合金，因此在航空領域應用中具有重要地位。

工程部件由于結構復雜或同時承受多個方向上的交變載荷，通常呈現三維應力應變狀態，容易產生疲勞破壞［2］，從而造成重大安全事故。目前對鈦合金單軸疲勞特性［3～8］和微觀方面的研究［9～11］已經較為成熟，而多軸疲勞特性方面的研究［12］相對較少。在變幅疲勞方面，有諸多學者對于單軸變幅載荷的高低載荷加載順序對疲勞壽命的影響進行了研究。蔣小松等人［13］研究了單軸恒、變幅載荷對于疲勞壽命的影響，并且從微觀角度給予了解釋。顏鳴皋等人［14］在變幅載荷下對幾種飛機結構材料的疲勞裂紋擴展行為及其壽命預測方法進行了評述，并報道了鋁和鈦合金在不同類型超載下的遲滯效應與擴展機制。在金屬多軸變幅疲勞特性方面，Shang等人［15］研究了GH4169合金在多軸變幅載荷下的高溫特性，并發現在拉伸和扭轉方向上有不同的軟硬化特性。有學者著手對恒幅單軸和低周下TC21鈦合金的特性進行研究［1，9］，而對于TC21鈦合金在變幅載荷下的研究較少，本工作研究了TC21鈦合金多軸載荷下疲勞特性和多軸變幅載荷下的疲勞性能。

1 試驗材料與方法

1.1 試驗材料與試件

試件材料為TC21鈦合金，化學成分如表1所示，力學性能如表2所示。薄壁管試件形狀尺寸如圖1所示。

圖1 試件形狀及尺寸Fig.1 Shape and size of specimen

1.2 試驗方法

疲勞試驗在MTS 858拉扭電液伺服疲勞試驗機上進行，使用MTS632.68F-08型拉扭引伸計進行拉-扭應變控制加載，引伸計標距為25mm。所有試驗均采用正弦波加載，試驗頻率為1Hz。加載路徑如圖2所示。時間的具體加載參數見表3。

表1 TC21鈦合金的化學成分(質量分數/%)Table 1 Chemical composition of TC21 titanium(mass fraction/%)

表2 TC21鈦合金的力學性能Table 2 Mechanical properties of TC21 titanium

圖2 加載應變路徑示意圖 (a)單軸拉壓;(b)單軸純扭;(c)拉扭比例;(d)拉扭45°非比例;(e)拉扭90°非比例Fig.2 Loading paths (a)tension loading;(b)torsion loading;(c)proportional loading; (d)45°non-proportional loading;(e)90°non-proportional loading

表3 疲勞試驗加載控制參數Table 3 Multiaxial fatigue loading parameters

2 恒幅加載下的疲勞性能

2.1 單軸恒幅加載下的疲勞性能

圖3為試件在A，B載荷下的應力-循環壽命曲線。由圖3可以看出，A載荷下即等效應變幅值Δεeq/2=0.75%時，拉伸應力最大值在循環壽命前期減小明顯，后期變化不明顯，這說明材料在循環壽命前期存在明顯軟化但后期軟化不明顯的情況。前期軟化過程大約占整個壽命循環周期的35%，后面過程由于軟化不明顯可以認為基本穩定。B載荷下等效應變幅值Δεeq/2=0.55%時拉伸應力最大值在整個壽命周期基本穩定，只在初期有一點微弱的變化，然后迅速達到穩定直至試件出現裂紋。

由此可知，該鈦合金單軸拉壓下的疲勞特性表現為循環軟化，且軟化程度與加載應變幅值大小有關，應變幅值越大鈦合金循環軟化越明顯。

圖3 單軸拉壓加載下應力壽命曲線Fig.3 Change ofmaximum axial stress with cycle number under tension loading

圖4為試件在純扭載荷C，D，E下的應力-循環壽命曲線。由圖4可以看出，在C和D載荷下，扭轉最大應力在循環壽命周期前期明顯減小，然后達到基本穩定。說明材料經過壽命初期迅速軟化后達到基本穩定。在E載荷下，扭轉最大應力在整個循環壽命周期基本保持不變，可以認為處于穩定狀態。

比較三條曲線可以看出，TC21鈦合金在等效應變幅值Δεeq/2=1.0%時前期的軟化過程比等效應變幅值 Δεeq/2=0.8%時明顯;當等效應變幅值Δεeq/2=0.6%時，合金沒有出現明顯軟化現象。由此可知，TC21鈦合金在純扭轉加載時表現出軟化特征。軟化程度與其所受的等效應變幅值大小有關，等效應變幅值越大，循環軟化越明顯。

圖4 單軸純扭加載下應力壽命曲線Fig.4 Change ofmaximum shear stresswith cycle number under torsion loading

2.2 多軸恒幅加載下的疲勞性能

圖5為多軸比例載荷F加載時的應力-循環壽命曲線，控制等效應變幅值Δεeq/2=1.0%。由圖可知，拉伸應力最大值和扭轉剪應力最大值在循環壽命初期均迅速減小，到總壽命的30%時達到基本穩定;后期的循環過程中應力最大值均有微弱的減小，但變化過程不明顯;由此可知，多軸比例加載下TC21鈦合金在拉伸和扭轉載荷下均表現出循環軟化特性。

圖5 比例加載下應力壽命曲線Δεeq/2=1.0%Fig.5 Change ofmaximum stress with cycle number under proportional loadingΔεeq/2=1.0%

圖6、圖7為多軸非比例載荷G，H加載時應力-循環壽命曲線，拉伸與扭轉方向應變控制命令相位差為90°。由圖6可知，控制等效應變幅值Δεeq/2 =1.0%時，軸向拉伸應力最大值和扭轉剪切應力最大值在循環初期明顯降低，然后基本達到穩定。

由圖7可以看出，控制等效應變幅值Δεeq/2= 0.6%時，扭轉剪切應力最大值在整個循環壽命周期內略有減小，但變化不明顯。拉伸應力最大值在整個循環壽命周期內呈現降低趨勢。

由此可知，TC21鈦合金在多軸非比例載荷下表現循環軟化的特性，且軟化程度和其所受載荷大小有關，控制應變載荷幅值越大軟化過程越明顯。

3 變幅加載下的疲勞特性

3.1 純扭變幅加載下的疲勞性能

圖8為純扭變幅載荷J下的扭轉剪應力壽命曲線，各級等效應變幅值依次為0.4%，0.6%，0.8%和1.0%，每一級載荷加載20周。由圖中可以看出，在循環壽命前期，材料表現出循環軟化特性，在半壽命附近材料的應力響應達到基本穩定。由材料在整個循環壽命周期內的扭轉應力響應可以看出，TC21鈦合金在扭轉變幅塊載荷下表現出循環軟化。

圖8 純扭變幅載荷J下剪應力壽命曲線Fig.8 Change ofmaximum shear stress with cycle number under variable amplitude torsional loading J

圖9為TC21鈦合金在第一個循環載荷塊和半壽命附近一個載荷塊內的扭轉應力響應曲線。圖中每一級應力響應曲線前的點都是由于試驗控制引起的載荷過渡點。兩個載荷塊內相同的控制應變載荷水平下的扭轉應力響應均有不同程度的降低。等效應變幅Δεeq/2=0.4%的第一級控制應變水平下，合金在第一個載荷塊內經過幾周的軟化之后迅速達到穩定，在半壽命附近的載荷塊內材料一直處于硬化狀態。等效應變幅Δεeq/2=0.6%的第二級控制應變水平下，合金在第一個載荷塊內經過幾周的軟化之后迅速達到穩定，在半壽命附近的載荷塊內材料經過開始幾周的穩定之后馬上進入硬化狀態。等效應變幅Δεeq/2=0.8%的第三級控制應變水平下，合金在第一個載荷塊內經過開始幾周的穩定之后進入軟化狀態，在半壽命附近的載荷塊內合金經過開始幾周的穩定之后馬上進入緩慢軟化狀態。等效應變幅Δεeq/2 =1.0%的第四級控制應變水平下，合金在第一個載荷塊內經過開始幾周的穩定之后進入快速軟化狀態，在半壽命附近的載荷塊內合金經過幾周之后進入軟化狀態，且軟化過程比上一級應變水平下更為明顯。

圖9 載荷J下兩個載荷塊內的剪應力壽命曲線Fig.9 Change ofmaximum shear stress with cycle number of two blocks under loading J

3.2 多軸變幅加載下的疲勞性能

圖10為等效控制應變幅分別為0.8%，0.6%和0.4%的90°非比例塊載荷K下的軸向拉伸應力壽命曲線。由圖可以看出，每一個載荷塊內0.8%應變幅加載時均表現出軟化的現象。而在0.6%和0.4%應變水平下，在每一個載荷塊內，材料都表現出硬化現象。這說明大應變載荷下的非比例加載對材料的軸向拉壓特性具有強化作用，使后面的小應變載荷下的循環特性出現硬化現象。縱觀整個壽命周期，TC21鈦合金在90°非比例變幅載荷下在拉伸方向表現出軟化特征。

圖10 90°非比例變幅塊載荷K下拉伸方向應力壽命曲線Fig.10 Change ofmaximum axial stress with cycle number under 90°non-proportional variable amplitude loading K

圖11為等效應變幅分別為0.8%，0.6%和0.4%的90°非比例塊載荷K下的扭轉剪應力壽命曲線。圖中，載荷由一級變為另一級載荷時由于控制的原因，都會變為較低的水平再加載至目標值，所以會出現圖中的細長線。由圖可以看出，在0.8%的應變水平下，剪應力在每個載荷塊內都是軟化。在0.6%應變水平下，剪應力最大值在每個載荷塊內基本保持穩定。0.4%應變水平下，剪應力在每個載荷塊內都是硬化。并且可以看出，在每一個載荷塊內，應變幅值由0.4%變為0.8%時，由于過渡階段控制命令的不連續，使得剪應力表現出瞬間增大的現象。但縱觀整個壽命周期，TC21鈦合金在90°非比例變幅載荷下在扭轉方向也表現出循環軟化特征。

圖11 90°非比例變幅加載K下扭轉方向應力壽命曲線Fig.11 Change ofmaximum shear stress with cycle number under 90°non-proportional variable amplitude loading K

圖12和圖13是塊載荷L(由等應變幅的90°非比例、45°非比例、純扭、單周拉壓載荷組成)下的應力壽命曲線。由于在曲線整體中每個載荷塊的內應力響應顯示不明顯，因此根據曲線整體情況取加載開始、半壽命、和加載結束附近各一個完整載荷塊作為分析對象。圖中，每一級應力響應前的點為試驗控制原因引起的載荷命令穩定前的應力響應過渡點。

由圖12可以看出，半壽命附近載荷塊內的拉伸應力響應比加載開始第一個載荷塊內相應的每一級應力響應都低，同時也低于加載結束前載荷塊內相應的每一級應力響應值。這說明材料在塊載荷L下拉伸方向先表現出循環軟化后表現出循環硬化。而在每一個塊內，在每一級控制應變載荷下，拉伸應力響應均是先增加再穩定。即在載荷塊內，TC21鈦合金在拉伸方向表現為循環硬化特性。

由圖13可以看出，三個載荷塊內每一級應變水平下的扭轉剪應力響應是依次降低的，因此在整個壽命周期中，TC21鈦合金在扭轉方向整體表現為循環軟化特性。在循環初期的載荷塊內扭轉方向的應力響應表現為軟化特性，而在半壽命附近的載荷塊內扭轉應力響應基本保持穩定，沒有表現出軟化硬化特性。

圖14和圖15為塊載荷M下的應力壽命曲線。由于在曲線整體中每個載荷塊的應力響應顯示不明顯，因此根據曲線整體情況取加載開始、半壽命附近各一個完整載荷塊作為分析對象。圖中，每一級應力響應前的點為試驗控制原因引起的載荷命令穩定前的應力響應過渡點。

圖14 塊載荷M下拉伸方向應力壽命曲線Fig.14 Change ofmaximum axial stress with cycle number under block loading M

圖15 塊載荷M下扭轉方向應力壽命曲線Fig.15 Change ofmaximum shear stress with cycle number under block loading M

由圖14可以看出，在相應的每一級應變水平下，半壽命附近載荷塊內的拉伸應力響應低于循環壽命初期載荷塊內的應力響應，合金在拉伸方向上整體表現為循環軟化特性。在載荷塊內拉伸應力響應在單軸拉壓載荷和45°非比例載荷下表現為硬化特性，在90°非比例載荷下表現為軟化特性。

由圖15可以看出，在相應的每一級應變水平下，半壽命附近載荷塊內的扭轉剪應力響應低于循環壽命初期載荷塊內的應力響應，合金在扭轉方向上整體表現為循環軟化特性。每個載荷塊內，每一級應變水平下，扭轉剪應力響應均表現為循環軟化特性。

4 討論

變幅載荷下合金在整個壽命周期表現出不同的軟硬化特性，且在不同的載荷下每個載荷塊內的軟硬化特性均有不同。在完成合金的本構關系曲線時考慮到軟硬化特性帶來的影響，采用循環穩定時的數據。同樣在進行壽命預測時，也要考慮到軟硬化的特性。

合金在相同的等效應變幅塊載荷下，非比例載荷和比例載荷不同的加載順序下在拉伸方向表現出了不同的軟硬化特性，在實際加載試驗中，循環壽命也是不同的。而在疲勞壽命預測中如果使用線性疲勞損傷累積模型，在不同的加載順序下計算的預測壽命是相同的。因此，在進行壽命預測時，為得到更為準確的計算結果應該使用非線性疲勞損傷累積模型進行計算。

5 結論

(1)TC21鈦合金在單軸應變控制載荷下，在拉伸和扭轉方向上均表現出循環軟化特性。特性等效應變幅載荷越大，軟化越明顯，小應變幅載荷下基本沒有軟化現象出現。

(2)在多軸比例與非比例應變控制載荷下，TC21鈦合金在拉伸和扭轉方向上整體表現出循環軟化。等效應變幅載荷越大，軟化越明顯。

(3)在應變控制變幅塊載荷下，扭轉方向剪應力響應整體表現為循環軟化，但在單個載荷塊內不同的加載方式和應變幅值下表現出不同的軟硬化特性。拉伸方向應力響應與剪應力響應的表現有所不同，在90°非比例變幅載荷下表現為軟化，但在單軸和非比例的混合載荷下不同的加載順序表現不同的軟硬化特性，單個載荷塊內不同的應變幅值下又有不同的軟硬化特性。

［1］虞忠良，趙永慶，周廉，等.TC21合金應力控制和應變控制的低周疲勞行為［J］.稀有金屬材料與工程，2009，38(2):224-228. (YU Z L，ZHAO Y Q，ZHOU L，et al.Strain and stress controlled low cycle fatigue behaviors of TC21 alloy［J］. Rare Metal Materials and Engineering，2009，38(2):224 -228.)

［2］尚德廣，王德俊.多軸疲勞強度［M］.北京:科學出版社，2007.

［3］黃利軍，黃旭.Ti-1023鈦合金的低周疲勞行為［J］.稀有金屬材料與工程，2006，35(5):703-705. (HUANG L J，HUANG X.Low cycle fatigue behavior of Ti-1023 titanium alloy at room temperature［J］.Rare Metal Materials and Engineering，2006，35(5):703-705.)

［4］金磊，蘇彬.TA15合金低周疲勞性能研究［J］.航空材料學報，2005，25(2):16-19. (JIN L，SU B.Research on low cycle fatigue properties of TA15 titanium alloy［J］.Journal of Aeronautical Materials，2005，25(2):16-19.)

［5］ZHANG SQ，LIS J，JIA M.et al.Low-cycle fatigue properties of a titanium alloy exhibiting nonlinear elastic deformation behavior［J］.Acta Materialia，2011，59:4690-4699.

［6］HE'NAFFG，GLOANEC A-L.Fatigue properties of Ti-Al alloys［J］.Intermetallics，2005(13):543-558.

［7］LIFG，YU X L，JIAO L K，et al.Research on low cycle fatigue properties of TA15 titanium alloy based on reliability theory［J］.Materials Science and Engineering(A)，2006，430(1/2):216-220.

［8］IMAM M A，CHU H P，RATH B B，et al.Fatigue properties of titanium alloy Ti–6Al–2Cb–1Ta–0.8Mo［J］.Materials Science and Engineering(A)，2002，323 (1/2):457-461.

［9］馬少俊，吳學仁，劉建中，等.TC21鈦合金的微觀組織對力學性能的影響［J］.航空材料學報，2006，26(5): 22-25. (MA S J，WU X R，LIU JZ，et al.Influence ofmicrostructures on mechanical properties for TC21 titanium alloy［J］.Journal of Aeronautical Materials，2006，26(5):22 -25.)

［10］劉繼波，王連興，王興國.鈦合金BT9低周疲勞變形結構的研究［J］.鑄造設備與工藝，2009(4):21-23. (LIU JB，WANG L X，WANG X G.Study on low cycle fatigue deformed structure for titanium alloy BT9［J］. Foundry Equipment and Technology，2009(4):21-23.)

［11］SOBIECKI JR，WIERZCHON T.Structure and properties of plasma carbonitrided Ti– 6Al– 2Cr– 2Mo alloy［J］.Surface＆Coatings Technology，2006，200(14/ 15):4363-4367.

［12］王興國，豐崇友，于海生，等.鈦合金比例及非比例加載低周疲勞行為的研究［J］.佳木斯大學學報，2006，24 (1):25-27. (WANG X G，FENG C Y，YU H S，et al.Study on low cycle fatigue of titanium alloy under proportional and nonproportional load［J］.Journal of Jiamusi University，2006，24(1):25-27.)

［13］蔣小松，何國求，劉兵，等.恒變幅載荷下Al-Si-Mg合金的疲勞行為及微觀結構演變［J］.稀有金屬材料與工程，2010，39(1):459-463. (JIANG X S，HE G Q，LIU B，et al.Fatigue behavior and microstructure evolution of Al-Mg-Si alloy under constant and variable amplitude loadings［J］.Rare MetalMaterials and Engineering，2010，39(1):459-463.)

［14］顏鳴皋，張詩捷，歐陽杰.變幅載荷下材料的疲勞裂紋擴展行為［J］.航空材料學報，1990，10(10):1-8. (YAN M G，ZHANG S J，OUYANG J.Fatigue crack propagation behaviors of structuralmaterials under variable amplitude loading［J］.Journal of Aeronautical Materials，1990，10(10):1-8.)

［15］SHANG D G，SUN G Q，DENG J，et al.Multiaxial fatigue behavior of Ni-based superalloy GH4169 at 650℃［J］.Materials Science and Engineering(A)，2006，432 (1/2):231-238.