噴射成形GH738合金的疲勞裂紋擴展行為

楊冬野，曹福洋，許文勇，左 欣，李 周，張國慶，孫劍飛

（1哈爾濱工業(yè)大學 材料科學與工程學院，哈爾濱150001；2哈爾濱工業(yè)大學 金屬精密熱加工國防科技重點實驗室，哈爾濱150001；3北京航空材料研究院先進高溫結構材料重點實驗室，北京100095）

GH738合金（Waspaloy）是一種γ＇相沉淀強化的鎳基高溫合金，具有良好的高溫綜合性能，作為航空發(fā)動機葉片、渦輪盤等零部件材料，廣泛應用于航天、航空等領域[1，2］。噴射成形GH738合金凝固過程具有快速凝固的優(yōu)點，組織細化、無宏觀偏析等組織特征，其力學性能明顯提高[3，4］。國外對 Waspaloy合金疲勞行為開展過研究工作，但鮮有噴射成形 Waspaloy合金疲勞特性的報道[5］。國內在鎳基高溫合金疲勞行為開展了較為系統(tǒng)的研究[6］，對噴射成形GH738合金高溫低周疲勞特性進行了部分研究工作[7，8］，但對合金的高溫疲勞裂紋擴展行為研究很少。本工作對所制備的噴射成形GH738合金的裂紋擴展行為進行了研究，系統(tǒng)分析不同溫度、頻率和應力比等實驗條件對噴射成形GH738合金緊湊拉伸（CT）試樣的疲勞裂紋擴展速率及擴展行為的影響規(guī)律，為其推廣應用及其壽命預測提供依據(jù)。

1 實驗材料及方法

1.1 材料及試樣

本研究選用鎳基GH738合金，合金成分見表1。GH738合金經重熔后噴射成形，主要工藝參數(shù)：采用氮氣作為霧化介質，霧化壓力為1.0MPa，沉積距離為450mm。隨后對沉積坯錠進行熱等靜壓、環(huán)軋和熱處理，熱等靜壓工藝為1150℃／4h／150MPa，熱處理工藝為：固溶1080℃×4h，AC，時效840℃×24h，AC，760℃×16h，AC，得到直徑約600mm的環(huán)形件。在環(huán)件上制取標準緊湊拉伸（CT）試樣，預制2mm裂紋（尺寸見圖1）。

表1 GH738合金化學成分（質量分數(shù)／%）Table 1 Chemical compositions of GH738alloy（mass fraction／%）

圖1 標準緊湊拉伸（CT）試樣Fig.1 Standard compact tension（CT）specimen

1.2 實驗裝置與條件

實驗采用載荷控制方式，在空氣環(huán)境中進行，載荷波形為正弦波。實驗在 MTS370－25kN上進行，采用電阻爐加熱方式，裂紋檢測采用顯微鏡目測法，為單側測試，測量精度0.01mm。按照HB 7680－2000《金屬材料高溫疲勞裂紋擴展速率試驗方法》進行疲勞裂紋擴展速率測試，研究試樣在不同溫度、頻率和應力比R條件下的疲勞裂紋擴展行為，具體測試條件見表2。疲勞斷裂后的微觀形貌在S－5700掃描電子顯微鏡上進行。

表2 實驗條件Table 2 Test conditions

1.3 數(shù)據(jù)處理方式

數(shù)據(jù)處理采用割線法，即在a－N 曲線上，按式（1）計算連接相鄰兩點的直線斜率。

式中：a為 裂紋長度，mm；a為平均裂紋長度，mm；N為循環(huán)周次，cycle；da／dN 為裂紋擴展速率，mm／cycle。da／dN 是ai＋1－ai線段上的平均速率，故用平均裂紋長度來計算應力強度因子范圍ΔK，平均裂紋長度按式（2）計算。

ΔK按式（3）進行計算。

式中：ΔK為應力強度因子范圍，MPa·m1／2；ΔP為載荷范圍，kN；B為試樣厚度，mm；W 為試樣寬度，mm；α＝a／W，對于a／W 大于或等于0.2，表達式有效。

2 實驗結果與討論

圖2為噴射成形GH738合金CT試樣在不同溫度下的疲勞裂紋擴展行為。可以看出，疲勞裂紋擴展速率隨著溫度的升高略有加快，隨著強度因子ΔK的增加，裂紋擴展速率da／dN趨于一致。

圖2 不同溫度下的疲勞裂紋擴展行為Fig.2 Fatigue crack growth behavior at different temperatures

裂紋擴展速率與高溫時材料強度和裂紋表面氧化等有關。在高溫條件下，疲勞裂紋易于在晶界形核，相鄰晶粒間熱收縮不匹配或應變不協(xié)調會在晶界處產生應力集中，誘發(fā)裂紋形成。一般條件下，材料的耐久極限隨溫度的降低而增大，短壽命疲勞阻力也隨溫度的降低而降低[9］。力學性能實驗結果顯示GH738合金的拉伸性能隨著溫度的升高而下降[3］。另外，GH738合金高溫情況下的氧化加重，也會造成裂紋擴展速率加快[10－12］。

材料在不同溫度下的疲勞行為可以用Paris公式定量描述，具體公式如下：

式中，C和m為材料參數(shù)。對式（4）兩邊分別取對數(shù)，可以得到：

由式（5）可見，裂紋擴展速率da／dN與應力強度因子ΔK在對數(shù)坐標下呈線性關系，應用式（5）對不同溫度下的疲勞裂紋擴展實驗數(shù)據(jù)進行回歸分析，得到回歸方程如表3所示。

表3 不同溫度下的疲勞裂紋擴展速率Table 3 Fatigue crack growth rate at different temperatures

對噴射成形GH738合金在550℃時不同頻率下的da／dN－ΔK的關系進行研究，結果如圖3所示。

圖3 不同頻率下的疲勞裂紋擴展行為Fig.3 Fatigue crack growth behavior under different loading frequency

由圖3可以看出，頻率在較低條件下對da／dN影響較小，0.1Hz和0.5Hz相同ΔK頻率下裂紋擴展速率基本相當，頻率為10Hz時的裂紋擴展速率比0.1Hz和0.5Hz時有較明顯降低。高頻載荷與低頻載荷相比，可以引起材料的高密度滑移，所以裂紋尖端塑性區(qū)較小，有效屈服應力較高，較低的載荷頻率有助于滑移更廣泛的分布，裂紋尖端塑性區(qū)大，有效屈服應力較低。在載荷作用下，較低的有效屈服應力易于裂紋擴展，所以低頻時裂紋擴展速率較大[13，14］。

應用Pairs公式對不同頻率下的疲勞裂紋擴展試驗數(shù)據(jù)進行回歸分析，得到回歸方程如表4所示。

表4 不同頻率下的疲勞裂紋擴展速率Table 4 Fatigue crack growth rate under different loading frequency

圖4為550℃時噴射成形GH738合金裂紋擴展速率da／dN與應力強度因子ΔK之間的關系。可見，裂紋擴展速率da／dN隨應力比R的增大而增大。試驗過程中應力使裂紋擴展的裂紋尖端的產生一定的塑性變形。在前一次加載時，試樣承受拉伸載荷，但低于材料的屈服強度，而裂紋尖端由于應力集中的作用，已達到屈服進入塑性變形狀態(tài)，當循環(huán)載荷從名義應力幅卸載到零時，試樣接近恢復狀態(tài)，而裂紋尖端由于加載時進入屈服，產生了不可逆拉伸殘余變形。但是，在整個試樣彈性恢復力的作用下，迫使這個局部塑性區(qū)恢復原狀，從而使裂紋尖端材料從卸載初期尚有少量的殘余拉應變而隨著卸載過程的繼續(xù)，逐步過渡進入壓縮狀態(tài)。當整體的彈性恢復力達到一定值時，會使壓縮變形進入屈服，結果使裂紋尖端產生了殘余壓應力，促使本來已張開的裂紋閉合。當?shù)诙€拉伸循環(huán)開始時，裂紋尖端的拉應力首先必須克服第一循環(huán)結束時產生的殘余應力，然后才使裂紋繼續(xù)張開并向前擴展。應力比R越大，產生的塑性變形越小，所需克服的殘余應力越小，裂紋尖端的有效應力強度越大，裂紋擴展速率越大[15，16］。

圖4 不同應力比下的疲勞裂紋擴展行為Fig.4 Fatigue crack growth behavior under different Rratios

對應力比為0.1，0.3，0.5條件下的疲勞裂紋擴展數(shù)據(jù)進行回歸分析，可得裂紋擴展方程如表5所示。

表5 不同應力比下的疲勞裂紋擴展速率Table 5 Fatigue crack growth rate under different Rratios

圖5為噴射成形GH738合金高溫疲勞裂紋擴展過程的典型斷口形貌。從圖5（a）中可見裂紋呈現(xiàn)多裂紋源特征，裂紋穩(wěn)定擴展過程中存在明顯規(guī)則的疲勞條帶，并且存在明顯的二次疲勞裂紋，如圖5（b）所示，沿CT試樣裂紋擴展方向，疲勞條帶的間距不斷增大，疲勞條帶的間距與裂紋擴展速率對應（當疲勞條帶方向與CT試樣裂紋擴展方向存在夾角時需修正），圖5（c）顯示裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)疲勞條帶成塊大面積分布，疲勞條帶見有一定的方向差異。圖5（d）為疲勞裂紋擴展后期，隨著應力強度因子范圍ΔK的增加，斷口上出現(xiàn)韌窩形貌，韌窩中碳化物顆粒清晰可見。斷口表面由于氧化作用存在一層氧化物，高溫疲勞裂紋擴展過程中，溫度越高，氧化現(xiàn)象越嚴重。

圖5 疲勞裂紋擴展SEM微觀斷口 （a）裂紋起源；（b）疲勞條帶；（c）裂紋擴展區(qū)；（d）瞬斷區(qū)Fig.5 SEM micrographs of fracture surface （a）initiation of fatigue cracks；（b）fatigue striations；（c）crack propagation zone；（d）rapid fracture zone

3 結論

（1）隨著溫度的升高，噴射成形GH738合金強度下降，裂紋表面氧化程度加劇，造成裂紋擴展速率略有加快。

（2）低頻載荷作用時裂紋尖端塑性區(qū)較大，有效屈服應力較低，裂紋擴展速率較大。0.1Hz和0.5Hz頻率下裂紋擴展速率基本相當，頻率為10Hz時的裂紋擴展速率比0.1Hz和0.5Hz時有較明顯降低。

（3）由于“裂紋閉合效應”，應力比R越大，產生的塑性變形越小，所需克服的殘余應力越小，裂紋尖端的有效應力強度越大，裂紋擴展速率越大。

（4）疲勞斷口呈現(xiàn)典型多裂紋源和疲勞條帶特征，斷口表面存在明顯的氧化現(xiàn)象，溫度越高，氧化越嚴重，裂紋擴展速率越快。

[1]SHEN G，SEMIATIN S L，SHIVPURI R.Modeling microstructural development during the forging of Waspaloy[J］.Metallurgical and Materials Transactions：A，1995，26：1795－1803.

[2]LIU N，LI Z，ZHANG G Q.Hot deformation behavior and micro structure evolution of spray formed GH738superalloy[J］.Rare Metals，2011，30：388－391.

[3]YUAN H，LI Z，ZHANG G Q，etal.The study of micro structures and properties of spray formed superalloy GH738ring[J］.Journal of Iron and Steel Research，2011，23：271－273.

[4]孫劍飛，沈軍.噴射成形鎳基高溫合金的研究進展[J］.材料導報，1999，13（2）：10－12.SUN J F，SHEN J.Development of spray formed nickel base superalloys[J］.Materials Review，1999，13（2）：10－12.

[5]DAVIDSON D L，TRYON R G，OJA M，etal.Fatigue crack initiation in Waspaloy at 20℃ [J］.Metallurgical and Materials Transactions：A，2007，38：2214－2225.

[6]LIU X B，MA L Z，CHANG K M，etal.Fatigue crack propagation of Ni－base superalloys[J］.Acta Metallurgica Sinica ：A，2005，18：55－64.

[7]XU W Y，ZHANG G Q，LI Z.Low cycle fatigue behavior of spray formed superalloy rings[J］.Advanced Materials Research，2012，399：1937－1941.

[8]YANG D Y，XU W Y，LI Z，etal.Quantitative analysis on fatigue fracture of spray formed GH738alloy[J］.Materials Science Forum，2013，747－748：564－568.

[9]鐘群鵬，趙子華.斷口學[M］.北京：高等教育出版社，2006.268－270.

[10]趙國榮，羅希延，任璐璐，等.航空發(fā)動機渦輪盤用GH4133B合金疲勞裂紋擴展行為研究[J］.機械工程學報，2011，47（18）：55－65.ZHAO G R，LUO X Y，REN L L，etal.Research on fatigue crack propagation behavior of GH4133Bsuperalloy used in turbine disk of aero－engine[J］.Journal of Mechanical Engineering，2011，47（18）：55－65.

[11]劉維維，唐定中，李嘉榮，等.抽拉速率對DD6單晶高溫合金650℃低周疲勞性能的影響[J］.航空材料學報，2012，32（2）：8－12.LIU W W，TANG D Z，LI J R，etal.Effects of withdrawing rate on low cycle fatigue properties of single crystal superalloy DD6at 650℃[J］.Journal of Aeronautical Materials，2012，32（2）：8－12.

[12]LIAW P K，SAXENA A，SWAMINATHAN V P，etal.Effects of load ratio and temperature on the near－threshold fatigue crack propagation behavior in a CrMoV steel[J］.Metallurgical and Materials Transactions：A，1983，14（8）：1631－1640.

[13]高文柱，吳歡，趙永慶.金屬材料疲勞裂紋擴展研究綜述[J］.鈦工業(yè)進展，2007，24（6）：33－37.GAO W Z，WU H，ZHAO Y Q.Summary of fatigue crack growth of study on metallic materials[J］.Titanium Industry Progress，2007，24（6）：33－37.

[14]GHONEM H，F(xiàn)OERCH R.Frequency effects on fatigue crack growth behavior in a near－αtitanium alloy[J］.Materials Science and Engineering：A，1991，138（1）：69－81.

[15]沙桂英，韓玉，劉騰，等.應力幅對退火態(tài) Mg－3Al－2Sc合金疲勞行為的影響[J］.材料工程，2012，（12）：24－28.SHA G Y，HAN Y，LIU T，etal.Influences of stress amplitude on fatigue behavior of as－annealed Mg－3Al－2Sc alloy[J］.Journal of Materials Engineering，2012，（12）：24－28.

[16]劉新靈，張崢，陶春虎.疲勞斷口定量分析[M］.北京：國防工業(yè)出版社，2010.78－80.