直接時效對GH4169合金應力集中敏感性的影響

謝孝昌，李旭東，湯春峰，付書紅

(北京航空材料研究院，北京 100095)

?

直接時效對GH4169合金應力集中敏感性的影響

謝孝昌，李旭東，湯春峰，付書紅

(北京航空材料研究院，北京 100095)

以直接時效態(DA)GH4169合金為研究對象，通過旋轉彎曲疲勞實驗，分別研究該合金在650℃和室溫大氣狀態下，應力集中系數分別為Kt=1，Kt=3，Kt=4時的疲勞極限。結果表明，直接時效態GH4169合金在高溫650℃和室溫狀態下，均具有很強的應力集中敏感性，650℃時的疲勞極限，Kt=4較Kt=1下降了68%；室溫時的疲勞極限，Kt=4較Kt=1下降了66%。同時，直接時效態GH4169合金在室溫條件下，疲勞極限較650℃顯著降低，室溫較650℃時的疲勞極限在Kt=1時下降了32%，Kt=3時下降了30%，Kt=4時下降了28%。

直接時效；GH4169；旋轉彎曲疲勞；應力集中敏感；疲勞極限

GH4169合金的美國牌號為Inconel 718，法國牌號為NC19FeNb。該合金是一種以體心四方的γ″和γ′相沉淀強化的Ni-Fe-Cr基變形高溫合金，在-253～650℃的使用溫度范圍內得到廣泛應用。該合金具有強度高、抗氧化、抗輻照、熱加工性能和焊接性能好的特點，成為航空航天及核能、石油等領域大量應用的關鍵材料。GH4169合金分為普通GH4169合金和優質GH4169合金，優質GH4169合金主要用于生產制造航空發動機的轉動部件。GH4169合金生產的鍛件從工藝上可分為三類：標準工藝、高強工藝和直接時效工藝。其相應的鍛件稱之為標準GH4169鍛件、高強GH4169鍛件和直接時效(DA)GH4169鍛件。直接時效GH4169鍛件是目前國內生產的強度最高的變形高溫合金[1-3]。

優質GH4169合金生產的這些轉動部件往往工作在高溫環境下，在這種服役條件和環境下，GH4169 合金部件承受著很大的疲勞載荷，材料的疲勞性能往往是直接影響其使用壽命的重要因素。對于高強度合金，其突出弱點是疲勞強度對應力集中敏感，疲勞是一種表面敏感特性，疲勞對構件表面狀態十分敏感。據統計，機械構件失效中疲勞失效占50%～90%，其中航空構件占80%以上。疲勞失效中，80%以上的裂紋起始于諸如加工刀痕、劃傷、組織損傷及其他表面缺陷造成的應力集中處[4-6]。由此可見，表面應力集中對構件疲勞性能及服役壽命的影響。目前國內外學者針對鎳基高溫合金尤其是GH4169合金開展了大量的高低周疲勞性能、裂紋擴展、斷口形貌等方面的研究[7-17]，但對GH4169合金的應力集中敏感特性方面研究較少。本研究針對高強度直接時效(DA)GH4169合金，采用旋轉彎曲疲勞實驗方法，研究其在室溫和650℃大氣條件下不同應力集中系數對疲勞性能的影響。

1　實驗材料與方法

1.1實驗材料

實驗材料為雙真空熔煉(真空感應+真空自耗熔煉)的優質GH4169合金，合金化學成分見表1。

表1　實驗用優質GH4169合金化學成分(質量分數/%)

優質GH4169合金在1600t水壓機上進行90mm方料鍛制，方料經時效處理后獲得直接時效態GH4169合金棒材，該棒材具有細小晶粒組織和較高的力學性能，晶粒度達10級，見圖1。合金中δ相呈理想的短棒狀或顆粒狀分布，見圖2。該直接時效態GH4169合金的室溫屈服強度σ0.2為1336MPa，抗拉強度σb為1485MPa，650℃屈服強度σ0.2為1146MPa，抗拉強度σb為1271MPa。

圖1　DAGH4169的晶粒度(a)棒材中心；(b)棒材邊緣Fig.1　Grain size of DAGH4169(a)center of the forging bar;(b)edge of the forging bar

圖2　DAGH4169 的δ相分布(a)棒材中心；(b)棒材邊緣Fig.2　Distribution of δ phase in DAGH4169(a)center of the forging bar;(b)edge of the forging bar

1.2試樣制備

實驗用旋轉彎曲疲勞試樣取自經時效處理的鍛制直接時效態GH4169合金90mm方棒，采用常規成形(車削+磨削)加工工藝分別加工標準的光滑旋轉彎曲疲勞試樣(Kt=1)和缺口旋轉彎曲疲勞試樣(應力集中系數分別為Kt=3和Kt=4)，試樣缺口半徑為：Kt=3時，r=0.14mm；Kt=4時，r=0.07mm。

1.3實驗方法

研究使用的旋轉彎曲疲勞設備為仟邦1000型疲勞試驗機，旋轉彎曲疲勞實驗的應力比R=-1，實驗頻率83Hz，實驗按置信度90%和存活率50%進行，實驗應力從高到低測試每根試樣在相應載荷下的循環次數，分別開展GH4169合金在室溫和高溫650℃下，光滑疲勞試樣Kt=1，缺口疲勞試樣Kt=3，4的旋轉彎曲疲勞實驗，對疲勞實驗數據按升降法求得107循環次數下的疲勞極限。

2　結果與分析

2.1室溫下Kt=1，3，4的旋轉彎曲疲勞性能

依據前述實驗方法，開展了直接時效態GH4169合金室溫大氣條件下光滑(Kt=1)和缺口(Kt=3，4)試樣的旋轉彎曲疲勞實驗。光滑(Kt=1)試樣的實驗應力水平從1200MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為3.00×104，然后依次降低實驗應力水平，480MPa時1根試樣循環次數在1.00×106斷裂，1根試樣在107循環次數未斷裂，繼續降低應力水平至440MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。根據實驗疲勞數據，利用升降法求得107循環次數下Kt=1的疲勞極限為σ-1=498MPa。

缺口(Kt=3)試樣的實驗應力水平從600MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為1.5×104，然后依次降低實驗應力水平，186MPa時1根試樣在6.10×105循環次數下斷裂，4根試樣在107循環次數下未斷裂，至178MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。利用升降法求得107循環次數下Kt=3的疲勞極限為σ-1=209MPa。

缺口(Kt=4)試樣的實驗應力水平從400MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為7.1×104，然后依次降低實驗應力水平，164MPa時1根試樣在5.56×106循環次數下斷裂，兩根試樣在107循環次數下未斷裂，至156MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。利用升降法求得107循環次數下Kt=4的疲勞極限為σ-1=169MPa。獲得Kt=1，3，4時的疲勞中值S-N曲線，如圖3所示。

圖3　DAGH4169合金室溫旋轉彎曲疲勞S-N曲線(a)Kt=1；(b)Kt=3；(c)Kt=4Fig.3　Rotating bending fatigue S-N curves of DAGH4169 at room temperature(a)Kt=1；(b)Kt=3；(c)Kt=4

2.2650℃下Kt=1，3，4的旋轉彎曲疲勞性能

依據上述實驗方法，開展了直接時效態GH4169合金650℃大氣條件下光滑(Kt=1)和缺口(Kt=3，4)試樣的旋轉彎曲疲勞實驗。光滑(Kt=1)試樣的實驗應力水平從940MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為3.00×104，然后依次降低實驗應力水平，710MPa時1根試樣循環次數在4.67×106斷裂，3根試樣在107循環次數未斷裂，繼續降低應力水平至680MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。根據實驗疲勞數據，利用升降法求得107循環次數下Kt=1的疲勞極限為σ-1=731MPa。

缺口(Kt=3)試樣的實驗應力水平從800MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為5.0×103，然后依次降低實驗應力水平，290MPa時1根試樣循環次數在5.45×106斷裂，3根試樣在107循環次數未斷裂，繼續降低應力水平至280MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。根據實驗疲勞數據，利用升降法求得107循環次數下Kt=3的疲勞極限為σ-1=297MPa。

缺口(Kt=4)試樣的實驗應力水平從300MPa開始加載，試樣斷裂時的循環次數為4.5×104，然后依次降低實驗應力水平，220MPa時1根試樣循環次數在2.0×104斷裂，4根試樣在107循環次數未斷裂，繼續降低應力水平至210MPa時試樣在107循環次數下未斷裂。根據實驗疲勞數據，利用升降法求得107循環次數下Kt=4的疲勞極限為σ-1=234MPa。獲得Kt=1，3，4時的疲勞中值S-N曲線，如圖4所示。

圖4　DAGH4169合金650℃旋轉彎曲疲勞S-N曲線(a)Kt=1；(b)Kt=3；(c)Kt=4Fig.4　Rotating bending fatigue S-N curves of DAGH4169 at 650℃(a)Kt=1；(b)Kt=3；(c)Kt=4

2.3實驗結果分析

2.3.1應力集中系數對GH4169合金旋轉彎曲疲勞性能的影響

根據直接時效態GH4169合金的旋轉彎曲疲勞實驗，室溫時，光滑試樣Kt=1的疲勞極限為498MPa，缺口試樣Kt=3的疲勞極限為209MPa，缺口試樣Kt=4的疲勞極限為169MPa。Kt=3的疲勞極限較Kt=1時下降了58%，Kt=4的疲勞極限較Kt=1下降了66%。650℃時，光滑試樣Kt=1的疲勞極限為731MPa，缺口試樣Kt=3的疲勞極限為297MPa，缺口試樣Kt=4的疲勞極限為234MPa。Kt=3的疲勞極限較Kt=1時下降了59%，Kt=4的疲勞極限較Kt=1下降了68%。GH4169合金室溫和650℃疲勞極限歸一化處理后如表2所示，圖5則更直觀地描述了應力集中系數對疲勞極限的影響。

表2　DAGH4169合金室溫和650℃疲勞極限歸一化處理

由此可見，無論是室溫下還是高溫650℃條件下，直接時效態GH4169合金隨著應力集中系數的增大，疲勞極限急劇下降，下降趨勢基本一致，Kt=3時已損失約60%的疲勞極限，Kt=4時更是損失約70%，均具有極強的應力集中敏感特性。據分析，在航空領域應用廣泛的鈦合金Ti6Al4V、鋁合金7050、超高強度鋼300M也均表現出同樣的應力集中敏感特性，Kt=5時，疲勞極限下降約80%，而且隨著合金強(硬)度的提高，這一敏感特性呈增加趨勢。實驗證明，在高強度合金構件疲勞總壽命中，裂紋萌生壽命占70%～80%，有的合金這一比例更高。表面缺陷造成的局部應力集中疊加在疲勞載荷上會加速疲勞裂紋萌生和擴展，劇烈降低疲勞壽命[2，3]。對高強度的直接時效態GH4169合金構件而言，如何控制表面缺陷從而減少表面應力集中，是確保構件安全服役的重要保障。

2.3.2溫度對GH4169合金旋轉彎曲疲勞性能的影響

本研究發現，直接時效GH4169合金室溫的旋轉彎曲疲勞極限比高溫650℃時的下降明顯，對比室溫和650℃時的疲勞極限可知，Kt=1時，室溫較650℃的疲勞極限下降了32%，Kt=3時下降了30%，Kt=4時下降了28%。

本實驗條件下，高溫對GH4169合金疲勞性能的影響，主要體現在兩方面：一是高溫下，材料的屈服強度和彈性模量均有一定降低，有利于裂紋擴展；二是在高溫大氣條件下，GH4169合金存在氧化現象。在裂紋萌生階段，合金表面氧化將形成氧化膜，尤其在加工刀痕、缺口部位，氧化膜的存在一定程度上抑制了裂紋萌生；在裂紋擴展階段，氧氣容易沿晶界擴散至裂紋尖端，造成晶界氧化和脆化，有利于裂紋沿晶擴展[18-21]。對于高強度合金GH4169合金而言，高溫對其疲勞性能影響取決于上述兩方面。

經對不同試樣的疲勞斷口分析，Kt=1時，室溫疲勞斷口在高應力水平下疲勞裂紋為多源起始，在低應力水平下疲勞裂紋為單源起始，見圖6(a)，(b)；而650℃時，疲勞斷口在高應力和低應力水平下疲勞裂紋均呈現單源起始特征，見圖6(c)，(d)。分析認為，650℃時，GH4169合金表面氧化形成氧化膜對表面疲勞裂紋萌生起一定的抑制作用，延緩了裂紋的萌生。斷口分析可見，室溫多源起始疲勞斷口的瞬斷區面積較大，擴展區較小，瞬斷區面積從斷口中心覆蓋到邊部，疲勞裂紋從多個方向同時擴展，在斷口中間處韌窩區逐漸匯合。而650℃單源起始疲勞斷口的瞬斷區面積較小，疲勞裂紋由斷口邊緣逐步深入擴展，在斷口偏心處才形成瞬斷區。可見，多源起始疲勞較單源起始疲勞擴展快，疲勞壽命短。因此，Kt=1時，一方面高溫氧化抑制裂紋萌生，另一方面多源疲勞擴展比單源疲勞擴展快，導致室溫較650℃的疲勞極限有下降。

圖6　DAGH4169合金Kt=1疲勞斷口SEM全貌(a)室溫1200MPa試樣；(b)室溫580MPa試樣；(c)650℃，900MPa試樣；(d)650℃，770MPa試樣Fig.6　SEM feature of fatigue fracture surface of Kt=1 DAGH4169 specimen(a)specimen of 1200MPa,room temperature；(b)specimen of 580MPa,room temperature；(c)specimen of 900MPa,650℃；(d)specimen of 770MPa,650℃

當Kt=3，4時，疲勞斷口顯示，疲勞裂紋在高應力和低應力水平下不論是室溫還是650℃均呈現多源起始特征。這時高溫對疲勞性能的影響主要取決于氧化膜對疲勞裂紋萌生的抑制作用為主，還是高溫氧化對疲勞裂紋擴展的加速作用為主，實驗證明，高溫時氧化膜對疲勞裂紋萌生的抑制作用占主導地位，這與“在高強度合金構件疲勞總壽命中，裂紋萌生壽命占70%～80%，有的合金這一比例更高”的描述相吻合。因此，分析認為這也是GH4169合金650℃較室溫疲勞極限高的原因。

3　結論

(1)直接時效GH4169合金具有很強的應力集中敏感性，室溫大氣條件下Kt=3的疲勞極限較Kt=1時損失了58%，Kt=4的疲勞極限較Kt=1損失了66%。650℃時Kt=3的疲勞極限較Kt=1時損失了59%，Kt=4的疲勞極限較Kt=1損失了68%。

(2)室溫條件下直接時效GH4169合金的疲勞極限較高溫650℃時有顯著降低，Kt=1時，室溫疲勞極限較650℃下降了32%，Kt=3時下降了30%，Kt=4時下降了28%。

[1]李嘉榮, 熊繼春, 唐定中, 等. 先進高溫結構材料與技術(下)[M]. 北京：國防工業出版社, 2012.

[2]齊歡. INCONEL 718(GH4169)高溫合金的發展與工藝[J]. 材料工程, 2012, (8): 92-100.

QI Huan. Review of INCONEL 718 alloy: its history, properties, processing and developing substitutes[J]. Journal of Materials Engineering, 2012, (8): 92-100.

[3]明憲良, 陳靜, 譚華, 等. 激光立體成形GH4169高溫合金γ″相的高溫粗化行為[J]. 材料工程, 2014, (8): 8-14.

MING Xian-liang, CHEN Jing, TAN Hua, et al. Coarsening behavior of γ″ precipitates in GH4169 superalloy fabricated by laser solid forming[J]. Journal of Materials Engineering, 2014, (8): 8-14.

[4]趙振業. 高強度合金應用與抗疲勞制造[J]. 功能材料信息, 2009, 6(2):16-20.

ZHAO Zhen-ye. Application of high strength alloys and improvement on fatigue behavior[J]. Functional Materials Information, 2009, 6(2):16-20.

[5]趙振業. 高強度合金抗疲勞應用技術研究與發展[J]. 中國工程科學, 2005,(3):90-94.

ZHAO Zhen-ye. Investigation and development status of the application technology to improve fatigue behavior of high strength alloys [J]. Engineering Sciences, 2005,(3):90-94.

[6]王中光. 材料的疲勞[M]. 北京：國防工業出版社, 1999.

[7]魏振偉, 劉昌奎, 顧玉麗, 等. GH536鎳基高溫合金焊接接頭力學性能與斷裂特征研究[J]. 航空材料學報, 2015, 35(5): 70-74.

WEI Zhen-wei,LIU Chang-kui,GU Yu-li,et al.Mechanical properties and fracture characteristics of welded joint in GH536 Ni-based superalloy[J].Journal of Aeronautical Materials,2015,35(5):70-74.

[8]黃嘉, 季英萍, 秦麗曄, 等. GH4169合金慣性摩擦焊焊接接頭疲勞裂紋擴展性能[J]. 航空材料學報, 2013, 33(6): 45-50.

HUANG Jia, JI Ying-ping, QIN Li-ye, et al. Fatigue crack growth behavior of inertia friction welded joints of GH4169 alloy[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2013, 33(6): 45-50.

[9]張麗, 吳學仁. 基于小裂紋理論的GH4169高溫合金的疲勞全壽命預測[J]. 航空材料學報, 2014, 34(6): 75-83.

ZHANG Li, WU Xue-ren. Fatigue-life prediction method based on small-crack theory in GH4169 superalloy[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2014, 34(6): 75-83.

[10]王建國, 王紅纓, 康永林, 等. GH4169合金高溫多軸疲勞斷口形貌分析[J]. 實驗室研究與探索, 2007, 26(10):183-188.

WANG Jian-guo, WANG Hong-ying, KANG Yong-lin, et al. Multiaxial fatigue fracture analysis of GH4169 superalloy at high temperature[J]. Research and Exploration in Laboratory,2007,26(10):183-188.

[11]SHANG D G, SUN G Q, CHEN J H, et al. Multiaxial fatigue

behavior of Ni-based superalloy GH4169 at 650℃[J]. Materials Science and Engineering: A, 2006, 432:231-238.

[12]GUSTAFSSON D, LUNDSTROM E, SIMONSSON K. Modelling of high temperature fatigue crack growth in Inconel 718 under hold time conditions[J]. International Journal of Fatigue, 2013, 52:124-130.

[13]OSINKOLU GA, ONOFRIO G. Fatigue crack growth in polycrystalline IN 718 superalloy[J]. Materials Science and Engineering: A, 2003, 356:425-433.

[14]ANDERSSON H, PERSSON C. In-situ SEM study of fatigue crack growth behaviour in IN718[J]. International Journal of Fatigue, 2004, 26:211-219.

[15]JEONG D H, CHOI M J, GOTO M, et al. Effect of service exposure on fatigue crack propagation of Inconel 718 turbine disc material at elevated temperatures[J]. Materials Characterization, 2014, 95:232-244.

[16]尚德廣, 陳建華, 孫國芹, 等. 單、多軸混合加載下GH4169合金的高溫疲勞特性[J]. 金屬學報, 2005, 41(8):785-790.

SHANG De-guang, CHEN Jian-hua, SUN Guo-qin, et al. Fatigue characteristics for GH4169 superalloy under uniaxial/multiaxial loading at high temperature[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2005, 41(8):785-790.

[17]韓增祥. 溫度對變形高溫合金熱疲勞性能的影響[J]. 燃氣渦輪實驗與研究, 2007, 20(4):53-57.

HAN Zeng-xiang. Effects of temperature on thermal fatigue properties of some wrought superalloys[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2007, 20(4):53-57.

[18]何玉懷, 于慧臣, 郭偉彬, 等. 直接時效GH4169高溫合金疲勞裂紋擴展性能實驗[J]. 航空動力學報, 2006, 21(2):349-353.

HE Yu-huai, YU Hui-chen, GUO Wei-bin, et al. Experimental study on fatigue crack growth behavior of direct aging GH4169 superalloy[J]. Journal of Aerospace Power, 2006, 21(2):349-353.

[19]楊冬野, 曹福洋, 許文勇, 等. 噴射成形GH738合金的疲勞裂紋擴展行為[J]. 材料工程, 2014, (7): 55-59.

YANG Dong-ye, CAO Fu-yang, XU Wen-yong, et al. Fatigue crack growth behavior of spray formed GH738 alloy[J]. Journal of Materials Engineering, 2014, (7): 55-59.

[20]薛紅前, 姜祎君, 封碩. 鎳基合金超聲疲勞裂紋擴展壽命預測研究[J]. 材料工程, 2014, (3): 7-13.

XUE Hong-qian, JIANG Yi-jun, FENG Shuo. Life prediction of ultrasonic fatigue crack propagation of nickel-based alloy[J]. Journal of Materials Engineering, 2014, (3): 7-13.

[21]KOBAYASHI K. High cycle fatigue properties of nickel-base alloy 718[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2004, 17(4): 345-349.

Effect of Direct Aging on Stress Concentration Sensitivity of GH4169 Superalloy

XIE Xiao-chang，LI Xu-dong，TANG Chun-feng，FU Shu-hong

(Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China)

Through rotating bending fatigue test carried out in air condition, the fatigue limit of DAGH4169 superalloy with three different stress concentration sensitivity coefficients (Kt=1,Kt=3 andKt=4) at room temperature and at 650℃ was studied. The research results indicate that the DAGH4169 superalloy is severely sensitive to the stress concentration both at room temperature and at 650℃. When it is at 650℃, the fatigue limit of DAGH4169 superalloy with stress concentration sensitivity coefficientKt=4 decreases by 68% compared withKt=1, and the fatigue limit decreases by 66% at room temperature. Meanwhile, the fatigue limit of the DAGH4169 superalloy is obviously lower at room temperature than at 650℃. WhenKt=1, the fatigue limit at room temperature decreases by 32% compared with at 650℃, and the fatigue limit decreases by 30%, whenKt=3，and the fatigue limit decreases by 28%, whenKt=4.

direct aging；GH4169；rotating bending fatigue；stress concentration sensitivity；fatigue limit

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.02.014

TG113.25

A

1001-4381(2016)02-0088-06

2015-06-09;

2015-10-27

謝孝昌(1984—)，男，工程師，主要從事金屬材料熱處理工藝及組織與性能研究，聯系地址：北京市81信箱56分箱(100095),E-mail:xxc127@163.com