鋁合金鉆桿旋轉彎曲疲勞斷口特征

舒志強, 袁鵬斌, 歐陽志英, 龔丹梅, 余榮華, 曹晶晶

(上海海隆石油管材研究所, 上海 200949)

試驗與研究

鋁合金鉆桿旋轉彎曲疲勞斷口特征

舒志強, 袁鵬斌, 歐陽志英, 龔丹梅, 余榮華, 曹晶晶

(上海海隆石油管材研究所, 上海 200949)

首先對鋁合金鉆桿進行了不同應力幅值的旋轉彎曲疲勞試驗，然后采用掃描電鏡觀察其斷口微觀形貌特征。結果表明：在170 MPa低應力下，鋁合金鉆桿的疲勞斷口可分為疲勞源區、裂紋擴展區及瞬斷區3個區域，微裂紋在試樣次表面相界處萌生，裂紋穩態擴展區面積較大，占60%以上；在290 MPa高應力下，鋁合金鉆桿的疲勞斷口上有多個疲勞源區，微裂紋于試樣表面或近表面位置形核，裂紋擴展區面積僅占15%～30%。對于同一試樣，隨著裂紋的擴展，斷口上疲勞滑移臺階變寬，疲勞條帶逐漸清晰；對于不同試樣，隨著應力的提高，裂紋擴展速率增大，疲勞條帶間距變寬，更易出現二次疲勞裂紋，斷口上裂紋擴展區面積明顯減小，相應的疲勞壽命也大幅降低。

鋁合金鉆桿；疲勞斷口；疲勞裂紋；萌生；擴展

與鋼質鉆桿相比，鋁合金鉆桿比強度高、彈性模量小，具有良好的抗彎曲性能，適合于曲率大的定向井和水平井，在未來油氣開采中具有廣闊的應用前景[1-4]。石油鉆桿在鉆井作業中用于傳遞扭矩、輸送鉆井液，主要承受拉、壓、彎、扭、振動等載荷，服役環境惡劣，受力狀況復雜。隨著深井、超深井、大斜度井和大位移水平井等鉆井技術的迅速發展，鉆桿失效事件時有發生。據石油管材研究中心近年來的分析，疲勞失效約占鉆桿失效總數的80%，尤其是在旋轉鉆井過程中，鉆桿發生屈曲或遇到彎曲井段時會受到井眼軌跡的限制，鉆桿表面將承受交替變化的彎曲應力，易發生旋轉彎曲疲勞失效[5]。因此，在鋁合金鉆桿開發過程中，研究其旋轉彎曲疲勞特性具有很高的工程應用價值。

疲勞破壞過程中，疲勞斷口是循環應力作用累積的最終結果，能反映疲勞裂紋萌生、擴展、快速斷裂的全過程[6]。近年來，隨著鋁合金材料在工業裝備中應用的增加，鋁合金材料疲勞特性的研究主要集中在鋁合金材料的軸向疲勞裂紋萌生與擴展、低周疲勞特性、疲勞裂紋擴展速率等方面[7-8]，而針對鉆桿用鋁合金的旋轉彎曲疲勞試驗的研究較少。對此，筆者使用掃描電鏡對鉆桿用鋁合金在不同應力水平條件下的旋轉彎曲疲勞斷口形貌進行了微觀分析，并對其疲勞裂紋的萌生和擴展規律進行了研究，旨在為鋁合金鉆桿的開發和推廣應用奠定理論基礎。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為φ147 mm×13 mm鋁合金鉆桿管體，抗拉強度為460 MPa，屈服強度為325 MPa。圖1為漏斗型光滑疲勞試樣的形狀尺寸示意圖，試驗參照GB/T 4337-2015《金屬材料 疲勞試驗 旋轉彎曲方法》[9]，在PQ-6型疲勞試驗機上進行，應力比R=-1，載荷波形為正弦波，循環加載頻率為50 Hz。試驗完成后，運用掃描電鏡對不同應力水平下各試樣的疲勞斷口形貌進行觀察。

圖1 疲勞試樣示意圖Fig.1 Schematic diagram of the fatigue sample

2 試驗結果與討論

2.1 低應力下斷口形貌觀察

鋁合金鉆桿材料在低應力下的疲勞斷口形貌見圖2(HL-1試樣)，加載應力為170 MPa，疲勞壽命為9.07×106次，屬于低應力長壽命。由圖2(a)可見，該試樣宏觀斷口表面較為平整，可清晰地劃分為疲勞源區、裂紋擴展區及瞬斷區3個部分，疲勞源區和裂紋擴展區面積比例達到60%以上，瞬斷區表面粗糙不規則。

對于疲勞源區，在裂紋形核中心前方，裂紋沿滑移面向前擴展的過程中，不同高度起始的裂紋前沿線相遇，匯合形成從源區出發、沿裂紋擴展方向的輻射狀塑性疲勞溝線，見圖2(b)，測量裂紋形核中心距試樣表面約為363 μm。圖2(c)為裂紋形核中心的微觀形貌，屬于裂紋擴展初始Ⅰ階段，該階段裂紋擴展非常緩慢，疲勞循環時間較長，在交替的彎曲拉應力和壓應力的作用下，裂紋反復張開閉合，裂紋表面之間發生微觀磨擦和擠壓，形成了平坦、光滑、細密的形貌特征。仔細觀察裂紋形核區中心形貌，可以看到在外力作用下第二相粒子脫落留下的韌窩，即疲勞微裂紋起裂于相界處[10-11]。

圖2(d)，(e)(分別為距疲勞源約1.05 mm位置①和3.08 mm位置②)為疲勞裂紋穩定擴展區第Ⅱ階段的微觀形貌，為典型的疲勞滑移臺階和塑性疲勞條帶特征。可以看出，隨著裂紋向前擴展，距離疲勞源區越遠，裂尖應力強度因子越大，疲勞裂紋擴展速率越大，微觀斷口上的疲勞滑移臺階變寬，疲勞條帶也越來越清晰。對圖2(e)局部放大，測量疲勞條帶間距約為0.362 μm。另外，在滑移臺階面上還可看到少許沿晶二次裂紋，如圖2(d)箭頭所指。

圖2(f)為疲勞裂紋擴展第Ⅲ階段(位置③)裂紋擴展區與瞬斷區交界處的微觀形貌，該階段裂紋擴展速率提高了一到兩個數量級，閉合效應減弱，擠壓摩擦減弱，斷口逐漸變得粗糙，形成疲勞弧線與韌窩共存的混合形貌[12]。

圖2(g)為瞬斷區的微觀形貌，當裂紋擴展至臨界長度時，試樣快速斷裂，斷口特征與該材料靜載拉伸形貌相似，由破碎的第二相顆粒，大量不同尺寸、形狀的孔洞和韌窩，以及分層撕裂棱組成，呈現出韌性斷裂特點。

2.2 高應力下斷口形貌觀察

圖3為HL-2試樣的疲勞斷口形貌，其加載應力幅值為290 MPa，疲勞壽命為1.7×105次，屬于高應力短壽命。觀察試樣的斷口宏觀形貌，見圖3(a)，可見疲勞源區中心距試樣表面約124 μm，疲勞源區和裂紋擴展區所占面積比例約30%。圖3(b)，(c)為裂紋穩定擴展區(宏觀斷口中位置①)在不同放大倍數下的形貌，可以看出，在擴展區表面分布著許多由斷口表面向內部擴展、且與疲勞條帶保持平行的二次裂紋，這些二次裂紋有的由疲勞條帶在反復作用力下向內部擴展形成，有的在第二相粒子脫落的孔洞處形成[13]，如圖3(c)中箭頭所指，測量疲勞條帶間距約為0.769 μm。

圖4為HL-3試樣的疲勞斷口形貌，其加載應力幅值為290 MPa，疲勞壽命為1.0×105次，屬于高應力短壽命。圖4(a)為試樣的斷口宏觀形貌，圖4(b)～(e)為疲勞裂紋擴展區的不同位置在10 000倍下的微觀形貌。由于該試樣施加的應力幅值較高，斷口上形成兩個接近于對稱、相互不影響的疲勞源區，分別距試樣表面約224 μm和222 μm，由宏觀形貌可看出每個疲勞裂紋擴展區的面積約占整個斷口的30%，其中上疲勞源區的裂紋擴展區面積比例較大。對比圖4(d)，(e)，同樣處于疲勞裂紋擴展第Ⅲ階段(宏觀斷口的位置③，④)，前者疲勞條帶間距為1.135 μm，后者的為0.948 μm，說明上疲勞源裂紋擴展較快，為主疲勞源區。對上疲勞裂紋擴展區的不同擴展階段區域仔細觀察(宏觀斷口的位置①，②，③)，均可看到清晰的疲勞條帶，見圖4(b)～(d)，測量疲勞條帶間距分別為0.484，0.888，1.135 μm，即隨著裂紋向前擴展，裂紋尺寸增加，裂尖應力強度因子增大，使得每一個循環過程中裂紋擴展延伸的距離增大，出現了疲勞條帶間距越來越寬的現象[14]。

圖2 在170 MPa低應力下HL-1試樣的疲勞斷口形貌Fig.2 Fatigue fracture morphology of the sample HL-1 under the low stress of 170 MPa:(a) macro fracture; (b) crack initiation zone at low magnification; (c) crack initiation zone at high magnification; (d) position ① of the crack propagation zone; (e) position ② of the crack propagation zone;(f) position ③ of the crack propagation zone; (g) instantaneous fracture zone

圖3 在290 MPa高應力下HL-2試樣的疲勞斷口形貌Fig.3 Fatigue fracture morphology of the sample HL-2 under the high stress of 290 MPa:(a) macro fracture; (b) position ① at low magnification; (c) position ① at high magnification

圖4 在290 MPa高應力下HL-3試樣的疲勞斷口形貌Fig.4 Fatigue fracture morphology of the sample HL-3 under the high stress of 290 MPa:(a) macro fracture; (b) position ①; (c) position ②; (d) position ③; (e) position ④

圖5為HL-4試樣的疲勞斷口形貌，其加載應力幅值為290 MPa，疲勞壽命為6.78×104次，屬于高應力短壽命。觀察該試樣的宏觀斷口形貌，見圖5(a)，試樣斷口上有4個疲勞源(位置①～④)，裂紋起源于試樣表面，其中位置①為主疲勞源。主疲勞源的形貌在低倍下為結晶小平面，在高倍下呈現出類解理斷裂平面，見圖5(b)，即裂紋在試樣表面形成后沿晶界緩慢擴展，當擴展至一定深度后轉為穿晶擴展。高應力集中晶界可被視為一種晶體缺陷，在交變載荷下容易出現位錯塞積，沿晶界形成微裂紋，繼而產生這種裂紋沿晶擴展的現象[15]。

2.3 疲勞裂紋的萌生與擴展

通過對鋁合金鉆桿疲勞斷口形貌的觀察，在各試樣疲勞斷口裂紋形核中心未發現明顯的夾雜物缺陷或易產生微裂紋的加工痕跡。在170 MPa較低應力水平下，疲勞裂紋在距試樣表面363 μm(試樣HL-1)的次表面處形核，第二相粒子從基體界面脫落形成裂紋源。在290 MPa較高應力水平下，由于加載應力水平越高，試樣組織變形越大，受到的疲勞損傷程度也就越嚴重，疲勞裂紋可能萌生于試樣表面任何位置。因此，不同試樣疲勞源區的形貌差異較大，在斷口上出現一個或者多個疲勞源區，且這些疲勞源處于試樣表面或更靠近于試樣表面位置，疲勞源形核方式也多種多樣。其中HL-2和HL-3試樣的微裂紋在次表面相界處形核(分別距試樣表面約124 μm和224 μm)，HL-4試樣的微裂紋有在應力集中的晶界上形成沿晶裂紋，也有從表面起始的短線源。即加載應力越高，鋁合金組織相界或晶界、甚至試樣表面應力集中程度也越高，越易形成疲勞微裂紋，且裂紋源越接近于試樣表面。

在旋轉彎曲疲勞試驗中，疲勞裂紋形成之后，裂尖處于張開型平面應變狀態，裂紋擴展模式受到裂紋尖端應力強度因子K的顯著影響[16]，見下式：

(1)

式中：Y為裂紋形狀系數；σ為與裂紋面垂直的拉應力；a為裂紋長度。

當加載應力較小時，疲勞裂紋形成后裂紋尖端的應力較小，裂紋擴展緩慢，對應的臨界裂紋尺寸較大，只有當裂紋經過較長的穩定擴展達到臨界尺寸時，裂紋尖端應力強度因子K達到斷裂強度因子KI時才會發生失穩瞬斷。反之，當加載應力水平增大時，裂紋尖端應力較大，臨界裂紋尺寸相應減小，裂紋擴展速率加大，經過短暫的擴展就會發生斷裂。因此，疲勞試驗中加載170 MPa低應力水平時，裂紋臨界尺寸較大，裂紋擴展區平坦細密，擴展區面積達60%以上，疲勞循環次數較多。而在290 MPa高應力下，裂紋擴展區面積比例明顯減小，只有15%～30%，相應的疲勞壽命也非常短。另外，對于同一試樣，試驗加載應力恒定，隨著疲勞裂紋向前擴展，裂紋尺寸加長，試樣的承載面積減小，裂尖張開應力增大，進一步加速了裂紋的擴展，在疲勞斷口形貌上的表現就是疲勞滑移臺階變寬，二次裂紋明顯增多，疲勞條帶間距加大且越來越清晰。比如HL-3試樣，距離疲勞源區越遠，疲勞條帶間距越大，分別為0.484，0.888，1.135 μm。說明裂尖應力強度因子越大，裂紋擴展速率越高，每個加載循環過程中裂紋的擴展延伸距離越大，越容易發生失穩瞬斷。

3 結論

(1) 在170 MPa低應力水平下，鋁合金鉆桿的疲勞斷口較為平整，可清晰地劃分為疲勞源區、裂紋擴展區及瞬斷區3個部分，疲勞微裂紋起源于試樣次表面，由第二相粒子從基體界面脫落形核，裂紋擴展區面積較大約占60%以上。在290 MPa高應力水平下，鋁合金鉆桿的疲勞斷口形貌差異較大，宏觀斷口上出現一個或多個疲勞源，這些疲勞裂紋于試樣表面或更靠近表面位置萌生，擴展區面積比例明顯減小，只有15%～30%。

(2) 鋁合金鉆桿疲勞裂紋擴展區的宏觀形貌為從疲勞源出發的輻射狀疲勞溝線，在高倍下可觀察到疲勞滑移臺階、疲勞條帶、二次裂紋等典型的疲勞破壞特征。瞬斷區與其靜載拉伸斷裂時的形貌相似，為韌性斷裂。

(3) 鋁合金鉆桿疲勞裂紋的擴展過程中，對于同一試樣，隨著裂紋向前擴展，裂紋尖端應力強度因子增大，疲勞裂紋擴展速率增大，斷口形貌呈現出疲勞滑移臺階逐漸變寬，疲勞條帶更清晰、條帶間距也逐漸變大；對于不同試樣，隨著應力水平的提高，裂紋擴展速率增大，斷口上裂紋擴展區所占面積比例明顯減小，疲勞條帶間距逐漸變大，更易出現二次疲勞裂紋，相應的疲勞壽命也大幅降低。

[1] 余榮華,袁鵬斌.鋁合金鉆桿的特點及應用前景[J].石油礦場機械,2011,40(3):81-85.

[2] 呂拴錄,駱發前,周杰,等.鋁合金鉆桿在塔里木油田推廣應用前景分析[J].石油鉆探技術,2009,37(3):74-77.

[3] 舒志強,袁鵬斌,歐陽志英,等.鋁合金鉆桿拉伸性能及應用特點[J].石油礦場機械,2015,44(12):37-41.

[4] 舒志強,歐陽志英,袁鵬斌,等.高強度鋁合金鉆桿拉伸試驗方法[J].理化檢驗-物理分冊,2014,50(2):106-110.

[5] 李鶴林,李平全,馮耀榮.石油鉆柱失效分析與預防[M].北京:石油工業出版社,1999:78-90.

[6] 崔約賢,王長利.金屬斷口分析[M].哈爾濱:哈爾濱工業大學出版社,1998:77-91.

[7] 吳私,王旭,周吉學,等.鋁合金疲勞性能的研究進展[J].金屬世界,2013(4):64-67.

[8] 佘玲娟,鄭子樵,鐘警,等.6156鋁合金疲勞裂紋的擴展速率[J].機械工程材料,2011,35(5):19-22.

[9] GB/T 4337-2015 金屬材料 疲勞試驗 旋轉彎曲方法[S].

[10] 鐘群鵬,趙子華.斷口學[M].北京:高等教育出版社,2006:242-260.

[11] 李棠,陶俊林,王清遠,等.2024-T3和2524-T34鋁合金疲勞裂紋的萌生機制[J].材料研究學報,2011,25(1):67-72.

[12] 韓劍,戴起勛,趙玉濤,等.7075-T651鋁合金疲勞特性研究[J].航空材料學報,2010,30(4):92-96.

[13] 王藝淋,潘清林,韋莉莉,等.高強7050-T7451鋁合金厚板的疲勞斷口特征[J].機械工程材料,2013,37(6):26-30.

[14] 蹇海根,姜峰,文康,等.不同應力下7B04鋁合金的疲勞斷口[J].中南大學學報(自然科學版),2010,41(1):132-137.

[15] 蹇海根,姜峰,鄭秀媛,等.航空用高強度高韌鋁合金疲勞斷口特征的研究[J].航空材料學報,2010,30(4):97-102.

[16] 徐灝.疲勞強度[M].北京:高等教育出版社,1988:253-284.

Fatigue Fracture Characteristic of Aluminum Alloy Drill Pipes after Rotating Bending

SHU Zhiqiang, YUAN Pengbin, OUYANG Zhiying, GONG Danmei, YU Ronghua, CAO Jingjing

(Shanghai Hailong Oil Tubular Goods Research Institute, Shanghai 200949, China)

Rotary bending fatigue tests were conducted on aluminum alloy drill pipes under different stress amplitude firstly, and then the micro fracture characteristic of the fatigue samples under high and low stress was observed by scanning electron microscope. The results show that: under the low stress of 170 MPa, the fracture surface was mainly divided into three zones as the crack initiation zone, steady crack propagation zone and instantaneous fracture zone; the fatigue cracks initiated on phase boundary of subsurface, and the crack stable propagation zone was large and the area was more than 60%; while under the high stress of 290 MPa, multi crack sources appeared on fracture surface, and the micro cracks formed on surface or subsurface, and the crack propagation zone was only 15%～30%. For the same sample, with the propagation of fatigue cracks, the fatigue glide steps on the fracture surface broadened and the fatigue strips got clear. For different samples, with increase of the stress, crack propagation rate increased and the fatigue glide strip space broadened, and the secondary fatigue cracks were easier to appear. The area of crack propagation zone decreased evidently and the corresponding fatigue life dramatically reduced.

aluminum alloy drill pipe; fatigue fracture; fatigue crack; initiation; propagation

10.11973/lhjy-wl201705002

2016-07-07

上海市寶山區科技創新專項資金資助項目(13-B-3)

舒志強(1986-)，男，工程師，學士，主要從事新型石油鉆具開發及金屬材料力學性能試驗工作，szq861017@163.com

TG115.5+7; TG116.3

A

1001-4012(2017)05-0309-05