IC10單晶高溫合金室溫和750 ℃高周疲勞行為

張帥奇，王帥，宗毳，陳升平，張強，譚永寧

(北京航空材料研究院 先進高溫結構材料國防科技重點實驗室，北京 100095)

IC10單晶高溫合金室溫和750℃高周疲勞行為

張帥奇，王帥，宗毳，陳升平，張強，譚永寧

(北京航空材料研究院 先進高溫結構材料國防科技重點實驗室，北京 100095)

在渦輪葉片服役過程中，疲勞是其失效的重要原因之一，而已有研究主要針對不同應變速率下IC10合金1 100 ℃低周疲勞性能展開，本文研究定向凝固IC10單晶高溫合金靜態空氣介質環境下室溫和750 ℃高周疲勞性能。在應力比R=-1、f≈83.3 Hz條件下，進行高周疲勞試驗，并利用掃描電鏡對疲勞斷口進行觀察;基于試驗觀測結果，討論室溫和750 ℃下IC10單晶高溫合金高周疲勞性能差異的內在機制。結果表明： IC10單晶室溫疲勞強度為288 MPa，750 ℃疲勞強度為416 MPa;裂紋萌生于試樣表面或近表面缺陷處，斷口主要由裂紋萌生區、穩態擴展區和組成。

IC10單晶合金；高周疲勞性能；疲勞裂紋；疲勞強度

0 引 言

鎳基高溫合金因良好的組織穩定性、抗蠕變性和抗氧化等優點，被廣泛用于制造航空發動機渦輪葉片[1]。IC10合金是一種Ni3Al基鑄造鎳基高溫合金，具有優良的抗高溫氧化性能、耐腐蝕性能，同時鑄造性能突出，可作為1 100 ℃使用的渦輪導向葉片材料[2]。目前，在IC10力學性能測試方面的研究主要體現在以下方面：IC10定向凝固高溫合金450～990 ℃時的熱/機械疲勞裂紋擴展行為[3]；IC10合金在室溫及高溫下的單向拉伸性能[4]；IC10合金在高溫下的蠕變機理[5]；熱障涂層對IC10合金力學性能的影響[6]；不同加載路徑時，雙向拉伸狀態下的IC10合金的屈服行為[7]。

在渦輪葉片服役過程中，疲勞是其失效的重要原因之一。為此，研究高溫合金的疲勞行為，對合金設計及葉片壽命預測都具有重要的意義。在IC10合金疲勞性能研究方面，已有研究主要針對不同應變速率下IC10合金1 100 ℃低周疲勞性能展開[8]。與低周疲勞相比，該合金的高周疲勞研究尚未有報道。為此，從工程應用的角度，有必要對IC10合金在不同服役溫度下的高周疲勞性能進行研究，以利于其在發動機關鍵部件中更合理、有效地應用。

本文采用升降法計算IC10單晶試樣在室溫和750 ℃下的疲勞極限，得到試樣的S-N曲線；通過斷口形貌分析，探討不同溫度下疲勞斷裂差異的機制。

1 試驗材料與方法

試驗用IC10母合金在500 kg真空感應爐中熔煉，澆注成φ80 mm的合金錠，合金成分如表1所示。采用快速凝固法在真空感應爐中將母合金通過螺旋選晶法澆鑄成單晶試棒。采用EBSD技術測定其晶體取向，將晶體取向偏離(lt;0 0 1gt;取向)10°以內的試棒通過固溶和時效處理。固溶處理工藝為：1 180 ℃×2 h+1 265 ℃×2 h，空冷。時效處理制度為：1 050 ℃×4 h，空冷。將熱處理后的IC10單晶試棒制成旋轉彎曲疲勞試樣，其形狀尺寸如圖1所示。

表1 IC10合金的化學成分

在高頻疲勞試驗機上進行載荷控制的疲勞試驗。試驗溫度分別為室溫和750 ℃，試驗條件為應力比R=-1、頻率f≈83.3 Hz，根據試驗結果繪制合金的高周疲勞S-N曲線，并確定疲勞循環次數Nf=107時的疲勞強度。使用掃描電鏡(SEM)觀察疲勞斷裂后試樣的疲勞斷口，分析其疲勞斷裂機制。

2 試驗結果與討論

2.1 合金的顯微組織

IC10單晶鑄態顯微組織如圖2所示，照片顯示IC10單晶鑄態組織以γ′相和γ+γ′共晶相為主，并含有少量魚骨狀碳化物析出相，γ′相尺寸不規則，枝晶干γ′相平均尺寸在0.2～0.4 μm，如圖2(a)所示。經熱處理后，γ+γ′相殘余共晶基本消除(如圖2(b)所示)，體積分數小于5%，γ′相為較為規則的方形，枝晶干γ′相平均尺寸在0.6～0.9 μm，并有更細小的γ″相析出。

2.2 疲勞性能分析

在室溫和750 ℃下，IC10合金旋轉彎曲疲勞107疲勞極限升降圖如圖3所示。可以看出：按照升降圖求得兩個溫度下107疲勞極限分別為：288 MPa(σ25 ℃)和416 MPa(σ750 ℃)；750 ℃下IC10合金旋轉彎曲疲勞極限較室溫下高約128 MPa，表明750 ℃的疲勞性能優于室溫疲勞性能。

疲勞試驗S-N曲線如圖4所示。

從圖4可以看出：與大多數鎳基高溫合金相同，IC10單晶合金的疲勞壽命隨應力的減小而增大；750 ℃旋轉彎曲S-N曲線維持在425 MPa左右，曲線斜率變化明顯變緩；室溫疲勞曲線的平緩段不明顯；750 ℃疲勞曲線明顯在室溫疲勞曲線的上方，表明合金750 ℃時的旋轉彎曲疲勞性能要好于室溫時的疲勞性能。

2.3 高周疲勞斷口形貌

疲勞斷口SEM照片如圖5所示。

從圖5可以看出：IC10單晶合金的室溫、中溫旋轉彎曲疲勞斷口均是由裂紋萌生區、穩態擴展區和失穩瞬斷區三個部分組成；合金在各種條件下的高周旋彎疲勞斷口中無一例外出現了放射狀條紋特征，表面無論應力大小，疲勞裂紋均起源于試樣表面和近表面。其根本原因在于試件受到交變載荷的作用，合金發生滑移形成滑移帶，滑移到試棒表面時，在上面形成“擠出”或“侵入”，經過一定循環周次后，在表面薄弱區域產生足夠的應力集中或孔洞，隨即在試樣表面產生疲勞裂紋源[9]。

疲勞裂紋形成后沿易滑移面進行擴展，由于單晶高溫合金為面心立方結構，中溫下的變形機制為八面體滑移[10]，可知擴展平面與試樣中心軸的夾角約為50°，表明斷裂平面為lt;1 1 1gt;面。疲勞裂紋的穩態擴展區比較平整，它是由于疲勞裂紋擴展過程中，已經開裂表面在循環應力作用下不斷發展磨損造成的。IC10單晶合金的旋轉彎曲疲勞斷口的瞬斷區呈現出典型的枝晶間斷裂和韌窩斷裂，如圖6所示。疲勞裂紋的擴展使得橫截面積不斷減小，作用在試樣上的應力逐漸增大。當應力強度因子超過合金的斷裂韌度時，試樣在拉應力作用下發生失穩斷裂。

此外，從圖5可以看出：在相同溫度下，較高應力狀態下的穩態擴展區面積小于較低應力狀態。造成上述現象的原因在于：在裂紋快速擴展階段，開動的滑移系數量多，除了在lt;1 1 1gt;滑移面內進行滑移外，位錯可以離開原來的滑移面繼續運動；在高應力狀態下，滑移方式的轉變更為劇烈，滑移速度快，在兩者的綜合作用下，導致其穩態擴展區較小。

同時，從圖5可以看出：在相同應力下，750 ℃試樣的穩態擴展區面積要大于25 ℃的試樣。這是由于溫度升高，應力強度因子范圍較高，滑移系易于開動，裂紋擴展開始沿多個滑移系統同時或交替進行，從而增大了穩態擴展區面積。

3 結 論

(1) 在應力比R=-1，頻率f≈83.3 Hz和實驗室靜態空氣介質環境下，測得IC10單晶高溫合金室溫下合金的疲勞強度σ25 ℃=288 MPa，750 ℃下疲勞強度σ750 ℃=416 MPa。

(2) IC10單晶高溫合金高周疲勞斷口由裂紋萌生區、穩態擴展區和瞬時斷裂區三部分組成。疲勞裂紋起源于試樣表層或亞表層處，在交變載荷作用下，疲勞裂紋沿易滑移面進行擴展，最后發生韌性斷裂。

[1] 韓國明, 張振興, 李金國, 等. DD98M鎳基單晶高溫合金900 ℃高周疲勞行為[J]. 金屬學報, 2012, 48(2): 170-175.

Han Guoming, Zhang Zhenxing, Li Jinguo, et al. High cycle fatigue behavior of a nickel-based single crystal superalloy DD98M at 900 ℃[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2012, 48(2): 170-175.(in Chinese)

[2] 趙希宏, 黃朝暉, 譚永寧, 等. 新型Ni3Al基定向高溫合金IC10[J]. 航空材料學報, 2006, 26(3): 20-24.

Zhao Xihong, Huang Zhaohui, Tan Yongning, et al. New Ni3Al based directionally solidified superalloy IC10[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2006, 26(3): 20-24.(in Chinese)

[3] 何玉懷, 劉紹倫. Ni3Al合金熱/機械疲勞裂紋擴展行為研究[J]. 材料工程, 2000(11): 13-14.

He Yuhuai, Liu Shaolun. Thermal-mechanical fatigue crack growth behavior in Ni3Al superalloy[J]. Journal of Materials Engineering, 2000(11): 13-14.(in Chinese)

[4] 張宏建, 溫衛東, 崔海濤, 等. 不同溫度下IC10合金的本構關系[J]. 航空學報, 2008, 29(2): 499-504.

Zhang Hongjian, Wen Weidong, Cui Haitao, et al. Constitutive analysis of alloy IC10 at different temperatures[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(2): 499-504.(in Chinese)

[5] 趙希宏, 孫躍軍, 黃朝暉, 等. 定向凝固Ni3Al基高溫合金IC10的760 ℃蠕變機理[J]. 材料工程, 2009(1): 1-3.

Zhao Xihong, Sun Yuejun, Huang Zhaohui, et al. Creep deformation mechanism of directionally solidified Ni3Al-base superalloy IC10 at 760 ℃[J]. Journal of Materials Engineering, 2009(1): 1-3.(in Chinese)

[6] 吳小梅, 賀世美, 李建平, 等. EB-PVD熱障涂層對IC10合金力學性能的影響[J]. 航空材料學報, 2009, 9(6): 77-80.

Wu Xiaomei, He Shimei, Li Jianping, et al. Effect of EB-PVD thermal barrier coating on mechanical properties of IC10 alloy[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2009, 9(6): 77-80.(in Chinese)

[7] 陳雷, 溫衛東, 崔海濤. 雙向應力狀態下IC10高溫合金的屈服行為研究[J]. 航空學報, 2012, 33(1): 77-84.

Chen Lei, Wen Weidong, Cui Haitao. Measurement and analysis of yield locus of superalloy IC10 under biaxial tension[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(1): 77-84.(in Chinese)

[8] 張國棟, 何玉懷, 蘇彬, 等. 應變速率對IC10合金1 100 ℃低周疲勞性能的影響[J]. 失效分析與預防, 2009, 4(4): 196-199.

Zhang Guodong, He Yuhuai, Su Bin, et al. Strain rate effects on low cycle fatigue performance of superalloy IC10 in 1 100 ℃[J]. Failure Analysis and Prevention, 2009, 4(4): 196-199.(in Chinese)

[9] 史振學, 王效光, 劉世忠, 等. DD9單晶高溫合金在800 ℃的高周旋彎疲勞性能[J]. 機械工程材料, 2016, 40(1): 16-19, 24.

Shi Zhenxue, Wang Xiaoguang, Liu Shizhong, et al. Rotary bending high cycle fatigue properties of DD9 single crystal superalloy at 800 ℃[J]. Materials for Mechanical Engineering, 2016, 40(1): 16-19, 24.(in Chinese)

[10] Wan J S, Yue Z F. A low-cycle fatigue life model of nickel-based single crystal superalloys under multiaxial stress state[J]. Materials Science and Engineering: A, 2005, 392(1): 145-149.

張帥奇(1987-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。王帥(1982-)，女，博士，工程師。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。宗毳(1985-)，男，博士，工程師。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。陳升平(1989-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。張強(1970-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。譚永寧(1966-)，男，碩士，研究員。主要研究方向：高溫合金精密鑄造。

(編輯：趙毓梅)

HighCycleFatigueBehaviorofIC10SingleCrystalSuperalloyatRoomTemperatureand750℃

Zhang Shuaiqi, Wang Shuai, Zong Cui, Chen Shengping, Zhang Qiang, Tan Yongning

(The Key Laboratory of Advanced High Temperature Structural Materials, Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China)

Fatigue is one of the important reason for losing efficacy during the process of turbine blade service, but current study aims at IC10 alloy and low cycle fatigue behavior at different strain rate. The high cycle fatigue properties of single crystal IC10 super-alloy are investigated at room temperature and 750 ℃ in ambient atmosphere in this paper. The high cycle fatigue experiments are tested with ratio of stressR=-1 andf≈83.3 Hz. The fatigue fracture surface morphology is observed by SEM(scanning electron microscope). The internal mechanism of the high cycle fatigue properties of IC10 single crystal super-alloy at room temperature and 750 ℃ is discussed based on the observation. The result shows that the fatigue strength of single crystal IC10 is 288 MPa at room temperature and 416 MPa at 750 ℃. The fatigue cracks mainly originate from defects on surface or subsurface of specimen. The fatigue fractures are composed of fatigue source, steady state extension region and transient fracture zone.

IC10 single crystal super alloy; high cycle fatigue property; fatigue crack; fatigue strength

2017-07-25；

2017-09-18

張帥奇,zhang2309508@163.com

1674-8190(2017)04-486-05

TG132.3+2

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.018