TC4-DT及TC21鈦合金疲勞裂紋擴展速率的對比分析

田晨超，高 陽，張 娟，焦 磊，翟 翯

（西安漢唐分析檢測有限公司，西安 710016）

鈦合金由于具有密度低、比強度高、耐高溫、無磁及可焊等諸多優良特性，已被廣泛應用于航空航天領域[1-2]。 隨著高可靠性和長壽命飛行器發展方向的迫切需求，結構件選材已由最初的靜強度設計思想發展為現代的損傷容限設計理念[3]。 目前，已應用于航空主承力疲勞結構件的損傷容限型鈦合金主要有 Ti6Al4V （βELI）、Ti-62222S、TC4-DT 及 TC21 等，該類鈦合金主要通過β 熱處理、β 變形及降低間隙元素含量的技術途徑獲得，國產 TC4-DT 為 α+β 雙態組織的中強損傷容限型鈦合金[4]，TC21 為網籃狀或三態組織的高強損傷容限型鈦合金[5]，均具備高的斷裂韌度KIC 及低的裂紋擴展速率da/dN，以達到調整組織形態滿足損傷容限的目的。

目前，結合加載條件、熱加工工藝、組織形態及成型工藝對TC4-DT 及TC21 損傷容限型鈦合金的主要表征參量斷裂韌度及裂紋擴展速率研究居多，取得了優化工藝參數、成型方式及裂紋擴展速率理論模型建立等眾多研究成果[6-9]。 本研究依據新版疲勞裂紋擴展試驗方法[10]，通過對工業化生產的TC4-DT 及TC21 損傷容限型鈦合金da/dN的測試，詳盡比對分析了二者的差異性，為航空航天領域更好地使用該類鈦合金提供技術參考。

1 試驗材料及設備

試驗材料采用國產的TC4-DT （準β 退火+二次退火態） 棒材和TC21 （熱軋態） 鈦合金鍛件，TC4-DT 的強塑性低于 TC21，而斷裂韌度則較高，見表1。 依據疲勞裂紋擴展方法標準GB/T 6398—2017，加工厚度為 12.5 mm 的標準緊湊拉伸CT 試樣，寬度為50 mm。 CT 試樣的缺口形式為標準的T 形，線切割缺口長度為7 mm。為滿足產品特性的要求，TC4-DT 取樣方向為TL，TC21 取樣方向為 C-R。

試驗設備采用MTS 370.10 電液伺服低周疲勞試驗機，最大靜動載荷±100 kN，載荷準確度0.5 級。 裂紋長度的測量采用柔度法，所選位移歸的標距為12 mm，具備足夠的分辨率及動態頻率響應。 試驗機的載荷準確度、同軸度、位移速度及配套位移歸的準確度均在檢定計量的有效期內，滿足測試要求。

表1 試驗材料的常規力學性能

2 試驗方法

疲勞裂紋預裂及裂紋擴展試驗參數見表2。依據標準要求，試驗前對CT 試樣的厚度和寬度進行測量，分別采用足夠分辨率的外徑千分尺及大型工具顯微鏡進行三點實際測量，取測量結果的平均值用于應力強度因子K 的計算。疲勞裂紋的預制及裂紋擴展試驗的加載波形為正弦波，頻率 15 Hz，力值比 0.1。 疲勞裂紋的預制采用固定的最終最大應力強度因子Kmax控制，可依據斷裂韌度KIC值選取。 預制裂紋長度大于3 mm，以滿足最小預裂紋長度的要求。預制裂紋試驗完成后，可獲得最終裂紋長度相對應的最大載荷值，采用高于此載荷值的恒載控制模式開始裂紋擴展試驗，以確保數據采集時 da/dN＞1×10-5mm/cycle。

表2 疲勞裂紋預制及擴展試驗參數

3 試驗結果及分析

基于標準，本次試驗未對損傷容限鈦合金的疲勞裂紋擴展速率da/dN＝10-7mm/cycle 時的應力強度因子范圍門檻值ΔKth進行測定，主要獲取了da/dN＞10-5mm/cycle 的中速穩態及高速失穩裂紋擴展區，TC4-DT 及TC21 鈦合金疲勞裂紋擴展速率曲線如圖1 所示。

圖1 TC4-DT 及TC21 鈦合金疲勞裂紋擴展速率曲線

由da/dN 曲線圖可見，TC4-DT 低速擴展區較 TC21 偏右、下，即裂紋尖端處 ΔK 相同時，TC4-DT 初始階段的 da/dN 較小，也可推測出TC4-DT 較 TC21 具有更高的門檻值 ΔKth，裂紋擴展啟裂的阻力更大。 隨著裂紋擴展量的增加，ΔK 隨之增加，裂紋擴展速率逐漸進入穩態擴展階段 Paris 區，在應力強度因子范圍 ΔK 處于24～31 MPa·m1/2時，裂紋擴展速率曲線基本重合，此時的 da/dN 基本相當。 隨 ΔK 的進一步增加，TC21 在 ΔK 越過 33 MPa·m1/2時，即相當于斷裂韌度KIC的53%時，裂紋擴展速率急劇增加，進入高速失穩擴展階段。 不同之處在于，中強損傷容限鈦合金TC4-DT 的穩態擴展階段更長，裂紋的行程范圍約在18.5～33 mm，而TC21約為 17～29.5 mm。 對 TC4-DT 而言，當 ΔK 達到50 MPa·m1/2之后，即 KIC值的 49%時，裂紋擴展速率會較快的達到失穩擴展狀態。

綜合考慮傳統理論模型在裂紋擴展各階段的適用性，研究可表征模擬計算全范圍疲勞裂紋擴展速率數學表達式的工作也已展開[6，11]。 本試驗采用經典的Paris 模型對損傷容限型結構件用鈦合金穩態擴展區進行描述，通過雙對數坐標的線性擬合，得出TC4-DT 的數學表達式為：da/dN=1.727 667E-8（ΔK）3.05578，da/dN=1.110 785E-8 （ΔK）3.21462。 TC21 的數學表達 式為 ：da/dN=6.524 842E-8（ΔK）2.70717，da/dN=3.957 036E-8（ΔK）2.87169，各材料參數的擬合誤差小于2%。

相關研究表明[12-13]，鈦合金的顯微組織及結構參數、晶粒尺寸及位向分布、初生α 相體積分數等均對疲勞裂紋擴展速率產生影響，依照粗片狀、細片狀、粗等軸、雙態、細等軸的組織演變規律，其斷裂韌度KIC及抗宏觀裂紋擴展能力依次降低，抗微裂紋擴展能力則相反。 da/dN 的低速擴展區，TC4-DT 與TC21 裂紋面的起伏較大 （見圖 2）。 研究表明[14]，該階段在低應力強度因子范圍ΔK 的作用下主要以短裂紋的形式擴展，相比于晶粒尺寸，較小的塑性區尺寸造成裂紋擴展主要以純剪切的形式沿主滑移系方向進行，擴展路徑呈 “Z” 形鋸齒狀，宏觀斷口形貌粗糙度較大，該區裂紋擴展速率表現為組織敏感區。 通過進一步比對觀察TC4-DT 與TC21 低速擴展區的宏觀斷口形貌，TC4-DT 較 TC21 斷裂面更為粗糙，起伏更大，主要是由于裂紋擴展的曲折路徑導致的，裂紋行進的曲折路徑增加了裂紋擴展的實際距離。 此外，強度級別的差異，在同樣的ΔK 作用下，TC4-DT較TC21 具有更大的裂紋尖端塑性區。 曲折的擴展路徑及較大的裂紋尖端塑性區尺寸均會增加裂紋的閉合程度，從而減小實際有效裂紋長度，TC4-DT 表現出更低的裂紋擴展速率。

恒載控制模式下，隨著裂紋長度的增加，裂紋擴展速率逐漸進入穩態擴展區。 TC4-DT 與TC21 在該區的起始階段da/dN 基本相當，取決于斷裂模式的轉變，由低速階段的晶體學鋸齒模式向輝紋模式過渡，該過程表現為組織不敏感。研究表明[15]，隨著裂紋尖端塑性區尺寸的增加，裂紋擴展由低速區的 “Z” 字形轉變為沿垂直于遠場拉應力的平面裂紋擴展路徑，疲勞斷口形貌較為平滑 （見圖2）。 疲勞裂紋擴展速率曲線可見，隨著 ΔK 的增加，TC4-DT 較 TC21 穩態擴展區更長，主要是因為中強損傷容限型鈦合金TC4-DT 較TC21 具有更大的裂紋尖端塑性區尺寸，循環載荷作用下，較大的塑性區尺寸必然導致主裂紋的分叉及二次微裂紋的萌生擴展，致使裂紋尖端的應力得到釋放，消耗更多的能量，延緩穩態擴展區，斷口形貌則較為粗糙。 在TC4-DT 及 TC21 斷裂韌度 KⅠC的測試中，見圖3 的載荷-位移 （P-V） 曲線，兩類鈦合金均滿足裂紋尖端平面應變狀態小范圍屈服條件。 不同的是，TC4-DT 的 P-V 曲線最大力Fmax與特定條件力FQ之比 （Fmax/FQ） 較 TC21 高，側面佐證了 TC4-DT具有較TC21 裂紋尖端更大的塑性區尺寸。

圖2 TC4-DT 及TC21 鈦合金疲勞裂紋擴展宏觀斷口

圖3 TC4-DT 及TC21 鈦合金斷裂韌度載荷-位移曲線

同時，隨著ΔK 的進一步增加，da/dN 隨之快速增加達到失穩擴展階段，斷裂方式與拉伸類似，斷口形貌呈現出韌窩狀，斷裂面的粗糙度增加。

基于TC4-DT 及TC21 損傷容限型鈦合金常規力學性能及損傷容限表征參量的比對分析結果，兩類鈦合金具有高低強度搭配及損傷容限性能優勢互補的特性，均已成為我國新一代飛機制造首選的關鍵結構材料[2]。 TC4-DT 鈦合金由于具有優良的電子束焊接性能，可用于飛行器大型結構件的制造，而TC21 鈦合金所具有的更高強度及耐久性，適用于諸如起落架等重要承力部件的生產。

通過兩類鈦合金損傷容限表征參量的比對分析，TC4-DT 與TC21 在疲勞裂紋穩態擴展區的特性及斷裂韌度的差異，對已損傷構件剩余壽命的計算或在耐久性設計中應加以重視。

4 結 論

（1） 低速擴展階段，TC4-DT 較 TC21 鈦合金的裂紋擴展速率da/dN 更小，宏觀斷口形貌粗糙度較大。

（2） 裂紋尖端應力強度因子范圍 ΔK 處于24～31 MPa·m1/2的穩態擴展階段時，TC4-DT 與TC21 疲勞裂紋擴展速率曲線基本重合，且TC4-DT 較TC21 具有更長的穩態擴展區，宏觀斷口形貌較為平滑。

（3） TC4-DT 與 TC21 鈦合金的 ΔK 約為斷裂韌度裂KIC的50%時，疲勞裂紋擴展速率很快進入失穩擴展階段，斷裂面粗糙度增加。