钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

钛合金高周疲劳特性的影响因素分析（精选2篇）

篇1：钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

高周疲劳(HCF)亦称高循环疲劳,它是航空燃气涡轮发动机的主要失效方式之一.高周疲劳失效几乎涉及航空发动机每一个钛合金零件,如压气机叶片、压气机内环和机匣等,会导致发动机重要部件的过早失效,甚至整个发动机和飞机的.损失.但仅研究高周疲劳并不能解决实质问题,必须研究各种损伤对钛合金材料高周疲劳特性的影响.损伤通常包含低周疲劳、外物损伤、在缺口或应力集中处形成裂纹和接触疲劳等,这些损伤都可能降低高周疲劳性能.本文主要介绍和总结了国内外有关低周疲劳和外物损伤对钛合金高周疲劳特性影响的研究现状.

作 者：周为富 赵振华 陈伟 ZHOU Weifu ZHAO Zhenhua CHEN Wei 作者单位：南京航空航天大学能源与动力学院,江苏,南京,210016刊 名：现代机械英文刊名：MODERN MACHINERY年，卷(期)：“”(3)分类号：V231.95关键词：航空发动机 高周疲劳 低周疲劳 复合疲劳 外物损伤

篇2：钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

近年来国内外学者对钛合金材料开展了大量超高周性能研究,许多研究工作都表明,钛合金材料并没有传统疲劳意义上的疲劳极限,在循环应力幅值远低于材料的屈服强度情况下,在107次循环以上材料仍然会发生疲劳断裂,而且超高周疲劳破坏裂纹起始往往会在试样的内部[4,5,6,7,8].

本文针对空心风扇叶片用Ti-6Al-4V随炉试样,分别采用MTS疲劳试验机和超声疲劳试验系统开展了材料104~109范围内的疲劳性能研究.该钛合金材料用于制备空心风扇叶片,其在成型过程中,Ti-6Al-4V材料会经过扩散连接和超塑成型等关键工序,该工艺处理后的Ti-6Al-4V材料的高周,尤其是超高周疲劳性能研究还未有详细报道.

1 试验设计及试验系统

高周试验采用MTS-880型号设备,试样为圆棒狗骨型.试样标距为25 mm,试验段采用纵向抛光保证表面粗糙度在Ra0.4以内.试验应力比R=-1,试验循环波形为正弦波,试验应变率为0.006 S-1,相应试样的频率范围为20∼30 Hz.

超高周疲劳试验由于其寿命周期非常长,若要利用传统的疲劳试验系统完成材料超高周试验,试验时间成本巨大.本文中采用了基于超声的超高周疲劳试验系统,该试验的原理是,通过设计合适的试样尺寸,利用超声信号发生器产生的高频振动,使得系统发出高频位移振动信号并同试件完成谐振,此时试件中部的位移为0,应力最大.由于材料内阻尼的作用,试件中部的温度会升高,可采用压缩空气、低温压缩空气等方法进行冷却.

试验系统的超声信号发生器(激振电源)将50 Hz的电信号转换为20 k Hz的超声正弦波电信号输出,通过调整电压可改变正弦波的幅值.压电陶瓷换能器将超声信号发生器提供的电信号转变为机械振动信号,当试样产生谐振时,驱动试件进行试验.同时,位移放大器(变幅杆)放大来自换能器的振动位移幅值,使试件获得所需的应变幅值.

为了保证试验的准确性,试验前对超声疲劳试验系统进行标定,即获得了工控机电压和试验机输出位移间的线性关系,校准了超声疲劳试验系统的输入应力值和试件实际应力值.标定用振动传感器为美国MTI公司生产的MTI光纤振动传感器,示波器为泰克DPO4104[4].

超高周疲劳试样采用数值解析计算获得,并采用有限元仿真进行了确认.试样形状为沙漏型,试件设计过程中,需要计算相关尺寸关系,振动方程求解的边界条件是试件端部应力为零,位移幅最大[9].并且确定试样尺寸前需测定该材料的弹性模量和密度.

采用Ansys软件对试件的共振频率分析结果显示共振频率为20 245 Hz,后期实际试验过程试件的共振频率在20 100 Hz∼20 300 Hz之间,说明该试验设计能够满足20 k Hz超声振动疲劳的要求.

超高周试样的试验段也采用纵向抛光保证表面粗糙度在Ra 0.4以内.试验应力比R=-1,试验频率为20 k Hz.试验过程发现用空气冷却效果不好,试验产生了明显的升温现象,为消除此影响,制作了环境箱,使用液氮气化后的低温氮气冷却试样,环境箱中的温度控制在-40◦C,试验过程及后续的断口分析中,没有发现试样因温度过高而产生的烧蚀现象.

2 试验结果与分析

2.1 高周和超高周疲劳试验S-N曲线

表征疲劳性能的S-N曲线一般有3种表达方式,幂函数表达式,指数函数表达式和三参数幂函数表达式.通常,幂函数和指数函数表达式只限于表示中等寿命S-N曲线,而三参数幂函数表达式可表示中、长寿命区的S-N曲线.因此本文中后续都将采用三参数幂函数表达式,如式(1)所示.

式中,S0,m和C均为常数,Smax为最大应力,N为循环寿命.该参数的求解需要用到相关系数优化法.将式(1)两边取对数后令X=lg N,y=lg(Smax-S0),a=lg C,b=-m,可以得到

可见,X与y成线性关系,利用线性回归的计算方法,可以得到相关系数r,r为S0的函数.所要求解的S0必须使得相关系数r绝对值最大,即满足r(S0)导数为0,由此可以得出S0的方程.而得出的S0方程求解可以利用牛顿迭代法或者二分法[10].牛顿迭代法求解的原理是利用泰勒公式一阶展开,本文中利用该方法得出迭代公式后编程求解.S0求解出来后,m和C相应地均可以求解出来.

对高周和超高周性能分别采用该方法分析,可得到图1所示S-N曲线.考虑到疲劳试验数据的分散性,在每个应力水平下,采用对数疲劳寿命平均值为拟合点.

图1(a)曲线中将实验数据拟合的曲线与手册中的YZ-TC4数据比较[1],可以看出两者的寿命曲线近似,在同一应力水平下,该材料的循环数比手册的略低.这是由于该材料制造工艺与手册中YZ-TC4不同的原因.手册中的锻件交货状态为M态,热处理工艺为690◦C~720◦C保温2 h,空冷;然后,固溶相变下17◦C~58◦C保温1 h,水淬后,在690◦C~720◦C保温2 h后空冷.而一般钛合金的超塑成形温度是850◦C~980◦C,扩散连接的温度为870◦C~1 285◦C,而且该工艺均在真空或保护气体中进行.相关文献也表明超塑成形和扩散连接工艺后力学性能有所降低[11].

图1(b)中两条拟合曲线分别为高周数据拟合的中值S-N曲线和超高周数据拟合的中值S-N曲线.可以看出,在对称循环应力下,随着应力幅值的下降,该Ti-6Al-4V材料并不存在传统意义上的疲劳极限,即循环周次在107以上试样也会发生疲劳破坏.其中,在超高周试验过程中也发现了个别异常数据点,即在同一水平下相应的分布不符合正态分布,对相应的试样断口在扫描电镜下进行了观察,发现该试样存在加工的缺陷,因此在该分析中剔除了相应的数据,详细观察见下一节内容.同时,可以看出20 Hz高周和20 k Hz超高周分别拟合的两条曲线表现出了趋势的差异性.

当以高周和超高周的对数疲劳寿命平均值来分析,如图1(c)所示.可以看出,通过平均值观察,高周和超高周疲劳试验数据的趋势一致性较好.即频率对疲劳寿命的影响并不明显,这与相关文献的结果一致[12,13].在Yoshiyuki等[12]的研究中,内部断裂的两个炉号Ti-6Al-4V试样,在120 Hz,600 Hz和20 k Hz的试验中均没有显示出频率效应.而在其缺口试样中,所有的试验均没有表现出频率效应.

因此,采用基于超声的超高周疲劳试验来研究材料的超高周疲劳性能是一种可行且有较大发展潜力的方法.

2.2 高周和超高周断口的微观分析

为了进一步分析高周和超高周疲劳断裂机理,采用JSM-6360LV扫描电子显微镜对断口进行了观察.

图2所示为高周试验试样断口扫描电镜照片,(a)为整体形貌,(b)为裂纹扩展区照片,(c)为断口瞬断区的照片.可以看出裂纹起始于试样的表面,裂纹扩展路径上有明显的疲劳条纹和脆性断面,而在后期的瞬断区,有明显的韧性断面.

对于超高周断裂试样,观察其断裂位置基本都在试样中部断裂,个别试样断裂位置略偏离中心.并且在断口表面没有出现烧蚀现象,说明利用液氮冷却的方式,可以避免超高周试验过程的温升现象.

图3所示为前文中提及超高周试验异常点对应试样断口SEM照片,其寿命相对较短.可以看出裂纹从试样的表面萌生,裂纹源处光滑,无明显疲劳沟线,说明该处存在应力集中.在图3(b)中可以清晰看到在裂纹扩展区的扩展条纹.

图4所示为正常的超高周试样断口,裂纹从试样的内部萌生,裂纹源区平整.其裂纹扩展与20 Hz高周的疲劳裂纹相似.已有许多学者研究了Ti-6Al-4V的内部起裂机理,其研究成果表明,超高周疲劳裂纹源为基体上的解离面簇(clusters of facets),而不是夹杂物.在解离面簇的下面还有次裂纹(sub crack),而解离面簇和次裂纹都是在α相上产生[12].现在的研究结果与上述理论也是符合的.

通过试件断口的观察与分析,可以发现:高周疲劳试样的裂纹起始一般位于试样表面;超高周试样的断口,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生的,而试件表面存在着表面缺陷时(加工等因素),裂纹一般是从表面形成,其相应的循环寿命较短.

3 结论

根据空心风扇叶片用Ti-6Al-4V随炉试样的高周和超高周疲劳试验,可以得出下列结论:

(1)Ti-6Al-4V材料并不存在传统意义上的疲劳极限,发动机用Ti-6Al-4V材料设计时必须考虑其在109以上周次时的疲劳性能.

(2)三参数幂函数可以较好地拟合高周和超高周的疲劳性能数据,采用对数疲劳寿命平均值为拟合点,高周和超高周性能的规律一致,可以较好地将两种方法得到的数据衔接起来.即采用液氮冷却至-40◦C条件下的20k Hz超声超高周疲劳试验,与室温下20Hz高周疲劳试验相比,频率效应可以忽略.

(3)超高周试样的断口分析表明,在试样表面没有缺陷的情况下,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生,而高周疲劳试样的裂纹是从材料表面开始萌生的.

基于本试验过程的分析,还是有一些深入的工作需要研究,如本次的超高周试验为了避免试样的温升效应,将试样的环境温度设定为-40◦C,试样内部必定会产生一定的温度梯度,试验环境温度对试验结果的影响应该进一步分析.同时,超高周试样的断口分析还需要进一步深入,以揭示其断裂机理和规律.另外,超高周试验目前还没有形成统一的测试标准,该试验过程的标准化工作还有待于科研人员共同推进和发展.

摘要：通过对航空发动机空心风扇叶片用Ti-6Al-4V随炉试样的高周和超高周疲劳试验研究,揭示了Ti-6Al-4V材料在10~7循环周次以上同样会发生疲劳破坏.采用三参数幂函数寿命曲线拟合了高周和超高周的疲劳性能数据,发现可以较好地将两种试验下的数据衔接起来,结果显示在此试验条件下基于超声的超高周疲劳试验的频率效应可以忽略.通过断口分析表明,超高周试样在试样表面没有缺陷的情况下,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生,而高周疲劳试样的裂纹是从材料表面开始萌生.