鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
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[0001]本發(fā)明涉及鈦合金疲勞失效領(lǐng)域，具體涉及一種鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，該方法能夠判定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞引起以及保載疲勞效應(yīng)的強(qiáng)弱。
【背景技術(shù)】
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[0002]鈦合金作為一類(lèi)輕質(zhì)高強(qiáng)材料，在航空航天領(lǐng)域運(yùn)用廣泛。其中，近α型和α +β型鈦合金由于具有優(yōu)異的抗蠕變和疲勞綜合性能被用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)盤(pán)、風(fēng)扇盤(pán)及其葉片等部件。對(duì)這些重要部件的疲勞壽命進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)是保證航空器飛行安全的關(guān)鍵。通常，對(duì)部件所采用的材料在實(shí)驗(yàn)室階段和平臺(tái)測(cè)試階段進(jìn)行疲勞試驗(yàn)獲得其疲勞壽命，并根據(jù)一定的安全設(shè)計(jì)法則，得出所制部件的檢修或更換周期。因此，實(shí)驗(yàn)室或平臺(tái)測(cè)試階段所反映的疲勞壽命對(duì)服役壽命預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確度起決定性作用。由于航空器在實(shí)際飛行過(guò)程中所經(jīng)歷的載荷譜極其復(fù)雜，實(shí)驗(yàn)室測(cè)試階段常采取簡(jiǎn)化的三角波形或正弦波形來(lái)描述其往復(fù)循環(huán)的疲勞行為。對(duì)于絕大多數(shù)材料，三角波和正弦波等疲勞波形不僅簡(jiǎn)潔可行，而且在反應(yīng)部件疲勞壽命方面也具有代表性。
[0003]但利用簡(jiǎn)化的三角波疲勞波形對(duì)于部分鈦合金部件進(jìn)行壽命預(yù)測(cè)時(shí)出現(xiàn)問(wèn)題，并引發(fā)航空事故。最早一次事故發(fā)生在上世紀(jì)70年代，Rolls-Royce公司提供的RB211發(fā)動(dòng)機(jī)上兩件由近α型頂1685合金制造的風(fēng)扇盤(pán)在服役過(guò)程中發(fā)生提前失效。該部件在進(jìn)入服役前通過(guò)了當(dāng)時(shí)所有的疲勞檢測(cè)標(biāo)準(zhǔn)，而失效時(shí)的疲勞壽命嚴(yán)重低于預(yù)測(cè)壽命。研究很快發(fā)現(xiàn)，疲勞壽命預(yù)測(cè)的嚴(yán)重偏差源自實(shí)驗(yàn)測(cè)試階段所采用的疲勞描述波形不準(zhǔn)確所致。航空發(fā)動(dòng)機(jī)上鈦合金部件的室溫疲勞不能用普通的三角波形來(lái)描述，而應(yīng)該利用與實(shí)際飛行載荷譜更接近的梯形波(在峰值應(yīng)力下保持一段時(shí)間)來(lái)評(píng)價(jià)。隨后的實(shí)驗(yàn)室研究也證明，提前失效的頂1685風(fēng)扇盤(pán)的梯形波疲勞壽命顯著低于普通三角波疲勞壽命。在峰值應(yīng)力下保持一段時(shí)間的梯形波疲勞，便稱(chēng)為保載疲勞。在相同的應(yīng)力條件下，保載疲勞壽命與普通疲勞壽命相比顯著降低的現(xiàn)象稱(chēng)為保載效應(yīng)。
[0004]對(duì)于這種基于非保載疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)存在嚴(yán)重偏離的情況，讓航空部門(mén)感到憂(yōu)慮并引起了極大關(guān)注。雖然保載疲勞問(wèn)題較早已被發(fā)現(xiàn)，但至今仍未能得到妥善解決。最近一次的保載疲勞事故發(fā)生在1997年，加拿大國(guó)際航空公司一架從北京飛往溫哥華的波音767-375ER客機(jī)在起飛過(guò)程中左翼發(fā)動(dòng)機(jī)突然發(fā)生爆炸。事故調(diào)查結(jié)果表明此次事故為發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓壓氣機(jī)盤(pán)發(fā)生保載疲勞失效所致。該客機(jī)采用的發(fā)動(dòng)機(jī)為GE公司提供的CF6發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)生失效的部件是由近α型Ti6242合金制造的3?9級(jí)高壓壓氣機(jī)盤(pán)。
[0005]保載效應(yīng)的影響因素眾多，主要可歸納為外部和內(nèi)部因素。外部因素包括材料所處的峰值應(yīng)力水平、保載時(shí)間以及峰谷值應(yīng)力比，增加峰值應(yīng)力和延長(zhǎng)保載時(shí)間都會(huì)加劇保載效應(yīng)；內(nèi)部因素主要為合金類(lèi)型、合金顯微組織及微織構(gòu)等情況，其中微織構(gòu)的存在是導(dǎo)致近α型和α+β型鈦合金產(chǎn)生保載效應(yīng)的最直接原因。為應(yīng)對(duì)保載疲勞問(wèn)題，目前航空界主要采取調(diào)整飛行操作規(guī)程和更換合金的措施。調(diào)整操作規(guī)程是為了降低部件運(yùn)行過(guò)程中的峰值應(yīng)力水平，以減弱保載效應(yīng)。合金更換則是利用保載效應(yīng)較弱或不敏感的合金取代保載效應(yīng)強(qiáng)的合金，如Rolls-Royce公司在RB211發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)保載疲勞問(wèn)題后，采用Ti64取代頂1685合金制造風(fēng)扇盤(pán)。而對(duì)于目前運(yùn)用最為廣泛的發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)盤(pán)材料??6242合金，人們則希望采用保載不敏感的??6246或Til7合金進(jìn)行替代。由此可以看出，鈦合金保載疲勞問(wèn)題的出現(xiàn)一直影響著現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)與制造。
[0006]航空發(fā)動(dòng)機(jī)中實(shí)際服役部件所經(jīng)歷的載荷波形變化異常，諸如起飛、巡航、降落、技術(shù)操作和突發(fā)狀況等，這種變幻的載荷波形對(duì)于船舶動(dòng)力、發(fā)電設(shè)備等也類(lèi)似。因此，除了航空領(lǐng)域，海洋船舶、石油化工和電力工業(yè)等領(lǐng)域也可能出現(xiàn)鈦合金保載疲勞失效現(xiàn)象。
[0007]鈦合金保載疲勞失效是一類(lèi)有別于其他疲勞失效的特殊失效模式。如前所述，保載疲勞影響因素眾多，而真正的保載疲勞失效只有在特定的內(nèi)外因素共同作用下才會(huì)出現(xiàn)。準(zhǔn)確判定鈦合金室溫保載疲勞失效行為，對(duì)指導(dǎo)保載疲勞的影響因素和機(jī)理研究，鈦合金選材、組織控制以及最終性能評(píng)價(jià)都具有重要意義。雖然保載效應(yīng)的有無(wú)及強(qiáng)弱可以從疲勞壽命降低的程度得到最直接的反映，但研究發(fā)現(xiàn)影響疲勞壽命降低程度的因素除了保載效應(yīng)本身，還受其他非保載疲勞機(jī)制的因素影響。比如，當(dāng)疲勞測(cè)試的峰值應(yīng)力選擇高于材料的拉伸屈服強(qiáng)度時(shí)，保載疲勞壽命也會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重降低，但這并不是由保載疲勞機(jī)制所引起；另外，除了保載疲勞壽命，壽命降低程度還取決于作為參照的普通疲勞。研究表明普通疲勞壽命受顯微組織因素影響也較大，而此處的顯微組織因素常有別于影響保載疲勞的組織因素。因此，保載疲勞失效及其效應(yīng)強(qiáng)弱單從壽命降低的程度來(lái)判定變得困難，甚至有時(shí)候得出不正確的結(jié)論。

【發(fā)明內(nèi)容】

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[0008]本發(fā)明的目的是提供一種鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，用于判定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞所引起以及保載效應(yīng)的強(qiáng)弱，該方法可以為實(shí)驗(yàn)室研究、鈦合金保載效應(yīng)評(píng)價(jià)及斷裂失效分析提供參考。
[0009]為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
[0010]一種鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，該方法是判定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞所引起，判定過(guò)程包括如下步驟:
[0011](1)利用光學(xué)顯微鏡對(duì)疲勞失效后的鈦合金斷口進(jìn)行低倍(5?30倍)觀察，確定斷口上疲勞裂紋的萌生位置；疲勞裂紋的萌生位置通過(guò)比較斷口上不同區(qū)域的相對(duì)明暗程度來(lái)確定，相對(duì)明亮的區(qū)域?yàn)槠诹鸭y萌生位置；
[0012](2)如果疲勞裂紋的萌生位置僅在試樣表面，則鈦合金疲勞失效不是由保載疲勞引起；如果有疲勞裂紋的萌生位置在試樣亞表面或內(nèi)部，則鈦合金疲勞失效可能是由保載疲勞引起；
[0013](3)如果有疲勞裂紋的萌生位置在試樣亞表面或內(nèi)部，利用掃描電子顯微鏡對(duì)該疲勞裂紋萌生區(qū)域的解理小平面進(jìn)行觀察，根據(jù)疲勞裂紋萌生區(qū)域解理小平面的形貌特征進(jìn)一步判定:如果解理小平面的表面光滑，且解理小平面與應(yīng)力軸夾角為30?60°，則鈦合金疲勞失效不是由保載疲勞引起；如果解理小平面具有“人”字形花樣、且解理小平面與應(yīng)力軸夾角為80?100°，則鈦合金疲勞失效是由保載疲勞引起。
[0014]所述的鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法還包括判定保載效應(yīng)的強(qiáng)弱，判定過(guò)程為:如果鈦合金疲勞失效是由保載疲勞引起，則在上述步驟⑴觀察結(jié)果中，斷口上由保載疲勞引起的明亮區(qū)域所占面積的多少反映保載效應(yīng)的強(qiáng)弱，所占面積越多保載效應(yīng)越強(qiáng)。
[0015]一種鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，該方法是判定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞所引起，具體是根據(jù)斷口縱剖面的二次裂紋形貌進(jìn)行判定:如果斷口縱剖面的二次裂紋均為與應(yīng)力軸呈30?60°角度的，則鈦合金疲勞失效不是由保載疲勞引起；如果斷口縱剖面的二次裂紋存在與應(yīng)力軸呈80?100°角度的，則鈦合金疲勞失效是由保載疲勞引起。
[0016]所述的鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法還包括判定保載效應(yīng)的強(qiáng)弱，判定過(guò)程為:如果鈦合金疲勞失效是由保載疲勞引起，則斷口縱剖面存在與應(yīng)力軸角度為80?100°的二次裂紋的多少(根據(jù)長(zhǎng)度計(jì)算)反映保載效應(yīng)的強(qiáng)弱，所占比例越多保載效應(yīng)越強(qiáng)。
[0017]以上兩組鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，在判定鈦合金室溫保載疲勞失效問(wèn)題時(shí)，可聯(lián)合使用、互為印證。
[0018]鈦合金保載效應(yīng)可分為強(qiáng)、弱和無(wú)等情況。對(duì)于保載效應(yīng)強(qiáng)的斷口，作為保載疲勞裂紋萌生位置的明亮區(qū)域多或者區(qū)域較大，同時(shí)斷口縱剖面與應(yīng)力軸基本垂直(80?100° )的二次裂紋多；對(duì)于保載效應(yīng)弱的斷口，可能為一種疲勞裂紋分別從試樣表面和試樣內(nèi)部萌生的混合型斷口，且內(nèi)部萌生的明亮區(qū)域較少或小，與此對(duì)應(yīng)斷口縱剖面的二次裂紋存在與應(yīng)力軸傾斜相交(30?60° )和與應(yīng)力軸基本垂直(80?100° )的兩種形貌；對(duì)于無(wú)保載效應(yīng)的斷口，其特征和普通三角波疲勞的斷口類(lèi)似，疲勞裂紋均從試樣表面萌生，且試樣亞表面或內(nèi)部無(wú)明亮的萌生區(qū)域，對(duì)應(yīng)的斷口縱剖面二次裂紋均為與應(yīng)力軸傾斜相交(30?60° )的形貌。
[0019]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)如下:
[0020]1、本發(fā)明基于系統(tǒng)的鈦合金保載疲勞研究結(jié)果，從保載疲勞斷裂機(jī)理和特征出發(fā)，提出鈦合金室溫保載疲勞失效的準(zhǔn)確判定方法。本發(fā)明方法不僅可以判定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞引起，而且可以進(jìn)一步判定保載效應(yīng)的強(qiáng)弱。
[0021]2、本發(fā)明所述的鈦合金室溫保載疲勞失效判定方法，在鑒定鈦合金疲勞失效是否由保載疲勞行為所引起的問(wèn)題上準(zhǔn)確可靠，通過(guò)制定相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)，可作為保載疲勞問(wèn)題實(shí)驗(yàn)室研究、鈦合金保載效應(yīng)評(píng)價(jià)以及失效事故分析的參考依據(jù)。
【附圖說(shuō)明】
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[0022]圖1為鈦合金室溫保載疲勞失效判定流程圖；
[0023]圖2為疲勞測(cè)試所采用的棒狀試樣(單位:_)；
[0024]圖3為不同加載方式的疲勞波形；其中:(a)低周疲勞(Low Cycle Fatigue,LCF)波形；(b)低周保載疲勞(Low Cycle Dwell Fatigue, LCDF)波形；
[0025]圖4為T(mén)i6242合金疲勞斷口的光學(xué)顯微鏡照片；其中:(a) LCF ； (b) LCDF ； (LCF圖中圓圈所指的亮斑為外來(lái)?yè)p傷，非自身斷裂特征)；
[0026]圖5為L(zhǎng)CF斷口上裂紋萌生處解理小平面掃描電鏡照片；
[0027]圖6為IXDF斷口上裂紋萌生處解理小平面掃描電鏡照片；
[0028]圖7為疲勞斷口縱剖面二次裂紋形貌提取方法；其中:(a)金相照片；(b) 二次裂紋形貌提取后示意圖；
[0029]圖8為T(mén)i6242合金LCF和LCDF疲勞斷口縱剖面二次裂紋形貌；其中:(a)LCF ;(b)LCDF ；
[0030]圖9為T(mén)i6243合金疲勞斷口的光學(xué)顯微鏡照片；其中:(a) LCF ； (b) LCDF ； (LCF圖中圓圈所指的亮斑為外來(lái)?yè)p傷，非自身斷裂特征；LCDF圖中箭頭所指為試樣內(nèi)部疲勞裂紋萌生區(qū)域)；
[0031]圖10為??6243合金LCF和IXDF疲勞斷口縱剖面二次裂紋形貌；其中:(a)LCF ；(b)LCDF ；
[0032]圖11為T(mén)i6244合金疲勞斷口的光學(xué)顯微鏡照片；其中:(a) LCF ； (b) IXDF ；
[0033]圖12為T(mén)i6244合金LCF和LCDF疲勞斷口縱剖面二次裂紋形貌；其中:(a)LCF ；(b)LCDF ；
[0034]圖13為T(mén)i6245合金疲勞斷口的光學(xué)顯微鏡照片；其中:(a) LCF ; (b) LCDF ; (LCF圖