TC4鈦合金兩種顯微組織的緊固孔原始疲勞質(zhì)量研究

李 華， 賀 飛， 馬英杰， 雷家峰， 景綠路， 劉羽寅

(1.中國科學(xué)院金屬研究所，沈陽110016;2.沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，沈陽110035)

現(xiàn)代航空業(yè)飛速發(fā)展，為了提高飛機(jī)的機(jī)動性能和燃油效率，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重提出了更為迫切的要求［1］。鈦合金由于具有高比強(qiáng)度、良好的耐腐蝕以及耐高溫性能，廣泛地用于制造飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件和發(fā)動機(jī)部件。與鋼相比，鈦合金具有較高的缺口敏感性，并且在構(gòu)件生產(chǎn)和服役過程中難免會引入各種損傷，導(dǎo)致鈦合金結(jié)構(gòu)疲勞性能明顯降低，因此目前廣泛采用結(jié)構(gòu)損傷容限/耐久性設(shè)計。結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計的前提是確定鈦合金的原始疲勞質(zhì)量(IFQ，Initial fatigue quality)。根據(jù)材料學(xué)的觀點(diǎn)［2］，實際材料或構(gòu)件中必然會存在微觀缺陷(如夾雜、氣孔、位錯等)甚至宏觀缺陷，材料在加工成構(gòu)件時也難免產(chǎn)生各種表面加工缺陷(如毛刺、劃傷、刀痕、燒傷等)以及其他對構(gòu)件疲勞抗力有較大影響的表面完整性因素(如殘余應(yīng)力、表面富氧層、表面組織狀態(tài)等)。損傷容限/耐久性設(shè)計思想中的初始裂紋，就是把這些存在于構(gòu)件中的初始缺陷綜合等效地歸結(jié)為一個非實體的當(dāng)量裂紋長度，稱之為當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS，Equivalent initial flaw size)，并以此來表征結(jié)構(gòu)的原始疲勞質(zhì)量。

盡管原始疲勞質(zhì)量的基本原理、步驟、方法都已經(jīng)建立［3，4］，但是對其研究大都集中在鋁合金和鋼上［5～7］，針對鈦合金原始疲勞質(zhì)量的評定少有報道。緊固孔是飛機(jī)上最為普遍的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，存在應(yīng)力集中，易于萌生疲勞裂紋，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全具有重要影響。本工作設(shè)計了具有緊固孔細(xì)節(jié)的鈦合金試樣，模擬飛機(jī)緊固孔結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的開裂模式，以此建立表征鈦合金原始疲勞質(zhì)量的通用EIFS分布，對鈦合金兩種不同組織的原始疲勞質(zhì)量進(jìn)行研究。此外，還對用于鈦合金原始疲勞質(zhì)量評定的標(biāo)識載荷試驗技術(shù)的影響因素進(jìn)行了研究。

1 試驗方法

試驗材料為TC4鈦合金，其名義成分為Ti-6Al-4V。TC4鈦合金先后經(jīng)單相區(qū)開坯及兩相區(qū)鍛造成φ100mm的棒材，合金β相完全轉(zhuǎn)變點(diǎn)約為970 ±5℃。將TC4鈦合金棒材分別進(jìn)行兩種熱處理來獲得不同類型的顯微組織，采用750℃/3h/AC退火處理得到典型的鈦合金雙態(tài)組織，而采用1000℃/ 1h/AC+730℃/3h/AC固溶退火處理獲得具有原始β晶界的片層組織。原始疲勞質(zhì)量的評定采用雙細(xì)節(jié)緊固孔試樣，試樣尺寸如圖1所示，制孔工藝為鉸孔。疲勞試驗在MTS810多功能試驗機(jī)上完成，疲勞載荷為恒幅正弦波形，加載頻率為8Hz，應(yīng)力比0.06。為了能夠通過測量疲勞斷口獲得裂紋擴(kuò)展的數(shù)據(jù)(a-N)，在疲勞載荷中添加標(biāo)識載荷，標(biāo)識載荷的應(yīng)力比為0.7，疲勞載荷與標(biāo)識載荷交替出現(xiàn)，試樣加載直至斷裂，圖2為增加了標(biāo)識載荷的疲勞加載示意圖。試驗過程中記錄試樣裂紋長度與循環(huán)周次的對應(yīng)關(guān)系，作為斷口判讀的參考。試驗結(jié)束后采用VHX數(shù)字顯微鏡對疲勞斷口進(jìn)行測量，得到裂紋擴(kuò)展時的裂紋長度a隨循環(huán)周次N的變化曲線(a-N曲線)。此外，使用掃描電子顯微鏡(SEM)對疲勞斷口特征進(jìn)行觀察。在具有雙態(tài)組織的試樣上分別完成了210MPa，230MPa，250MPa三種應(yīng)力下的疲勞試驗，每種應(yīng)力測試5個有效試樣。在具有片層組織的試樣上分別完成了190MPa，210MPa，230MPa三種應(yīng)力下的疲勞試驗，每種應(yīng)力測試4個有效試樣。

圖1 評定原始疲勞質(zhì)量的雙細(xì)節(jié)緊固孔試樣尺寸(厚度3mm)Fig.1 Double-fastener hole specimen in initial fatigue quality experiment(3mm in thickness)

2 試驗結(jié)果

圖3為具有兩種顯微組織的試樣經(jīng)一定循環(huán)周次加載后的典型疲勞斷口形貌?？梢钥闯觯诹鸭y大都萌生于孔邊應(yīng)力集中部位，并且以角裂紋的形式從孔的一邊開始擴(kuò)展，直至試樣發(fā)生斷裂。標(biāo)識載荷譜的添加，在斷口上形成了記錄裂紋擴(kuò)展前沿的標(biāo)識線，每一條標(biāo)識線對應(yīng)一大循環(huán)周次，圖3中利用虛線描繪了其中的一條標(biāo)識線。對疲勞斷口進(jìn)行測量，繪制出了不同載荷下裂紋在兩種顯微組織中擴(kuò)展時的a-N曲線，如圖4和圖5所示?？梢钥闯?，兩種顯微組織狀態(tài)的TC4鈦合金的裂紋擴(kuò)展壽命均隨應(yīng)力水平的提高而減小，并且裂紋擴(kuò)展速率都隨裂紋長度的增加而快速增加。下面將利用獲得的疲勞裂紋擴(kuò)展(a-N)數(shù)據(jù)(圖4、圖5)建立當(dāng)量初始缺陷尺寸EIFS的數(shù)學(xué)分布。

圖2 標(biāo)識載荷加載示意圖(N1為疲勞載荷;N2為標(biāo)識載荷)Fig.2 Schematic ofmarker load in fatigue load spectrum(N1 representing fatigue load;N2 representingmarker load)

圖3 兩種不同組織的疲勞斷口形貌 (a)雙態(tài)組織;(b)片層組織Fig.3 Fracture surfaces of TC4 titanium alloy (a)bimodal structure;(b)lamellar structure

3 原始疲勞質(zhì)量的評定方法

由獲得的疲勞裂紋擴(kuò)展(a-N)數(shù)據(jù)(圖4和圖5)建立EIFS分布有兩種方法:TTCI反推法和EIFS擬合法［3］。TTCI(Time to crack initiation)是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)在給定載荷譜作用下達(dá)到某一指定參考裂紋尺寸ar值所經(jīng)歷的時間。在給定載荷譜和參考裂紋尺寸ar下，EIFS是TTCI的函數(shù)，因此可以通過TTCI的分布導(dǎo)出EIFS的分布。本工作采用TTCI反推方法建立描述原始疲勞質(zhì)量的通用EIFS分布。

3.1 用于反推的裂紋擴(kuò)展方程

在相對小裂紋范圍內(nèi)，裂紋擴(kuò)展速率方程可以采用類似斷裂力學(xué)中描述裂紋擴(kuò)展的Paris公式:

式中，Q和b為與材料特性、載荷譜、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)類型等相關(guān)的參數(shù)，原始疲勞質(zhì)量評定通常選取b=1。

3.2 TTCI分布參數(shù)的確定

大量實踐表明，TTCI服從三參數(shù)Weibull分布，其累計分布函數(shù)表示為:

式中，α為形狀參數(shù)，β為比例參數(shù)，ε為TTCI的下界。

在給定最大當(dāng)量初始缺陷xu和參考裂紋ar條件下，TTCI分布參數(shù)通過對其累計分布函數(shù)均秩估計量擬合給出。

3.3 通用EIFS分布參數(shù)的確定及參數(shù)優(yōu)化

EIFS控制曲線表征了每個結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的當(dāng)量初始缺陷尺寸x與其裂紋萌生時間t值之間的關(guān)系。EIFS控制曲線方程可由裂紋擴(kuò)展方程X=a(0)= arexp(-QT)得到(令t1=0，t2=T，a(t2)=a(T)= ar)。

使用以上EIFS控制曲線方程，可以從TTCI的分布導(dǎo)出EIFS的分布，相應(yīng)的EIFS累計分布函數(shù)可以表示為:

按以上方法確定的EIFS分布包含TTCI分布參數(shù)α，β和裂紋擴(kuò)展系數(shù)Q。裂紋擴(kuò)展系數(shù)和TTCI分布參數(shù)與疲勞試驗所選取的應(yīng)力水平有關(guān)。結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的原始疲勞質(zhì)量應(yīng)該只取決于材料和制造質(zhì)量，與應(yīng)力水平無關(guān)。因此需要對各應(yīng)力水平下的分布參數(shù)進(jìn)行通用化，得到通用分布參數(shù)(α，Qβ)，具體方法見文獻(xiàn)［3］。為了獲得與試驗結(jié)果符合最好的分布參數(shù)(α，Qβ)，通常需要對分布參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化的方法是變化(xu，ar)得到的通用分布參數(shù)(α，Qβ)，應(yīng)使綜合各應(yīng)力水平的無量綱統(tǒng)計量的累積分布函數(shù)理論值和試驗值之間的偏差平方和(SSE)最小。

3.4 多重細(xì)節(jié)的統(tǒng)計標(biāo)定［3］

采用含多個相互獨(dú)立細(xì)節(jié)的試件，即多重細(xì)節(jié)試件，可以從一個試件中獲得更多的裂紋萌生和較小裂紋擴(kuò)展的信息。對含有多個細(xì)節(jié)的試樣，只需在一個細(xì)節(jié)中形成足夠大的裂紋即停止試驗且僅需對含最大裂紋尺寸細(xì)節(jié)的斷口進(jìn)行觀測分析，然后對斷口觀測的結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計標(biāo)定。按前述方法確定TTCI分布參數(shù)以后，固定形狀參數(shù)α和TTCI下限ε不變，利用式(4)對比例參數(shù)β進(jìn)行統(tǒng)計標(biāo)定:

式中l(wèi)為每個試件所包含的細(xì)節(jié)數(shù)，βl為統(tǒng)計標(biāo)定后的比例參數(shù)。

4 原始疲勞質(zhì)量評定結(jié)果與討論

由圖4及圖5中三種應(yīng)力水平下的疲勞試驗(a-N)數(shù)據(jù)，采用TTCI反推方法建立描述原始疲勞質(zhì)量的通用EIFS分布。在分布參數(shù)優(yōu)化中發(fā)現(xiàn)，參考裂紋ar變動對擬合精度(SSE)影響不大;而改變xu的取值對擬合精度有較大的影響，xu取值減小擬合精度提高，Qβ和α的值也相應(yīng)減小。這主要與EIFS值都相對較小有關(guān)，雙態(tài)組織的EIFS大都分布在10-11～10-5mm范圍內(nèi)，而片層組織EIFS大都分布在10-9～10-2mm范圍內(nèi)?？紤]xu的推薦取值范圍和擬合精度，可以取ar=0.9，xu=0.3的通用EIFS分布參數(shù)作為優(yōu)化的結(jié)果，雙態(tài)組織通用EIFS分布參數(shù)如表1所示，片層組織通用EIFS分布參數(shù)如表2所示。這些分布參數(shù)可以建立描述TC4鈦合金緊固孔細(xì)節(jié)的原始疲勞質(zhì)量模型。

表1 TC4合金雙態(tài)組織通用EIFS分布參數(shù)優(yōu)化結(jié)果Table 1 Optimized parameters of general EIFS distribution of TC4 titanium alloy with bimodal structure

表2 TC4合金片層組織通用EIFS分布參數(shù)優(yōu)化結(jié)果Table 2 Optimized parameters of general EIFS distribution of TC4 titanium alloy with lamellar structure

雙態(tài)組織通用EIFS分布為式(5):

片層組織通用EIFS分布為式(6):

由上面建立的原始疲勞質(zhì)量模型可對緊固孔進(jìn)行符合性檢驗。由EIFS累計分布可以給出可靠度為95%，置信水平為95%的當(dāng)量初始缺陷尺寸a(0)95/95，從而與許用值進(jìn)行比較，判定原始疲勞質(zhì)量是否符合控制要求。我國軍標(biāo)通常假設(shè)緊固孔細(xì)節(jié)具有半徑為0.125mm的孔邊角裂紋，因此可取EIFS許用值為0.125mm。判定依據(jù)為式(7)，判定結(jié)果如表3。

表3 TC4鈦合金原始疲勞質(zhì)量(IFQ)符合性檢查評定結(jié)果Table 3 The evaluation results of initial fatigue quality of TC4 titanium alloy

由以上對TC4鈦合金雙態(tài)組織和片層組織原始疲勞質(zhì)量的評定結(jié)果可以看出，片層組織的原始疲勞質(zhì)量較差，但從符合性檢查的結(jié)果來看，兩種組織的原始疲勞質(zhì)量都符合控制要求，導(dǎo)致該結(jié)果主要有兩方面原因。(1)與雙態(tài)組織相比，片層組織的抗疲勞裂紋萌生能力和微裂紋擴(kuò)展抗力較低，這是由于片層組織具有較長的有效滑移距離［8］，滑移帶在界面處塞集，造成應(yīng)力集中，使疲勞裂紋萌生于密集滑移帶的機(jī)會較高，因此造成片層組織的裂紋萌生壽命較低;此外片層組織具有較少的顯微組織障礙(如α晶團(tuán)界面、原始β晶界等)，從而對微觀裂紋擴(kuò)展的阻礙作用較小，導(dǎo)致微觀裂紋擴(kuò)展速率較高?？蛊诹鸭y萌生能力和微裂紋擴(kuò)展抗力較低均導(dǎo)致片層組織的TTCI較小。(2)與雙態(tài)組織相比，片層組織疲勞長裂紋擴(kuò)展速率較低，這源于片層組織具有曲折的裂紋擴(kuò)展路徑［9］，導(dǎo)致裂紋前端閉合程度較高，降低了疲勞裂紋擴(kuò)展速率，減小了裂紋擴(kuò)展系數(shù)Q。以上這兩方面的原因?qū)е铝似瑢咏M織EIFS高于雙態(tài)組織。此外由評定的結(jié)果還可看出，片層組織不同應(yīng)力水平下以及通用分布的形狀參數(shù)α都比雙態(tài)組織小，這反映了片層組織TTCI以及EIFS分布比雙態(tài)組織具有較高的分散性，這種分散性可能源于片層組織粗大不均勻的特性。

5 雙態(tài)組織標(biāo)識載荷斷口影響因素研究

密排六方結(jié)構(gòu)的α相的鈦合金各向異性明顯，在恒幅載荷下，相鄰α相的疲勞條帶間距以及疲勞條帶方向都具有較大差異。因此在鈦合金中通過疲勞條帶寬度變化來形成可判讀的疲勞斷口難度較大。通過在疲勞載荷中添加標(biāo)識載荷，獲得可讀的標(biāo)識線。對TC4鈦合金雙態(tài)組織中標(biāo)識譜線的形成原因進(jìn)行了分析，結(jié)果顯示標(biāo)識載荷階段與普通加載階段的應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍ΔK具有差異導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展模式不同，并形成差異顯著的斷口形貌。

疲勞裂紋擴(kuò)展時，裂紋尖端循環(huán)塑性區(qū)rc為［11］:

式中σy為材料屈服強(qiáng)度。當(dāng)疲勞裂紋循環(huán)塑性區(qū)尺寸與材料顯微組織特征尺寸相當(dāng)時，疲勞失效將由門檻值區(qū)過渡到Paris區(qū)，而斷裂行為則由微觀組織結(jié)構(gòu)敏感向微觀組織結(jié)構(gòu)不敏感轉(zhuǎn)變。當(dāng)ΔK較小時［12］，疲勞裂紋擴(kuò)展受微觀組織的影響較大，疲勞斷口為鋸齒狀或解理小平面，如圖6a所示。當(dāng)ΔK較高時，疲勞裂紋擴(kuò)展位于Paris區(qū)，疲勞裂紋擴(kuò)展受微觀組織的影響較小，斷口上形成典型的疲勞輝紋特征，如圖6b所示。文獻(xiàn)［13］報道在 ΔK＜的情況下，TC4雙態(tài)組織中斷口不能形成疲勞輝紋。當(dāng)疲勞裂紋擴(kuò)展位于Paris區(qū)時，隨著標(biāo)識載荷的加入，應(yīng)力幅及ΔK減小，疲勞裂紋擴(kuò)展受微觀組織的影響較大，在疲勞斷口上形成一段與圖6a相似的斷口形貌，如圖6d中虛線范圍所示?？梢?，隨著標(biāo)識載荷的加入，形成了不同的疲勞斷口形貌交替出現(xiàn)的現(xiàn)象，從而使得疲勞斷口可被判讀。

圖6 TC4鈦合金雙態(tài)組織疲勞斷口形貌 (a)裂紋長度a=0.2mm時的斷口形貌;(b)裂紋長度a=2mm時的斷口形貌;(c)添加標(biāo)識載荷的疲勞斷口形貌;(d)圖6(c)中標(biāo)記位置斷口形貌Fig.6 Fracture surfaces of TC4 titanium alloy with bimodal structure (a)crack length a=0.2mm;(b)crack length a=2mm; (c)fracture surface under fatigue load spectrum mixed with marker load;(d)the locationmarked in Fig.6(c)

此外疲勞裂紋擴(kuò)展斷裂模式發(fā)生轉(zhuǎn)變時的ΔKT與材料的顯微組織有關(guān)［14］，材料顯微組織越粗大，發(fā)生斷裂模式轉(zhuǎn)變時的ΔKT就越高，能夠通過斷口判讀測量得到的最小裂紋尺寸就越大，這將不利于獲得較小的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)。試驗觀察過程中，應(yīng)力水平為210MPa，230MPa和250MPa時由斷口上直接判讀的最小裂紋尺寸平均值分別為0.77mm，0.71mm和0.60mm。隨著應(yīng)力水平提高，斷口斷裂模式發(fā)生轉(zhuǎn)變時的裂紋長度就會減小，由標(biāo)識線能夠判讀的最小裂紋長度就越小。在裂紋長度很小時，ΔK值也較小，疲勞載荷與標(biāo)識載荷都在近門檻區(qū)內(nèi)擴(kuò)展，形成相似的斷口形貌，標(biāo)識線不能形成?？梢娾伜辖鹌诹鸭y擴(kuò)展斷裂機(jī)制很難通過標(biāo)識載荷試驗技術(shù)獲得裂紋長度很小時的裂紋擴(kuò)展(a-N)數(shù)據(jù)，使得用于建立原始疲勞質(zhì)量模型的裂紋擴(kuò)展系數(shù)Q偏大，并造成計算得到的EIFS偏小。

6 結(jié)論

(1)標(biāo)識載荷試驗技術(shù)，得到可判讀的鈦合金疲勞斷口，獲得用于原始疲勞質(zhì)量評定的(a-N)數(shù)據(jù)。

(2)采用TTCI反推方法建立了描述原始疲勞質(zhì)量的通用EIFS分布，結(jié)果顯示TC4鈦合金雙態(tài)組織較片層組織具有更高的原始疲勞質(zhì)量，這與雙態(tài)組織具有較高的疲勞裂紋萌生壽命及裂紋擴(kuò)展系數(shù)有關(guān)。

(3)TC4鈦合金雙態(tài)組織中標(biāo)識線的形成原因是應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍ΔK隨著標(biāo)識載荷的加入發(fā)生突變，導(dǎo)致疲勞裂紋擴(kuò)展的斷裂模式發(fā)生改變，從而形成可判讀的裂紋擴(kuò)展斷口形貌。

［1］BERNDO，MARTIN R，WILFRIED E.Importance of local microstructure for damage tolerant lightweight design of Ti-6Al-4V forgings［J］.Int JFatigue，2010(32):808-814.

［2］陶春虎，曹春曉，張衛(wèi)方，等.航空用鈦合金的失效及其預(yù)防［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2002:232.

［3］劉文珽，鄭晏仲，費(fèi)斌軍，等.概率斷裂力學(xué)與概率損傷容限/耐久性［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，1999:144.

［4］JOHNSONW S.The history，logic and uses of the equivalent initial flaw size approach to total fatigue life prediction［J］.Procedia Eng，2010(2):47-58.

［5］楊謀存，聶宏.原始疲勞質(zhì)量評定和裂紋擴(kuò)展方法研究［J］.航空材料報，2011，31(5):91-94. (YANGM C，NIEH.New assessmentmethod of initial fatigue quality and crack growth rate［J］.Journal of Aeronautical Materials，2011，31(5):91-94.)

［6］閻海，陳鸚，陶春虎，等.30CrMnSiNi2A鋼原始疲勞質(zhì)量的評估［J］.材料工程，1997(12):22-25. (YAN H，CHEN Y，TAO CH，etal.Evaluation on initial fatigue quality of30CrMnSiNi2A steel［J］.Journal ofmaterials engineering，1997(12):22-25.)

［7］王志智，王普選，聶學(xué)洲.一種緊固孔細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量評定方法［J］.航空學(xué)報，1998，19(4):471-475. (WANG Z Z，WANG PX，NIE X Z.Evaluation approach to initial fatigue quality of fastener hole［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1998，19(4):471-475.)

［8］LUTIJERING G.Influence of processing on microstructure and mechanical properties of(α+β)titanium alloys［J］. Mater Sci Eng(A)，1998，243:32-45.

［9］SINHA V，SOBOYEJOW O.An investigation of effects of colonymicrostructure on fatigue crack growth in Ti-6Al-4V［J］.Mater Sci Eng(A)，2001，319:607-612.

［10］PARTLO，SCHIJVE J.Reconstitution of crack growth from fractographic observations after flight simulation loading［J］.Int JFatigue，1990(3):175-183.

［11］SURESH S.材料的疲勞［M］.王中光，臧啟山，李守新.北京:國防工業(yè)出版社，1999:245.

［12］CATON M J，JOHN R，PORTERW J，et al.Stress ratio effects on small fatigue crack growth in Ti-6Al-4V［J］.Int JFatigue，2012(38):36-45.

［13］PILCHAK A L，BHATTACHARJEE A，ROSENBERGER A H，etal.LowΔK faceted crack growth in titanium alloys［J］.Int JFatigue，2009(31):989-994.

［14］馬英杰，劉建榮，雷家峰，等.鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率Paris中的轉(zhuǎn)折點(diǎn)［J］.金屬學(xué)報，2008，44(3):973-978. (MA Y J，LIU JR，LEI JF，et al.The turning point in paris region of fatigue crack growth rate in titanium alloy［J］.Acta Metall Sin，2008，44(3):973-978.)