高至遠 ,陳皓暉 ,陳 新 ,仲朝鋒 ,張 悅 ,胡江坤 ,許 巍*,何玉懷

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院,北京 100095；2.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室,北京 100095；3.中國人民解放軍32382 部隊,北京 100072）

渦輪葉片是航空發(fā)動機和燃氣輪機的關鍵動部件，在服役過程中常受到高頻振動影響，其誘發(fā)疲勞破壞時的循環(huán)數(shù)可達到109周次甚至更高，相關的疲勞失效已屬超高周疲勞考慮范疇[1-2]。目前國內外在發(fā)動機部件的超高周疲勞方面提出了明確要求，例如，美國在發(fā)動機結構完整性大綱（engine structural integrity program，ENSIP）中明確要求航空發(fā)動機部件的壽命要達到109次循環(huán)[3]。DD6 鎳基單晶高溫合金具有高溫強度高、組織穩(wěn)定及鑄造工藝性能好等優(yōu)點，常被用在先進發(fā)動機的渦輪葉片上，其超高周疲勞性能規(guī)律是發(fā)動機強度設計的重要參考依據(jù)。

目前，國內外普遍采用超聲試驗機研究鎳基單晶高溫合金的超高周疲勞性能[4]。然而，此方法實驗頻率遠高于渦輪葉片實際工作中的受載頻率，實驗結果可能受到頻率效應的影響[4-7]；同時其載荷形式大多為軸向，與葉片實際服役承受的振動疲勞載荷存在差異。許巍等[8-9]提出了一種使用振動臺開展超高周疲勞研究的實驗方法，并通過航空發(fā)動機葉片用鈦合金的對比實驗進行了驗證。該方法具有閉環(huán)控制、實驗效率高等優(yōu)點，實驗頻率接近葉片的共振頻率，獲取一個109的數(shù)據(jù)點僅需8 天，而使用常規(guī)的電液伺服試驗機和旋彎試驗機則需要1 年以上。其載荷形式和葉片實際服役承受的載荷形式也相近，相較于超聲方法和其他常規(guī)方法，超高頻振動方法更適合于獲取DD6 合金的超高周疲勞數(shù)據(jù)。

另外，由于渦輪葉片空心氣冷結構和輕量化的設計特點，其空腔結構日趨復雜，典型幾何特征之一就是薄壁，某些薄壁部位的尺寸甚至小于0.5 mm[10]。以往的研究結果表明材料的持久和蠕變等性能會存在薄壁效應：王亮等[11]研究發(fā)現(xiàn)DZ125 定向凝固合金薄壁試樣在950 ℃/197 MPa 條件下，試件厚度從1.1 mm 降至0.6 mm，導致其蠕變壽命降低了37.5%；張麗等[12]研究了[001]取向DD6 合金在溫度980 ℃、應力250 MPa 條件下的持久失效行為，發(fā)現(xiàn)薄壁試樣的持久壽命低于標準圓棒試樣，因此基于常規(guī)尺寸試樣的力學測試結果難以代表薄壁部位的力學性能。另一個方面，薄壁的存在又會在葉身部位形成薄弱環(huán)節(jié)，可能會影響葉片整體的抗疲勞性能。已有學者[13-17]針對低碳鋼、鈦合金等材料，使用厚度1～2 mm 的試樣進行振動疲勞實驗獲取材料的疲勞性能，但目前還未檢索到材料超高周疲勞性能是否會存在薄壁效應的研究報道，也未檢索到鎳基單晶高溫合金超高周振動疲勞性能的薄壁效應影響機制方面的相關研究。因此開展試樣厚度對單晶合金葉片材料超高周疲勞性能的影響規(guī)律及相關失效機理研究對發(fā)動機長壽命設計有著重要的參考價值。

基于上述考慮，本工作針對航空發(fā)動機渦輪葉片結構特點和長壽命服役需求，以DD6 鎳基單晶高溫合金薄壁試樣為研究對象，采用超高頻振動方法開展最高至109周次的超高周疲勞實驗研究，獲取DD6 合金薄壁試樣超高周疲勞S-N曲線，同時開展對比實驗分析試樣厚度對DD6 合金超高周疲勞性能的影響規(guī)律。

1 實驗材料與方法

1.1 實驗材料

以DD6 合金為研究對象，試樣取向為[001]，其主要化學成分見表1[18]，基本力學性能參數(shù)如表2 所示。

表1 DD6 合金的化學成分（質量分數(shù)/%）[18]Table 1 Chemical composition of DD6 alloy（mass fraction/%）[18]

1.2 超高頻振動疲勞薄壁試樣設計

為了滿足超高周疲勞實驗的測試效率，設計了超高頻振動疲勞薄壁試樣。在試樣設計過程中，通過有限元建模計算試樣的動力學響應，得到其模態(tài)參數(shù)和應力分布。本研究薄壁試樣的設計目標包括3 個方面：（1）試樣工作段的厚度達到 0.5 mm，與某型渦輪葉片的薄壁區(qū)厚度接近；（2）試樣一階彎曲固有頻率達到1400 Hz 以上，接近某型渦輪葉片的固有頻率；（3）試樣工作段范圍內的應力值顯著高于其他區(qū)域，以形成疲勞危險截面，確保試件在預設位置發(fā)生疲勞失效。薄壁試樣的設計流程如圖1 所示，通過多次迭代，最終設計完成的試樣如圖2 所示，薄壁試樣具體尺寸如圖2（a）所示。

圖1 薄壁試樣設計流程圖Fig.1 Design flow chart of thin-walled specimen

圖2 DD6 合金薄壁試樣尺寸圖（a）及歸一化Mises 應力分布圖（b）Fig.2 Dimension diagram（a）and normalized mises stress distribution diagram（b）of DD6 superalloy thinwalled specimen

采用有限元仿真軟件ABAQUS 對薄壁試樣進行模態(tài)分析，得到其模態(tài)參數(shù)和應力分布情況，如圖2（b）所示，該試樣的一階彎曲固有頻率可達到1440 Hz，其一階彎曲固有頻率和應力分布情況均滿足設計要求。該試樣實物圖如圖3 所示。

圖3 薄壁試樣俯視圖和側視圖Fig.3 Top view and side view of thin-walled specimen

1.3 超高周振動疲勞實驗

鑒于目前還沒有任何已公開發(fā)布的材料級超高周疲勞實驗標準，而本研究本質上屬于振動疲勞范疇，所以已發(fā)布的高周振動疲勞實驗標準對本研究仍具有一定的指導意義，因此部分實驗方法參考現(xiàn)行航標《發(fā)動機葉片及材料振動疲勞試驗方法》（HB 5277—2021）。在室溫下開展超高頻振動疲勞實驗，實驗應力比R=-1，波形為正弦波，采用成組法和升降法測定疲勞S-N曲線。使用的超高頻振動實驗系統(tǒng)如圖4 所示，試樣夾持的效果如圖5 所示。試樣的頻率-響應曲線如圖6 所示，薄壁試樣的共振頻率約為1425 Hz。

圖4 振動疲勞實驗系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic diagram of vibration fatigue test system

圖5 薄壁試樣振動疲勞實驗圖Fig.5 Vibration fatigue test of thin-walled specimen

圖6 薄壁試樣的頻率-響應曲線Fig.6 Frequency-response curve of thin-walled specimen

1.4 對比實驗

由于旋轉彎曲疲勞實驗與振動疲勞實驗的循環(huán)應力狀態(tài)接近（彎曲應力比均為-1），因此也是獲取葉片材料高周疲勞性能數(shù)據(jù)的常用實驗手段。為此針對同批次的DD6 合金開展旋轉彎曲疲勞實驗，以便與本實驗結果進行對比分析。按照航標《金屬室溫旋轉彎曲疲勞試驗方法》（HB 5152—1996）要求在旋轉彎曲疲勞試驗機上開展實驗，實驗轉速為5000 r/min，旋彎疲勞試樣為圓棒試樣，取向同為[001]向，其工作段直徑為4 mm。采用HB 5152—1996 規(guī)定的升降法和成組法測定疲勞SN曲線。

2 結果與分析

2.1 DD6 薄壁試樣超高周振動疲勞性能

為了研究DD6 合金的超高周振動疲勞性能，采用17 根試樣開展了超高頻（ultra-high frequency，UHF）振動實驗，振動頻率范圍為1270～1450 Hz，最大循環(huán)數(shù)達到109周次；采用25 根試樣開展旋轉彎曲疲勞（rotary bending fatigue，RBF）實驗，最大循環(huán)數(shù)達到107周次。本工作獲得了最大循環(huán)數(shù)為109周次的超高頻振動疲勞數(shù)據(jù)，并通過升降法獲取了DD6 合金109周次的疲勞強度，如圖7 所示；同時還獲取了最大循環(huán)數(shù)為107周次的旋轉彎曲疲勞數(shù)據(jù)。采用劉麗玉等[19]獲取的DD6 單晶高溫合金常規(guī)振動疲勞（conventional vibration fatigue，CVF）實驗結果，作為超高頻振動疲勞和旋轉彎曲疲勞實驗結果的對比。根據(jù)實驗數(shù)據(jù)繪制了DD6 合金最大循環(huán)數(shù)為109周次的超高頻振動以及最大循環(huán)數(shù)為107周次的旋轉彎曲疲勞S-N曲線、擬合了DD6 合金常規(guī)振動疲勞S-N曲線，結果如圖8 所示。本研究所有S-N曲線均采用公式（1）的三參數(shù)方程進行擬合，并通過最小二乘法進行回歸計算，得到各擬合參數(shù)，如表3 所示。根據(jù)擬合曲線，計算出了超高頻振動疲勞S-N曲線在107至108周次范圍內的各疲勞強度；根據(jù)升降法計算公式（2）計算出了標準旋彎疲勞實驗、常規(guī)振動疲勞實驗107周次對應的疲勞強度（314 MPa 和337 MPa）和超高頻振動疲勞實驗109周次對應的疲勞強度（233 MPa ），如表4 所示。

表3 三種疲勞實驗的S-N 疲勞曲線方程參數(shù)Table 3 S-N fatigue curve equation parameters of three kinds of fatigue tests

圖7 采用升降法確定109 循環(huán)的疲勞強度Fig.7 Determine the fatigue strength of 109 cycles by staircase method

圖8 超高頻振動和常規(guī)振動疲勞實驗及旋轉彎曲疲勞實驗的S-N 數(shù)據(jù)和擬合曲線Fig.8 S-N data and fitting curves of UHF vibration fatigue test,conventional vibration fatigue test and rotary bending fatigue test

式中：B1、B2、B3為方程參數(shù)；n為配成的對子總數(shù)；m為配成對子的應力水平級數(shù)；σi*為相鄰兩級應力水平的平均值；νi為具有相同相鄰兩級應力水平的對子數(shù)。

為了監(jiān)控超高頻試樣在測試過程中的溫升情況，采用手持式紅外測溫儀對試樣表面進行溫度測量，超高頻振動引發(fā)升溫實驗研究表明：在超高頻振動疲勞實驗過程中并沒有出現(xiàn)明顯的溫升現(xiàn)象，加載前后薄壁試樣表面溫升在1℃以內，溫升對實驗結果的影響可以忽略。試樣在超高頻加載下未出現(xiàn)明顯溫升的原因有三點：（1）薄壁試樣由于其外形原因，散熱效率高；（2）超高頻振動疲勞實驗中，試樣承受循環(huán)彎曲載荷，高應力區(qū)主要集中在試樣表面，試樣發(fā)熱也主要集中在表面附近；（3）試樣振動過程中，表面空氣流速大，提高了散熱速率。

對三種疲勞實驗的疲勞強度進行了具體分析，如表4 所示，DD6 薄壁試樣109周次下的條件疲勞強度為233 MPa，根據(jù)圖8 所示的DD6 合金超高周疲勞S-N曲線和表4 所示數(shù)據(jù)，可以發(fā)現(xiàn)：（1）DD6 鎳基單晶高溫合金的S-N曲線在超過107循環(huán)后疲勞強度呈現(xiàn)持續(xù)緩慢下降趨勢，從107周次對應的310 MPa 到109周次對應的233 MPa，疲勞強度下降了77 MPa，約25%，傳統(tǒng)的107周次對應的疲勞強度并不能視為本研究中材料的疲勞極限；（2）對比薄壁試樣、標準振動疲勞試樣、標準旋彎疲勞試樣107周次的疲勞強度，薄壁試樣的疲勞強度比標準旋彎疲勞試樣的小4 MPa，比標準振動疲勞試樣的小27 MPa，三者較為接近；（3）對比圖8 所示的3 種不同實驗方法獲得的疲勞S-N曲線，在低于4×106周次的區(qū)間內，標準振動疲勞試樣對應結果略低于標準旋彎試樣得出的實驗結果，在4×106～4×107周次的區(qū)間內則相反，造成這種現(xiàn)象可能的原因是，在測定標準振動疲勞試樣S-N曲線時，低應力區(qū)升降法實驗的應力水平只有2 級，而不是HB 5277—2021 規(guī)定的3～5 級，也有可能是表面殘余應力存在差異或表面加工引起的強化層影響[20-24]；而在三條S-N曲線重合的循環(huán)區(qū)間內，薄壁試樣的疲勞強度和標準旋彎試樣疲勞強度基本一致，二者和標準振動疲勞試樣的疲勞強度相差也較小，沒有表現(xiàn)出明顯的頻率效應和厚度效應。當前實驗結果表明：DD6 鎳基單晶高溫合金的疲勞強度并沒有表現(xiàn)出明顯的薄壁效應。

表4 三種疲勞實驗的疲勞強度對照表Table 4 Comparison table of fatigue strength of three fatigue tests

2.2 薄壁試樣失效損傷過程分析

超高頻振動疲勞實驗完成后，對薄壁試樣的失效過程開展了分析。圖9 為σ=262 MPa、Nf=1.1207×108薄壁試樣的頻率-周次曲線，試樣共振頻率從實驗開始到1.1123×108循環(huán)之間基本保持穩(wěn)定，周次達到1.1123×108時裂紋萌生，周次-頻率曲線出現(xiàn)明顯下降趨勢。裂紋逐漸擴展，周次達到1.1207×108時共振頻率下降0.96%，試件失效，停止實驗并檢查裂紋。圖10 為薄壁試樣失效時的典型裂紋形態(tài)，裂紋在危險截面的棱邊附近萌生，然后沿[111]平面同時向棱邊和試樣內部擴展，裂紋向試樣內部擴展一段距離后發(fā)生偏折，沿著垂直于彎曲應力方向繼續(xù)擴展。產生這種裂紋形態(tài)的原因是：[111]晶面為DD6 單晶高溫合金的最密排晶體學平面，滑移能最低，滑移優(yōu)先在[111]晶面上產生[19，25-26]，裂紋萌生后首先沿著此面擴展，擴展達到一定長度后，危險截面的受載面積減小，彎曲應力顯著變大，裂紋又轉而沿著垂直于彎曲應力的方向擴展。

圖9 超高周疲勞全時域內共振頻率-周次曲線Fig.9 Resonance frequency-cycle curve in the full time domain of ultra-high cycle fatigue

圖10 試樣失效時的典型裂紋形態(tài)Fig.10 Typical crack morphology when specimen fails

2.3 薄壁試樣超高頻振動疲勞斷口分析

為了研究DD6 鎳基單晶高溫合金超高周疲勞裂紋萌生機理，在不破壞斷口的原則下將未完全斷裂（已失效）的試樣敲斷，對疲勞斷口的形貌進行觀察。薄壁試樣的裂紋萌生位置均位于試樣表面，這和實驗中使用的加載方式有關，在超高頻振動加載下，試樣主要受彎曲應力，該彎曲應力的最大值出現(xiàn)在試樣表面。斷口宏觀特征如圖11 所示，在靠近試樣邊緣處有裂紋萌生，擴展方向與表面成一定角度。斷口微觀形貌如圖12 所示，研究表明，疲勞裂紋在試樣表面線源萌生，源區(qū)可以觀察到滑移特征，如圖12（a）所示。位錯滑移在材料表面引起駐留滑移帶，加劇擠入擠出，最終導致裂紋萌生[27]。

圖11 薄壁試樣宏觀斷口形貌Fig.11 Macro fracture morphology of thin-wall specimen

分析表明，裂紋擴展區(qū)主要分為兩個部分，[111]擴展平面，偏折后的擴展平面。[111]擴展平面整體較為平整，其上有向外輻射的放射狀條紋，裂紋源位于輻射線的交匯處，還有明顯的棱線以及呈現(xiàn)河流狀的類解理花紋，如圖12（a）所示，實驗過程中，薄壁試樣在高頻振動疲勞載荷作用下，受切應力作用產生有限的反復滑移，裂紋前端局部區(qū)域內的相鄰滑移面的原子鍵結合強度減弱，低的拉伸應力造成局部滑移面的類解理斷裂[28-29]。裂紋偏折后的擴展平面較為粗糙，可以觀察到類解理小平面，如圖12（b）所示，對于單晶材料，平面滑移擴展過程中，裂紋萌生無晶界的阻礙作用，類解理擴展平面可以很大，因此在斷口上呈現(xiàn)出宏觀可見的刻面特征。DD6單晶高溫合金室溫振動疲勞擴展第一階段發(fā)展極為充分，斷口上的類解理擴展平面及微觀上的類解理花樣可作為判斷振動疲勞開裂的典型特征[30-31]。

圖12 薄壁試樣（σ=370MPa，Nf=2.643×106）斷面形貌（a）第一個擴展平面；（b）第二個擴展平面Fig.12 Section morphology of thin-walled specimen（σ=370MPa，Nf=2.643×106）（a）first extension plane；（b）second extension plane

3 結論

（1）DD6 合金超高頻振動疲勞薄壁試樣的實際一階彎曲共振頻率可達1425 Hz，表明自主設計的超高頻振動試樣可以顯著提高超高周疲勞的實驗效率。

（2）DD6 合金的超高周S-N曲線自107周次后呈現(xiàn)持續(xù)下降的趨勢，從107周次到109周次疲勞強度下降了77 MPa，約25%。0.5 mm 薄壁試樣的實驗結果表明，DD6 合金不存在傳統(tǒng)意義上的高周疲勞極限，在超高周循環(huán)范圍內仍會發(fā)生疲勞失效。

（3）DD6 合金超高頻振動疲勞薄壁試樣107循環(huán)周次的疲勞強度和標準旋彎試樣的基本一致，二者比標準振動試樣的疲勞強度略小，沒有表現(xiàn)出明顯的頻率效應和薄壁效應。

（4）DD6 合金超高頻振動疲勞薄壁試樣裂紋萌生于危險截面的表面，裂紋萌生方式為滑移引起的線源裂紋萌生；裂紋先沿[111]方向擴展，擴展達到一定長度后，裂紋又轉而沿著垂直于彎曲應力的 方向繼續(xù)擴展。