謝孝昌， 柴志剛， 李 權(quán)， 湯春峰， 趙振業(yè)

(1.北京航空材料研究院,北京100095；2.北京航空工程技術(shù)研究中心,北京100076)

直接時效GH4169合金疲勞斷口分析研究

謝孝昌1， 柴志剛2， 李 權(quán)2， 湯春峰1， 趙振業(yè)1

(1.北京航空材料研究院,北京100095；2.北京航空工程技術(shù)研究中心,北京100076)

采用掃描電鏡對直接時效(DA)GH4169合金在室溫和650℃下的光滑(Kt=1)和缺口(Kt=3、4)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣斷口進行了研究。研究表明,DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞光滑(Kt=1)試樣斷口在大應(yīng)力狀態(tài)下具有多源疲勞斷裂特征,在低應(yīng)力狀態(tài)下則具有單源疲勞斷裂特征,且疲勞裂紋均起始于表面加工缺陷處。DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞缺口(Kt=3,4)試樣均起源于缺口根部的加工缺陷處,在實驗載荷下均呈現(xiàn)多源疲勞斷裂特征。DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞光滑(Kt=1)試樣斷口呈單源疲勞斷裂特征,起始于外表面加工缺陷處。DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞缺口(Kt=3,4)試樣均起源于缺口根部加工缺陷處,呈多源疲勞斷裂特征。所有觀察試樣隨疲勞載荷的逐漸降低,疲勞源區(qū)逐漸平滑,疲勞擴展逐漸充分,瞬斷區(qū)面積逐漸減小,瞬斷區(qū)的偏心距離逐漸增大。

DAGH4169；疲勞斷口；疲勞源；疲勞擴展

研究疲勞斷口的形貌,以及對疲勞斷口進行微觀分析是認識疲勞過程和疲勞失效機制的重要方法,具有十分重要的工程意義,并得到了廣泛的重視。據(jù)統(tǒng)計,機械構(gòu)件中疲勞失效占50% ～90%,航空構(gòu)件中占80%以上,因此,在航空領(lǐng)域?qū)ζ谑嗫诘姆治鲅芯坑葹橹匾暎?,2］。

GH4169合金是一種鎳基變形高溫合金,被廣泛用在渦輪盤、渦輪軸、壓氣機葉片等部件上,這些部件往往工作在高溫、高載荷等復雜環(huán)境下,在這種服役條件和環(huán)境下,材料的疲勞性能往往是直接影響其使用壽命的重要因素［3,4］。

現(xiàn)有研究主要針對GH4169合金進行了單軸和多軸低周疲勞斷口分析研究,王建國等對GH4169合金高溫多軸疲勞斷口形貌進行研究［5］,結(jié)果表明裂紋萌生于試件缺口根部最外層,起始于材料缺陷、試樣加工刀痕以及材料組織內(nèi)部的脆性顆粒等附近,并呈現(xiàn)萌生裂紋的多源性。Shang等對GH4169合金在 650℃進行了多軸疲勞研究［6～9］,表明GH4169合金的疲勞硬化或軟化取決于疲勞加載方式、加載頻率以及載荷大小。Leo Prakash等研究了GH4169合金在疲勞、蠕變和氧化復合條件下的裂紋生長微觀機制［10～12］。Jeong等研究了GH4169合金在465℃和550℃不同服役時間下(0～4229h)的疲勞裂紋擴展行為研究等［13～15］。 秦昕等對GH4169合金的焊接疲勞特性進行了研究［16］,結(jié)果表明疲勞裂紋擴展速率、初始裂紋尺寸、裂紋容限和溫度對焊接接頭的疲勞裂紋擴展壽命都有影響。王國棟進行了微觀結(jié)構(gòu)對GH4169疲勞裂紋萌生與擴展影響的實驗研究［17］,結(jié)果表明GH4169合金中在低周疲勞過程中產(chǎn)生的微裂紋萌生在試樣的應(yīng)力集中區(qū)域,具體萌生位置可能在加工缺陷或材料缺陷處。GH4169微裂紋的擴展形式以穿晶為主,但當遭遇橫向晶界時也可能會沿晶界穿過。賈新朝等研究了細晶化對GH4169合金疲勞性能的影響［18］,結(jié)果表明細晶GH4169斷口裂紋擴展區(qū)為細小韌窩狀,疲勞條帶不明顯。普通GH4169斷裂紋擴展區(qū)有明顯的疲勞條帶,且有明顯解理開裂形貌。韓增祥進行了溫度對變形高溫合金熱疲勞性能的影響［19］,結(jié)果表明試驗溫度將影響變形高溫合金的熱疲勞斷裂方式。上限溫度較低時為穿晶斷裂,當上限溫度超過某一溫度后變?yōu)檠鼐嗔?。何玉懷等研究了厚度、溫度、?yīng)力比等因素對直接時效GH4169高溫合金疲勞裂紋擴展性能的影響［20,21］,結(jié)果表明厚度對直接時效GH4169高溫合金疲勞裂紋擴展性能幾乎沒有影響,應(yīng)力比對直接時效GH4169高溫合金疲勞裂紋擴展的影響隨著應(yīng)力比的提高逐漸減小,溫度的提高對直接時效GH4169的裂紋擴展速率有明顯的加速作用,但是隨著應(yīng)力強度因子范圍的增加,其影響逐漸減小,氧化作用是加速其裂紋擴展的主要機理。

本工作研究了直接時效GH4169合金的650℃和室溫條件下不同應(yīng)力集中敏感系數(shù)的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣的疲勞斷口,通過對疲勞源、疲勞擴展區(qū)和疲勞瞬斷區(qū)的研究,了解直接時效GH4169合金不同應(yīng)力集中敏感條件下的疲勞失效機制。

1 實驗

1.1 實驗材料

實驗材料為直接時效(DA)GH4169合金材料,由優(yōu)質(zhì)GH4169合金在1600t水壓機上進行90mm方料鍛制,并經(jīng)鍛后時效處理：720℃/8h/以50℃/h爐冷+620℃/8h空冷。實驗用DAGH4169的室溫屈服強度 σ0.2為 1336MPa,抗拉強度 σb為1485MPa,650℃屈服強度σ0.2為1146MPa,抗拉強度σb為1271MPa。實驗用疲勞斷口來自DAGH4169的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣,包括光滑疲勞試樣(應(yīng)力集中敏感系數(shù)Kt=1)和缺口疲勞試樣(應(yīng)力集中敏感系數(shù)Kt=3、4),缺口疲勞試樣的缺口半徑分別為Kt=3時,R=0.14mm,Kt=4時,R=0.07mm。旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞設(shè)備為仟邦1000型疲勞實驗機,旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實驗的應(yīng)力比為R=-1,實驗頻率83Hz,應(yīng)力水平從高到低逐漸加載,在室溫和650℃大氣條件下進行旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗分別獲得疲勞試樣斷口。

1.2 實驗方法

采用DMM-330C金相顯微鏡觀察斷口宏觀形貌,采用JSM-6700F掃描電子顯微鏡對室溫疲勞斷口試樣和650℃疲勞斷口試樣進行分析,包括斷口全貌、疲勞源區(qū)、疲勞擴展區(qū)和瞬斷區(qū)的特征。通過分析,獲得DAGH4169合金在室溫和650℃下,不同應(yīng)力集中敏感系數(shù)試樣在不同應(yīng)力水平下的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞斷口特征。

2 結(jié)果與分析

2.1 疲勞試樣室溫斷口分析

2.1.1 室溫光滑Kt=1試樣斷口分析

圖1 室溫DAGH4169合金Kt=1疲勞斷口宏觀全貌Fig.1 Macro feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=1 DAGH4169 specimen (a)σmax=1200MPa,N=3.00×104；(b)σmax=900MPa,N=1.05×105；(c)σmax=580MPa,N=3.75×105

圖2 室溫DAGH4169合金Kt=1疲勞斷口SEM全貌Fig.2 SEM feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=1 DAGH4169 specimen (a)σmax=1200MPa,N=3.00×104；(b)σmax=900MPa,N=1.05×105；(c)σmax=580MPa,N=3.75×105

室溫DAGH4169合金光滑Kt=1試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為1200MPa,900MPa,580MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為3.00×104, 1.05×105,3.75×105。試樣斷口形貌如圖1～4所示。

圖3 室溫DAGH4169合金Kt=1疲勞源區(qū)形貌Fig.3 SEM feature of fatigue crack initiation region at room temperature of Kt=1 DAGH4169 specimen (a)σmax=1200MPa,N=3.00×104；(b)σmax=900MPa,N=1.05×105；(c)σmax=580MPa,N=3.75×105

圖4 室溫DAGH4169合金Kt=1疲勞擴展區(qū)形貌Fig.4 SEM feature of fatigue crack propagation region at room temperature of Kt=1 DAGH4169 specimen (a)σmax=1200MPa,N=3.00×104；(b)σmax=900MPa,N=1.05×105；(c)σmax=580MPa,N=3.75×105

DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt= 1)斷口宏觀及微觀觀察表明,疲勞均起源于樣品表面的加工缺陷處,在大應(yīng)力狀態(tài)下1200MPa樣品斷口具有多源疲勞斷裂特征,900MPa和580MPa樣品則均具有單源疲勞斷裂特征；從疲勞擴展區(qū)特征來看,低應(yīng)力狀態(tài)下的疲勞條帶較為細密,大應(yīng)力狀態(tài)下的疲勞條帶間距較大；從瞬斷區(qū)大小來看,實驗所選取的應(yīng)力范疇內(nèi),瞬斷區(qū)沒有顯著差異,這說明,對一定應(yīng)力范疇的光滑試樣而言,疲勞裂紋的萌生和擴展對其斷裂具有決定性的影響。從實驗結(jié)果來看,疲勞斷裂均起源于表面加工缺陷處,可見疲勞壽命的分散性主要受樣品的表面加工狀態(tài)制約,改善樣品的表面加工狀態(tài),能夠降低疲勞壽命的分散性及提高疲勞壽命。

2.1.2 室溫缺口Kt=3試樣斷口分析

室溫DAGH4169合金缺口Kt=3試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為600MPa,400MPa,210MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為1.5× 104,9.5×104,2.3×106。試樣斷口形貌如圖5～8所示。

圖5 室溫DAGH4169合金Kt=3疲勞斷口宏觀全貌Fig.5 Macro feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=3 DAGH4169 specimen (a)σmax=600MPa,N=1.5×104；(b)σmax=400MPa,N=9.5×104；(c)σmax=210MPa,N=2.3×106

圖6 室溫DAGH4169合金Kt=3疲勞斷口SEM全貌Fig.6 SEM feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=3 DAGH4169 specimen (a)σmax=600MPa,N=1.5×104；(b)σmax=400MPa,N=9.5×104；(c)σmax=210MPa,N=2.3×106

圖7 室溫DAGH4169合金Kt=3疲勞源區(qū)形貌Fig.7 SEM feature of fatigue crack initiation region at room temperature of Kt=3 DAGH4169 specimen (a)σmax=600MPa,N=1.5×104；(b)σmax=400MPa,N=9.5×104；(c)σmax=210MPa,N=2.3×106

圖8 室溫DAGH4169合金Kt=3疲勞擴展區(qū)形貌Fig.8 SEM feature of fatigue crack propagation region at room temperature of Kt=3 DAGH4169 specimen (a)σmax=600MPa,N=1.5×104；(b)σmax=400MPa,N=9.5×104；(c)σmax=210MPa,N=2.3×106

DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt= 3)斷口宏觀及微觀觀察表明,疲勞均起源于缺口(Kt=3)根部加工缺陷處,呈多源疲勞斷裂特征,瞬斷區(qū)在斷口幾何偏心位置,隨疲勞載荷的降低,源區(qū)的擠壓損傷逐漸加重,瞬斷區(qū)的面積逐漸減小,偏心距逐漸增大；瞬斷區(qū)面積是由疲勞載荷大小決定的,而瞬斷區(qū)位置則由載荷大小和平衡與否共同決定,觀察看到600MPa樣品加載的疲勞載荷最大,斷裂形成的瞬斷區(qū)面積最大,其位置最接近斷口的幾何中心部位,210MPa樣品加載的疲勞載荷最小,斷裂形成的瞬斷區(qū)面積最小,偏心距離最大。觀察斷口,在疲勞擴展區(qū)均可見細密疲勞條帶。

2.1.3 室溫缺口Kt=4試樣斷口分析

室溫DAGH4169合金缺口Kt=4試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為400MPa,310MPa,220MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為6.5× 104,1.94×105,1.05×106。試樣斷口形貌如圖9～12所示。

圖9 室溫DAGH4169合金Kt=4疲勞斷口宏觀全貌Fig.9 Macro feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=4 DAGH4169 specimen (a)σmax=400MPa,N=6.5×104；(b)σmax=310MPa,N=1.94×105；(c)σmax=220MPa,N=1.05×106

圖10 室溫DAGH4169合金Kt=4疲勞斷口SEM全貌Fig.10 SEM feature of fatigue fracture surface at room temperature of Kt=4 DAGH4169 specimen (a)σmax=400MPa,N=6.5×104；(b)σmax=310MPa,N=1.94×105；(c)σmax=220MPa,N=1.05×106

圖11 室溫DAGH4169合金Kt=4疲勞源區(qū)形貌Fig.11 SEM feature of fatigue crack initiation region at room temperature of Kt=4 DAGH4169 specimen (a)σmax=400MPa,N=6.5×104；(b)σmax=310MPa,N=1.94×105；(c)σmax=220MPa,N=1.05×106

圖12 室溫DAGH4169合金Kt=4疲勞擴展區(qū)條帶形貌Fig.12 SEM feature of fatigue crack propagation region at room temperature of Kt=4 DAGH4169 specimen (a)σmax=400MPa,N=6.5×104；(b)σmax=310MPa,N=1.94×105；(c)σmax=220MPa,N=1.05×106

DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt= 4)斷口宏觀及微觀觀察表明,疲勞均起源于缺口(Kt=4)根部加工刀痕處,呈多源疲勞斷裂特征；疲勞載荷較大(400MPa)時疲勞源區(qū)臺階寬大、疲勞源數(shù)量較少；疲勞載荷較小(220MPa)時疲勞源區(qū)臺階窄小、疲勞源數(shù)量較多；瞬斷區(qū)在斷口幾何偏心位置,隨疲勞載荷的降低,源區(qū)的擠壓損傷逐漸加重,瞬斷區(qū)的面積逐漸減小,瞬斷區(qū)面積是由疲勞載荷大小決定的,400MPa樣品加載的疲勞載荷最大,斷裂形成的瞬斷區(qū)面積最大,210MPa樣品加載的疲勞載荷最小,斷裂形成的瞬斷區(qū)面積最??；而瞬斷區(qū)位置均具有明顯的偏心特征,隨著疲勞載荷的減小,偏心距增大。觀察斷口,在疲勞擴展區(qū)均可見細密疲勞條帶。

2.2 疲勞試樣650℃斷口分析

2.2.1 650℃光滑Kt=1試樣斷口分析

DAGH4169合金650℃光滑Kt=1試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為900MPa,800MPa, 710MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為1.15×105,1.23×106,4.67×106。試樣斷口形貌如圖13～16所示。

圖13 650℃,DAGH4169合金Kt=1疲勞斷口宏觀全貌Fig.13 Macro feature of fatigue fracture surface of Kt=1 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=900MPa,N=1.15×105；(b)σmax=800MPa,N=1.23×106；(c)σmax=710MPa,N=4.67×106

圖14 650℃,DAGH4169合金Kt=1疲勞斷口SEM全貌Fig.14 SEM feature of fatigue fracture surface of Kt=1 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=900MPa,N=1.15×105；(b)σmax=800MPa,N=1.23×106；(c)σmax=710MPa,N=4.67×106

圖15 650℃,DAGH4169合金Kt=1疲勞源區(qū)形貌Fig.15 SEM feature of fatigue crack initiation region of Kt=1 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=900MPa,N=1.15×105；(b)σmax=800MPa,N=1.23×106；(c)σmax=710MPa,N=4.67×106

DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=1)斷口宏觀及微觀觀察表明,疲勞斷口均由垂直于軸向的平直斷口和斜斷口組成,斷裂均具有單源疲勞斷裂特征,疲勞源位于外表面,一般為加工形成的小尺寸缺陷。試樣斷口表面均有明顯色澤變化,主要表現(xiàn)為疲勞起始部位呈藍色,心部為紫色,瞬斷區(qū)呈灰黃色。

從瞬斷區(qū)大小來看,實驗所選取的應(yīng)力范疇內(nèi),瞬斷區(qū)沒有顯著差異,這說明,對一定應(yīng)力范疇的光滑試樣而言,疲勞裂紋的萌生和擴展對其斷裂具有決定性的影響。從疲勞擴展區(qū)特征來看,周次較高的疲勞斷裂其微觀形貌中條帶更為細碎,而周次較低的疲勞斷裂條帶連續(xù)性較好,間距較大。

另外,從整體的實驗結(jié)果來看,疲勞斷裂均起源于表面,且多為表面的加工缺陷,疲勞壽命的分散性正是制約于表面狀態(tài),制約于表面加工質(zhì)量。要提高可靠性,降低分散性,必須從提高表面質(zhì)量,改善表面狀態(tài)入手。

2.2.2 650℃缺口Kt=3試樣斷口分析

DAGH4169合金650℃缺口Kt=3試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為640MPa,360MPa, 290MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為5.0×103,5.5×104,5.45×106。試樣斷口形貌如圖17～20所示。

圖18 650℃,DAGH4169合金Kt=3疲勞斷口SEM全貌Fig.18 SEM feature of fatigue fracture surface of Kt=3 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=640MPa,N=5.0×103；(b)σmax=360MPa,N=5.5×104；(c)σmax=290MPa,N=5.45×106

圖19 650℃,DAGH4169合金Kt=3疲勞源區(qū)形貌Fig.19 SEM feature of fatigue crack initiation region of Kt=3 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=640MPa,N=5.0×103；(b)σmax=360MPa,N=5.5×104；(c)σmax=290MPa,N=5.45×106

DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=3)斷口宏觀及微觀觀察表明,疲勞均起源于缺口(Kt=3)根部,源區(qū)有明顯高溫變色現(xiàn)象,從變色區(qū)面積大小和顏色深淺可以判斷疲勞起源的先后, 640MPa樣品疲勞源區(qū)有均勻的變色現(xiàn)象,表明疲勞源在該樣品缺口(Kt=3)根部同時萌生,其余樣品的疲勞源則首先在偏心瞬斷區(qū)的最大半徑處萌生,其中290MPa樣品因加載的疲勞載荷最小,疲勞擴展時間最長,因此變色區(qū)的面積最大；宏觀和微觀觀察看到瞬斷區(qū)的面積和位置有明顯不同,其中瞬斷區(qū)面積是由疲勞載荷大小決定的,而瞬斷區(qū)位置則由載荷大小和平衡與否共同決定,觀察看到640MPa樣品加載的疲勞載荷最大,斷裂形成的瞬斷區(qū)最大,并且位于斷口的幾何中心部位,290MPa樣品加載的疲勞載荷最小,斷裂形成的瞬斷區(qū)最小,偏心距離最大；斷口觀察看到疲勞載荷最大的640MPa樣品疲勞源區(qū)較粗糙,其余載荷較小的樣品疲勞源區(qū)較平坦、光滑,并且在源區(qū)附近就可以看到疲勞弧線特征；觀察斷口,在疲勞擴展區(qū)均可見細密疲勞條帶。

2.2.3 650℃缺口Kt=4試樣斷口分析

DAGH4169合金650℃缺口Kt=4試樣的疲勞斷口選取了應(yīng)力水平分別為300MPa,270MPa, 250MPa的試樣,試樣斷裂時疲勞循環(huán)周次分別為4.0×104,1.6×105,2.6×105。試樣斷口形貌如圖21～24所示。

圖21 650℃,DAGH4169合金Kt=4疲勞斷口宏觀全貌Fig.21 Macro feature of fatigue fracture surface of Kt=4 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=300MPa,N=4.0×104；(b)σmax=270MPa,N=1.6×105；(c)σmax=250MPa,N=2.6×105

圖22 650℃,DAGH4169合金Kt=4疲勞斷口SEM全貌 (a)300MPa樣品；(b)270MPa樣品；(c)250MPa樣品Fig.22 SEM feature of fatigue fracture surface of Kt=4 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=300MPa,N=4.0×104；(b)σmax=270MPa,N=1.6×105；(c)σmax=250MPa,N=2.6×105

圖23 650℃,DAGH4169合金Kt=4疲勞源區(qū)形貌 (a)300MPa樣品；(b)270MPa樣品；(c)250MPa樣品Fig.23 SEM feature of fatigue crack initiation region of Kt=4 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=300MPa,N=4.0×104；(b)σmax=270MPa,N=1.6×105；(c)σmax=250MPa,N=2.6×105

圖24 650℃,DAGH4169合金Kt=4疲勞擴展區(qū)形貌Fig.24 SEM feature of fatigue crack propagation region of Kt=4 DAGH4169 specimen at 650℃(a)σmax=300MPa,N=4.0×104；(b)σmax=270MPa,N=1.6×105；(c)σmax=250MPa,N=2.6×105

DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=4)斷口觀察表明,疲勞均起源于樣品表面的加工刀痕處,呈多源疲勞斷裂特征；疲勞載荷較大(300MPa)時疲勞源區(qū)臺階寬大,疲勞源數(shù)量較少,瞬斷區(qū)面積較大,偏心距較??；疲勞載荷較小(250MPa)時疲勞源區(qū)臺階窄小,疲勞源數(shù)量較多,瞬斷區(qū)面積較小,偏心距較大；觀察疲勞擴展區(qū),均可見細密疲勞條帶特征。

另外,高溫下做疲勞實驗得到的斷口表面均有不同程度的氧化現(xiàn)象,特別是疲勞載荷較小時,因疲勞實驗的時間較長,疲勞源區(qū)的氧化損傷較嚴重。對比同一Kt值的試樣斷口可知,疲勞源區(qū)的氧化最嚴重,單源起始時斷口氧化呈輻射狀,單源區(qū)周邊氧化嚴重,多源起始時試樣斷口整個邊部氧化嚴重,擴展區(qū)氧化逐漸減弱,到瞬斷區(qū)時氧化最弱。隨著Kt值的增大,試樣缺口變得尖銳,此時,疲勞斷口的氧化加劇,Kt=4的試樣斷口氧化程度明顯高于Kt=3的試樣斷口。

3 結(jié)論

(1)DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=1)疲勞斷裂在大應(yīng)力狀態(tài)下具有多源疲勞斷裂特征,在低應(yīng)力狀態(tài)下則具有單源疲勞斷裂特征。但不論多源還是單源疲勞斷裂,疲勞裂紋均起始于表面加工缺陷處。

(2)DAGH4169合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=3,4)疲勞裂紋起源于缺口根部的加工缺陷處,呈現(xiàn)多源特征,在高載荷下疲勞源數(shù)量較少,低載荷下疲勞源數(shù)量較多,隨疲勞載荷的逐漸降低,瞬斷區(qū)面積逐漸減小,瞬斷區(qū)的偏心距離逐漸增大,疲勞擴展區(qū)面積逐漸增大,疲勞源區(qū)的擠壓損傷逐漸加重,疲勞源區(qū)的臺階逐漸細小。

(3)DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=1)疲勞斷裂均具有單源疲勞斷裂特征,疲勞裂紋起始于表面加工缺陷處。

(4)DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=3,4)疲勞斷裂均起源于缺口根部加工缺陷處,呈多源疲勞斷裂特征,隨疲勞載荷的逐漸降低,疲勞源區(qū)逐漸平滑,可見疲勞弧線,疲勞擴展逐漸充分,瞬斷區(qū)面積逐漸減小,瞬斷區(qū)的偏心距離逐漸增大。

(5)DAGH4169合金650℃旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(Kt=1,3,4)疲勞斷口均有明顯氧化現(xiàn)象,疲勞裂紋源區(qū)氧化最嚴重,擴展區(qū)逐漸變色,瞬斷區(qū)由于氧化時間短,氧化較弱。隨著疲勞加載周次的增加,應(yīng)力集中敏感系數(shù)的增大,氧化程度加劇。

［1］趙振業(yè).高強度合金應(yīng)用與抗疲勞制造［J］.功能材料信息,2009,6(2)：16-20. (ZHAO Z Y.Application of high strength alloys and improvement on fatigue behavior［J］.Functional Materials Information,2009,6(2)：16-20.)

［2］趙振業(yè).高強度合金抗疲勞應(yīng)用技術(shù)研究與發(fā)展［J］.中國工程科學,2005(3)：90-94. (ZHAO Z Y.Investigation and development status of the application technology to improve fatigue behavior of high strength alloys［J］.Engineering Sciences,2005(3)：90-94.)

［3］《中國航空材料手冊》編輯委員會.變形高溫合金 鑄造高溫合金［M］.中國航空材料手冊第二卷,第二版.北京：中國標準出版社,2002：323-359.

［4］SURESH S.材料的疲勞［M］.王中光,譯.北京：國防工業(yè)出版社,1999：190-193.

［5］王建國,王紅纓,康永林,等.GH4169合金高溫多軸疲勞斷口形貌分析［J］.實驗室研究與探索,2007,26 (10)：183-188. (WANG JG,WANG H Y,KANG Y L,et al.Multiaxial fatigue fracture analysis of GH4169 suppalloy at high temperature［J］.Research and Exploration in Laboratory, 2007,26(10)：183-188.)

［6］SHANG D G,SUN G Q,CHEN JH,et al.Multiaxial fatigue behavior of Ni-based superalloy GH4169 at 650℃［J］.Materials Science and Engineering(A),2006,432：231-238.

［7］GUSTAFSSON D,LUNDSTROM E,SIMONSSON K. Modelling of high temperature fatigue crack grox th in Inconel 718 under hold time conditions［J］.International Journal of Fatigue,2013,52：124-130.

［8］PADULAIISA,SHYAM A,RITCHIERO,et al.High frequency fatigue crack propagation behavior of a nickel base turbine disk alloy［J］.International Journal of Fatigue, 1999,21：725-731.

［9］LUNDSTROM E,SIMONSSON K,GUSTAFSSON D,et al.A load history dependentmodel for fatigue crack propagation in Inconel718 under hold time conditions［J］.Engineering Fracture Mechanics,2014,118：17-30.

［10］PRAKASH D G L,WALSH M J,MACLACHLAN D,et al.Crack grox th m icro-mechanisms in the IN718 alloy under the combined influence of fatigue,creep and oxidation［J］.International Journal of Fatigue,2009,31：1966-1977.

［11］OSINKOLU G A,ONOFRIO G.Fatigue crack grox th in polycrystalline IN 718 superalloy［J］.Materials Science and Engineering(A),2003,356：425-433.

［12］ANDERSSON H,PERSSON C.In-situ SEM study of fatigue crack grox th behaviour in IN718［J］.International Journal of Fatigue,2004,26：211-219.

［13］JEONG D H,CHOIM J,GOTO M,et al.Effect of service exposure on fatigue crack propagation of Inconel 718 turbine disc material at elevated temperatures［J］.Materials Characterization,2014,95：232-244.

［14］GAYDA J,GABB T P,MINER R V.Fatigue crack propagation of Nickel-Base superalloys at 650℃［C］∥ASTM STP.942,1988：293-309.

［15］尚德廣,陳建華,孫國芹,等.單、多軸混合加載下GH4169合金的高溫疲勞特性［J］.金屬學報,2005,41 (8)：785-790. (SHANG D G,CHEN JH,SUN G Q,et al.Fatigue characteristics for GH4169 superalloy under uniaxial/multiaxial loading at high temperature［J］.Acta Metallurgica Sinica, 2005,41(8)：785-790.)

［16］秦昕,張彥華,熊林玉.GH4169合金焊接接頭高溫疲勞裂紋擴展性能試驗研究［J］.材料工程,2009(7)：36 -38. (QIN X,ZHANG Y H,XIONG L Y.Experimental investigation on fatigue crack grox th in GH4169 superalloy at high temperature［J］.Journal of Materials Engineering, 2009(7)：36-38.)

［17］王國棟.微觀結(jié)構(gòu)對GH4169疲勞裂紋萌生與擴展影響的實驗研究［D］.安徽：中國科學技術(shù)大學,2008.

［18］賈新朝,姚草根,呂宏軍,等.細晶化對GH4169合金疲勞性能的影響［C］∥動力與能源用高溫結(jié)構(gòu)材料——第十一屆中國高溫合金年會論文集,2007.

［19］韓增祥.溫度對變形高溫合金熱疲勞性能的影響［J］.燃氣渦輪試驗與研究,2007,20(4)：53-57. (HAN Z X.Effects of temperature on thermal fatigue properties of some x rought superalloys［J］.Gas Turbine Experiment and Research,2007,20(4)：53-57.)

［20］何玉懷,于慧臣,郭偉彬,等.直接時效GH4169高溫合金疲勞裂紋擴展性能試驗［J］.航空動力學報, 2006,21(2)：349-353. (HE Y H,YU H C,GUOW B,et al.Experimental study on fatigue crack grox th behavior of direct aging GH4169 superalloy［J］.Journal of Aerospace Poxer,2006,21 (2)：349-353.)

［21］何玉懷,李騁,劉紹倫,等.GH4169合金疲勞裂紋擴展性能的試驗研究［J］.燃氣渦輪試驗與研究,2004, 17(4)：5-8. (HE Y H,LIC,LIU S L,et al.An experimental investigation on the fatigue crack grox th of GH4169 superalloy［J］.Gas Turbine Experiment and Research,2004,17 (4)：5-8.)

Fracture Performance of Direct Aging GH4169 Superalloy

XIE Xiao-chang1, CHAIZhi-gang2, LIQuan2, TANG Chun-feng1, ZHAO Zhen-ye1
(1.Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China；2.Beijing Aeronautical Engineering Technology Research Center,Beijing 100076,China)

The fatigue fracture surface of DAGH4169 superalloy smooth specimen(Kt=1)and notch specimen(Kt=3,4)after rotating bending fatigue test carried out at room temperature and 650℃xere investigated by Scanning Electron Microscope(SEM).The results indicate that the fatigue fracture surface of DAGH4169 superalloy smooth specimen(Kt=1)at room temperature has multiple crack initiation feature under high fatigue load,xhile single crack initiation feature under lox fatigue load.And the fatigue cracks initiate at the machining defects of the surface.Multiple cracks initiated at the machining defects of the notch foot under different level fatigue load is observed for the DAGH4169 superalloy notch specimen(Kt=3,4)at room temperature.Single crack initiated atmachining defects of the surface is observed from the fatigue fracture surface of DAGH4169 superalloy smooth specimen(Kt=1)at 650℃. And DAGH4169 superalloy notch specimen(Kt=3,4)shoxsmultiple crack initiation feature,the fatigue cracks initiate at themachining defects of the notch foot.For all the observed specimens,as fatigue load decreases,crack initiation region becomes smooth,the area of fatigue failure region becomes smaller,the distance betxeen fatigue failure region and centre of fracture is bigger.

DAGH4169；fracture surface；fatigue initiation；fatigue crack propagation

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.5.008

TG146.1+5

A

1005-5053(2015)05-0046-11

2015-06-09；

2015-08-10

973項目(61385)

謝孝昌(1984—),男,碩士,工程師,主要從事金屬材料熱處理工藝及組織與性能研究,(E-mail)xxc127@ 163.com。