梁曉波，周俊吉，張建偉，馬 雄，曾衛(wèi)東

(1.北京鋼研高納科技股份有限公司，北京 100081)(2.西北工業(yè)大學(xué) 凝固技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710072)

0 引 言

Ti2AlNb基合金具有高比強(qiáng)度和良好的抗氧化性能，比一般鈦合金更高的潛在服役溫度、比高溫合金更低的密度、比Ti-Al合金更好的可加工性能等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天領(lǐng)域，特別是在制備航空航天發(fā)動機(jī)的一些關(guān)鍵熱端零件等方面顯示出巨大的優(yōu)勢[1]。傳統(tǒng)Ti2AlNb基合金構(gòu)件主要采用等軸組織或者雙態(tài)組織的Ti2AlNb基合金，具有較好的強(qiáng)度和塑性匹配，但斷裂韌性較低[2]。為了提高斷裂韌性，滿足損傷容限的要求，西北工業(yè)大學(xué)和鋼鐵研究總院通過B2相區(qū)等溫鍛造獲得了一種具有雙尺寸O相板條組織的Ti2AlNb基合金，該合金具有高強(qiáng)度、高塑性、優(yōu)良的斷裂韌性[3]，有望被用于制造航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)整體葉盤。

壓氣機(jī)整體葉盤的葉片部位在服役過程中要承受高頻振動載荷，因此材料的高周疲勞性能是各國學(xué)者關(guān)注的焦點(diǎn)之一。事實(shí)上，高周疲勞破壞也是導(dǎo)致軍用飛行器發(fā)動機(jī)失效的最重要因素之一[4]，為此，關(guān)于鈦合金的高周疲勞性能各國學(xué)者相繼開展了大量的研究工作。Boehlert等人[5]的研究表明，對于Ti-15Al-33Nb合金和Ti-21Al-29Nb合金，組織中O相體積分?jǐn)?shù)的增加會導(dǎo)致合金拉伸強(qiáng)度的降低，從而引起高周疲勞壽命的降低。Peng等人[6]研究了Ti-24Al-14Nb-3V-0.5Mo合金的室溫高周疲勞性能，其室溫高周疲勞極限為670 MPa，并發(fā)現(xiàn)O相在B2基體析出有利于提高高周疲勞強(qiáng)度。Cao等人[7]研究了Ti-24Al-15Nb-1Mo合金的低周疲勞性能，發(fā)現(xiàn)α2相的解理開裂或者α2相與bcc轉(zhuǎn)變基體的界面開裂均可引起疲勞裂紋的形核，疲勞裂紋擴(kuò)展經(jīng)過板條O相會發(fā)生偏折，從而提高了疲勞裂紋的擴(kuò)展抗力。因此，具有雙尺寸板條組織的Ti-22Al-25Nb合金很有希望被用于制造航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)盤件，對其高溫高周疲勞性能也應(yīng)付以充分的關(guān)注。為此，本研究對這種僅包含O相板條和B2相基體組織的Ti-22Al-25Nb合金的高周疲勞性能進(jìn)行分析，研究該組織的Ti-22Al-25Nb合金在高溫條件下的疲勞損傷行為，以及疲勞裂紋形核位置對疲勞壽命的影響，以期為雙尺寸O相板條組織Ti-22Al-25Nb合金的應(yīng)用提供一定的參考依據(jù)。

1 實(shí) 驗(yàn)

以Ti-22Al-25Nb(原子分?jǐn)?shù))合金棒材為研究對象，將其在B2單相區(qū)變形后在O+B2相區(qū)熱處理，得到雙尺寸板條組織的Ti-22Al-25Nb合金棒材，其顯微組織如圖1所示。由圖1可以看出，雙尺寸板條組織包含粗板條和細(xì)板條2種尺寸的O相(黑色)以及B2相基體(白色)。

按照GB/T 3075—2008《金屬材料疲勞試驗(yàn)軸向力控制方法》分別測試Ti-22Al-25Nb合金試樣在650 ℃和700 ℃的高周疲勞性能。采用夾持端間連續(xù)半徑的標(biāo)準(zhǔn)光滑圓形截面試樣，沿其軸向在QBG-100型高周疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行正弦波循環(huán)加載，應(yīng)力比R=-1，加載頻率為100～130 Hz。如果試樣加載到107循環(huán)周次仍然沒有發(fā)生疲勞斷裂則停止加載。采用升降法測試 Ti-22Al-25Nb合金的疲勞強(qiáng)度極限。

升降法的具體操作過程如下：設(shè)定一個經(jīng)驗(yàn)應(yīng)力振幅(通常較大)對第1個疲勞試樣進(jìn)行循環(huán)加載，如果第1個試樣在達(dá)到控制循環(huán)周次(107)之前斷裂，則將應(yīng)力振幅降低后對第2個疲勞試樣進(jìn)行加載，如果第1個試樣在達(dá)到控制循環(huán)周次(107)之時仍未斷裂，則將應(yīng)力振幅升高后對第2個疲勞試樣進(jìn)行加載，依照此法直到應(yīng)力振幅達(dá)到一個相對穩(wěn)定的水平，則停止實(shí)驗(yàn)，

2 結(jié)果與討論

2.1 高溫高周疲勞強(qiáng)度極限

圖2為根據(jù)應(yīng)力振幅(S)-疲勞壽命(N)數(shù)據(jù)點(diǎn)擬合的不同溫度條件下雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金試樣的S-N曲線。曲線依據(jù)式(1)擬合得到。

圖2 不同溫度下雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金的 高周疲勞曲線Fig.2 S-N curves of Ti-22Al-25Nb alloy with bimodal size lamellar O phase at different temperatures

NSm=A

(1)

式中：m,A為常數(shù)。

從圖2可以看出，雖然雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金在650、700 ℃下高周疲勞壽命呈現(xiàn)出較大的分散性，但650 ℃條件下的應(yīng)力振幅明顯高于700 ℃條件下的應(yīng)力振幅。圖2中擬合的S-N曲線表明，雙板條組織Ti-22Al-25Nb合金在650 ℃條件下的疲勞強(qiáng)度極限明顯高于700 ℃。

利用公式(2)可以計算采用升降法測試的高周疲勞強(qiáng)度的極限值[7]。

(2)

通過計算得到650 ℃和700 ℃條件下雙尺寸板條組織Ti-22Al-25N合金的疲勞極限σ-1(107)分別為470 MPa和400 MPa。

2.2 高溫高周疲勞斷口

典型雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金在700 ℃條件下高周疲勞斷裂試樣的斷口形貌如圖3所示。從圖3a、b可以看出，高溫高周疲勞斷裂試樣的斷口包含多個顏色各異的區(qū)域，這可能是由于在高溫和大氣氣氛條件下進(jìn)行疲勞測試時，斷口上不同區(qū)域暴露的時間不同，形成不同的氧化產(chǎn)物造成的。據(jù)文獻(xiàn)報道[8-9]，將Ti2AlNb基合金或鈦合金在大氣環(huán)境中進(jìn)行高溫條件下的保溫實(shí)驗(yàn)時，不同的溫度和不同的保溫時間會導(dǎo)致合金表面生成不同的氧化產(chǎn)物，從而形成不同的顏色。鈦與氧易結(jié)合生成不同的氧化物，其中，TiO為金黃色，TiO2為白色，Ti2O3為藍(lán)色，Ti3O5為藍(lán)紫色，這些氧化產(chǎn)物以不同的比例混合可以形成各種顏色的氧化表面。因此斷口上不同的顏色區(qū)域描繪了高周疲勞失效的不同階段。圖3a、b中的淺藍(lán)色區(qū)域是疲勞裂紋的形核區(qū)域和緩慢擴(kuò)展區(qū)域，棕色或金色區(qū)域是疲勞裂紋的快速擴(kuò)展區(qū)域。圖3a所示試樣的高周疲勞裂紋從表面開始形核，圖3b所示試樣的高周疲勞裂紋從亞表面開始形核。圖3c為表面形核試樣裂紋源區(qū)域的掃描電鏡照片，圖3d、e為圖3b中“魚眼”花樣的掃描電鏡照片。由圖3e可以發(fā)現(xiàn)，裂紋的形核位置有大量的微裂紋。

圖3 700 ℃下雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金疲勞試樣的斷口形貌Fig.3 Fracture morphologies of high cycle fatigue samples of Ti-22Al-25Nb alloy with bimodal size lamellar O phase tested at 700 ℃: (a)crack initiated at surface; (b)crack initiated at subsurface; (c)SEM image of cracking at surface; (d)SEM image of cracking at subsurface; (e)microcrack of cracking at subsurface

將疲勞裂紋從亞表面形核的Ti-22Al-25Nb合金高周疲勞斷裂試樣斷口的表層磨去，并將斷口的亞表層拋光、腐蝕，制成金相試樣，然后對其高周疲勞裂紋區(qū)域進(jìn)行顯微組織觀察，如圖4所示。由圖4a可以看出，經(jīng)高溫高周疲勞試驗(yàn)后，沿初始B2晶界處形成了不同于B2晶內(nèi)組織的不均勻區(qū)域。由于Ti2AlNb基合金中有序的B2相和無序的β相均為體心立方相， 所以在一般的研究中對這2種相都不做明確的區(qū)分。文獻(xiàn)[10]報道，沿B2晶界可以以胞狀反應(yīng)的方式發(fā)生B2→β+O的不連續(xù)相變。事實(shí)上，Ti2AlNb基合金中的B2相在650 ℃或700 ℃條件下并非平衡相，因此在進(jìn)行高溫高周疲勞測試時，雙尺寸板條組織容易發(fā)生這種胞狀析出，導(dǎo)致測試后的組織中出現(xiàn)上述不均勻區(qū)域。

從圖4b可以看出，大量微裂紋在胞狀反應(yīng)形成的不均勻區(qū)域內(nèi)的O/β相界以及β相基體內(nèi)部形成，但在不均勻區(qū)域鄰近的正常組織區(qū)域未觀察到微裂紋特征。根據(jù)彌散強(qiáng)化原理，正常組織中有大量細(xì)O相板條分布的B2相基體，其強(qiáng)度要高于不均勻組織中不含細(xì)O相板條的β相基體。材料的強(qiáng)度往往對其高周疲勞性能有顯著的影響。高周疲勞裂紋通常在組織的弱化區(qū)域形核。由于胞狀反應(yīng)區(qū)域的彌散強(qiáng)化作用不足，因而成為Ti-22Al-25Nb合金雙尺寸板條組織中的弱化區(qū)域，所以圖4b中觀察到的疲勞微裂紋全部分布在發(fā)生胞狀反應(yīng)的組織形成的不均勻區(qū)域內(nèi)。

圖4 圖3b中“魚眼”花樣區(qū)域的掃描電鏡照片F(xiàn)ig.4 SEM images of the “fish eye” pattern in fig.3b: (a)inhomogeneous region; (b)micocracks in inhomogeneous region

2.3 裂紋形核位置對疲勞壽命的影響

圖5為雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金高周疲勞斷裂試樣的疲勞壽命(N)-應(yīng)力振幅(A)散點(diǎn)圖，圖中顯示了650 ℃和700 ℃高溫條件下高周疲勞失效試樣的疲勞裂紋形核位置。由圖5可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)高周疲勞測試的溫度條件和應(yīng)力振幅一定時(例如：480 MPa/650 ℃和400 MPa/700 ℃)，疲勞裂紋從次表面形核的試樣比從表面形核的試樣具有更長的高周疲勞壽命。即使忽略溫度和加載應(yīng)力振幅的影響，總體上疲勞裂紋從次表面形核的試樣依然能夠承受比疲勞裂紋從表面形核的試樣更多的高溫條件下的加載循環(huán)。文獻(xiàn)[4]中報道的關(guān)于等軸和雙態(tài)組織的兩相鈦合金Ti-6.5Al-2.2Mo-2.2Zr-1.8Sn-0.7W-0.2Si高周疲勞的研究中得出了相似的結(jié)果，這說明疲勞裂紋的形核位置對高溫高周疲勞壽命有明顯的影響。

圖5 高周疲勞斷裂試樣疲勞壽命-應(yīng)力振幅散點(diǎn)圖Fig.5 Fatigue life-stress amplitude scatter plot of the failed samples

3 結(jié) 論

(1)當(dāng)應(yīng)力比為-1，規(guī)定循環(huán)周次為107時，測得雙尺寸板條組織Ti-22Al-25Nb合金650 ℃和700 ℃的高周疲勞強(qiáng)度極限分別為470 MPa和400 MPa。

(2)不同階段形成的高周疲勞裂紋在高溫條件下的暴露時間不同，導(dǎo)致試樣斷口表面形成的氧化產(chǎn)物不同，從而使得高溫高周疲勞試樣斷口呈現(xiàn)不同顏色的區(qū)域。通過這種現(xiàn)象可判斷疲勞裂紋的萌生位置。對于雙尺寸板條組織的Ti-22Al-25Nb合金，其疲勞裂紋既可萌生于試樣表面，也可萌生于次表面。

(3)雙尺寸板條組織在高溫高周疲勞損傷過程中以胞狀析出的形式發(fā)生B2→β+O相變，形成組織中的不均勻區(qū)域，促使疲勞裂紋在此優(yōu)先形核。

(4)裂紋形核位置對雙尺寸板條組織的Ti-22Al-25Nb合金的高溫高周疲勞壽命有顯著的影響，疲勞裂紋在次表面形核的試樣比在表面形核的試樣具有更高的疲勞壽命。