外物损伤对TC4钛合金的高周疲劳强度的影响

许祥胜，赵振华，陈 伟

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

外物损伤对TC4钛合金的高周疲劳强度的影响

许祥胜，赵振华，陈 伟

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

为了研究外物损伤对航空发动机叶片疲劳性能的影响规律，将直径为3、4 mm的钢珠利用空气炮加速到约300 m/s对TC4合金平板试样进行外物损伤试验，利用3维体式显微镜和扫描电子显微镜（SEM）分别观察外物损伤的宏观特征和微观特征。结果表明：在随后的高周疲劳试验中外物损伤容易诱发疲劳裂纹的萌生，且试样的疲劳强度随损伤深度的增加而降低；疲劳源一般位于损伤区域的表面位置，因为试样在冲击过程中在损伤区域形成了微观裂纹和缺口。

外物损伤；TC4钛合金；高周疲劳；疲劳强度；航空发动机

0 引言

将沙石、金属等硬度较高的外来物撞击飞机发动机内部部件引起的损伤称为“外物损伤”，简称FOD[1]。国内外关于外物损伤的研究很多。20世纪80年代，Nicholas等[2]研究了钛合金平板试样受较小硬物的冲击损伤，提出定量描述外物损伤的概念；2000年，Martinez等[3]研究得出：无论试样的损伤深度如何，其疲劳强度都会降低10%～50%；2001年，Peters[4]研究发现FOD导致试样的疲劳强度明显降低，主要是由于损伤部位的应力集中和FOD诱导的微裂纹导致过早引发疲劳裂纹；随后，Nowell[5]研究发现冲击角、前缘半径和叶片楔角对随后的疲劳强度具有深远影响；2006年，罗荣梅[6]研究结果表明外物损伤会使试样发生较大的几何变形，产生应力集中和残余应力，降低试样的疲劳强度和使用寿命；2007年，P.Duó等[7]提出在冲击的入射边存在较大的拉伸残余应力；2008年，Hall等[8]使用纳米直接电流电位降（DCPD）系统监测裂纹生长，并且考虑残余应力将裂纹生长速率与校正的应力强度因子相关联；2010年，Spanrad等[9]观察模拟叶片的损伤特征表现为缺口压痕、材料损失、材料堆积、剪切带和微裂纹等特征；2011年，潘辉[10]研究认为外物损伤造成的缺口会为疲劳裂纹的萌生提供有利条件，损伤引起的拉伸残余应力是诱发疲劳失效的重要因素之一；2012年，葛宁[11]发现损伤的宏观特征主要有材料的丢失、挤压变形、塑性变形等，损伤缺口的微观特征主要有微小的裂纹、微观结构损伤以及片层状结构等。

本文利用空气炮将不同直径的钢珠加速到相同速度去撞击TC4钛合金材料，观察外物损伤的宏观和微观特征，并且研究外物损伤对TC4钛合金疲劳强度的影响。

1 试验过程

1.1 试验材料

1.1.1 试验件材料

试验所用材料是1种中等强度的α+β型的TC4钛合金，其金相组织如图1所示，其材料参数见表1[12]。该合金具有优异的综合性能，在航空航天工业中得到了广泛应用。TC4合金可长时间在400℃的温度下工作，在航空工业中主要用于制造发动机的风扇和压气机盘及叶片，以及飞机结构的梁、接头和隔框等重要承力构件。

表1 TC4合金参数

表中，σ0.2为屈服应力；Uts为抗拉强度；Te为拉伸伸长；Ra为断口收缩率。这些参数均体现TC4合金的单轴拉伸性能。

1.1.2 钢珠的材料属性

用直径分别为3、4 mm的钢珠模拟不同大小的外物，钢珠的材料属性参数见表2[13]。

表2 钢珠的材料属性

1.2 试样

狗骨头型试样的横截面是2 mm×10 mm的矩形，总长136 mm，如图2所示。狗骨头型试件的中间部分，前面尺寸为10 mm×30 mm的矩形和侧面尺寸为2 mm×30 mm的矩形。

1.3 试验设备

采用的空气炮系统如图3所示，将直径分别为3、4 mm的钢珠加速到300 m/s冲击狗骨头型平板试样来模拟外物损伤。

试验采用3维体式显微镜（KH-7700）和扫描电子显微镜（SEM-JSM-7001F）分别观察试样损伤的宏观和微观特征。试样的高频疲劳试验在高频疲劳试验机QBG-100中进行，如图4所示。由于试样加工时存在的差异性和外物损坏试验的不可重复性，在相同试验条件下的损伤试样的疲劳强度也不同，只能采用步进法进行高频疲劳试验[14]。

2 试验结果及讨论

利用3维体式显微镜测量试样缺口的损伤参数，并且定义损伤参数，如图5所示。图中，X、Y、Z分别表示损伤的长、宽、深。

表3 外物损伤试验结果

TC4钛合金平板试样的外物损伤试验结果见表3。由于外物损伤的随机性和不可重复性，即使试验条件完全相同，损伤尺寸也都不可能一样。

钢珠从试样的侧面冲击试样进行外物损伤模拟试验，FOD的宏观形貌如图6所示。由于受钢珠的大小和冲击位置的影响，缺口的损伤尺寸和完整性均不同。但是FOD具有相同的宏观特征，即大部分缺口都存在鼓包、撕裂、缺口底部比较光滑、在缺口边缘有材料堆积的现象，而在非完整的半球形缺口底部有材料的丢失，如图 6（e）、（f）所示。这些宏观特征都是由于钢珠高速冲击叶片时，在缺口中心形成光滑的绝热挤压区域后外物速度降低、能量降低，无法继续使更多试样材料发生流变，然而由于外物尺寸较大，撞击形成光滑区域后剩余能量依旧很高，试样两侧材料抵抗侵彻时无法承受外物施加的巨大冲击力而脱离母体，形成材料丢失。

FOD试样进行高频疲劳试验的结果见表4。光滑样品的疲劳强度为902 MPa。试验结果表明：FOD试样的疲劳强度均低于光滑狗骨试样的疲劳强度的0.6倍。因此，外物损伤会显著降低TC4合金的疲劳强度。

表4 高频疲劳试验结果

FOD试样的疲劳强度与损伤尺寸之间的关系如图7所示。从图中可见，FOD试样的疲劳强度与损伤参数X和Y的关系不明显，而损伤参数Z对TC4合金试样的疲劳强度的影响呈线性关系，损伤深度越大FOD试样的疲劳强度越小。

利用扫描电子显微镜（SEM）观察FOD试样的疲劳断面的微观特征，FOD试样的断裂位置区域如图8（a）所示，一般疲劳源区位于试样的外物损伤缺口位置。疲劳断口的宏观特征：疲劳断口由疲劳源区、疲劳扩展区和瞬断区3部分组成[15]。从图8（b）中可见，疲劳断口存在明显的放射状河流花样，放射状河流花样反方向聚集的地方即为疲劳裂纹源，其在缺口损伤位置处萌生，且在缺口根部靠近上表面的位置，此件试样为多源扩展断裂；疲劳扩展区的特点是断口平坦光滑、断口细腻，其扩展充分，由于此件试样为多源断裂，而且疲劳源不在同一截面上，导致裂纹扩展区呈阶梯状；而瞬断区裂纹扩展得很迅速，所以瞬断区较粗糙，有很多韧窝。放大图8（b）中的疲劳源区发现，疲劳源区有很多细小的疲劳带和少量的2次裂纹，如图8（c）所示。放大图8（b）中的疲劳扩展区域如图8（d）中所示，疲劳扩展区有很多比较均匀的疲劳带和大量的2次裂纹。

3 结论

通过空气炮模拟外物损伤，观察FOD试样的宏观/微观结构以及外物损伤对TC4钛合金的疲劳强度的影响研究，可以得出以下结论：

（1）通过钢珠高速冲击试样模拟外物损伤发现FOD显著降低了TC4平板叶片的疲劳强度，主要是因为FOD诱导了试样过早地萌生裂纹源。并且疲劳强度随着损伤深度的增加而减小。

（2）通过SEM观察疲劳断口表明，疲劳源位于损伤区域的表面，主要是因为在损伤区域存在大量微观裂纹和微观缺口，促进了裂纹源的萌生。

[1]关玉璞,陈伟,高德平.航空发动机叶片外物损伤研究现状[J].航空学报,2007,28(4):852-856.GUAN Yupu,CHEN Wei,GAO Deping.Present status of investigation of foreign object damage to blade in aero engine [J].Acta Aeronautical et Astronautica Sinica,2007,28(4):852-856.(in Chinese)

[2]Nicholas T,Barber J P,Bertke R S.Impact damage on titanium leading edges from small hard objects[J].Experimental Mechanics,1980,20（10）:357-364.

[3]Martinez C M,Eylon D,Nicholas T，et al.Effects of ballistic impact damage on fatigue crack initiation in Ti-6Al-4V simulated engine blades[J].Materials Science and Engineering:A,2002,325:465-477.

[4]Peters J O,Roder O,Boyce B L，et al.Role of foreign object damage on thresholds for high-cycle fatigue in Ti-6Al-4V[J].Metallurgical and Materials Transactions，2000,31:1571-1583.

[5]Nowell D,Duo P,Stewart I F.Prediction of fatigue performance in gas turbine blades after foreign object damage[J].International Journal of Fatigue,2003,25:963-969.

[6]罗荣梅.叶片外物冲击损伤及其对疲劳寿命的影响[D].沈阳：东北大学,2006.LUO Rongmei.Foreign object damage of blades and its influence on fatigue life[D].Shenyang:Northeastern University,2006.（in Chinese）

[7]Duó P,Liu J,Dini D,et al.Evaluation and analysis of residual stresses due to foreign object damage,Mechanics of Materials[J].2007,39:199-211.

[8]Hall R,Byrne J,Zhao T，et al.Influence of foreign object damage on fatigue crack growth of gas turbine aerofoils under complex loading conditions[J].Fatigueamp;Fracture of Engineering Materialsamp;Structures,2008,31:386-397.

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[10]潘辉.叶片外物损伤的特征分析及模拟试验研究[D].南京:南京航空航天大学,2012.PAN Hui.Research on damage characteristics and simulation test of foreign object damage of blade[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2012.(in Chinese)

[11]葛宁.发动机叶片抗外物损伤能力评估技术研究[D].南京:南京航空航天大学,2012.GE Ning.Research on evaluate technology about resistance to foreign object damage of engine blade[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2012.(in Chinese)

[12]《中国航空材料手册》编辑委员会.中国航空材料手册第四卷钛合金、铜合金[M].北京：中国标准出版社,2001:104-132 China Aeronautical Materials Handbook Editorial Board Editor Committee.China aeronautical materials handbook：vol.4:titanium alloy,copper alloy[M].Beijing:China Standard Press,2001:104-132.(in Chinese)

[13]《中国航空材料手册》中国航空材料手册编辑委员会.中国航空材料手册第一卷结构钢、不锈钢[M].北京：中国标准出版社,2001：57-73.China Aeronautical Materials Handbook Editorial Board Editor Committee.China aeronautical materials handbook：vol.1:structural steel,stainless steel[M].Beijing:China Standard Press,2001:57-73.(in Chinese)

[14]Maxwell D C,Nicholas T.A rapid method for generation of a Haigh diagram for high cycle fatigue[J].Fatigue and Fracture Mechanics,1999,29:626-641.

[15]陶春虎,赵爱国,王理，等.航空发动机用材料断裂分析及断口图谱[M].北京：国防工业出版社,2007：575-615..TAO Chunhu,ZHAO Aiguo,WANG Li，et al.Fracture analysis and fracture atlas of aeroengine materials[M].Beijing:National Defense Industry Press,2007:575-615.(in Chinese)

The Influences of Foreign Object Damage on the High Cycle Fatigue Behavior of Titanium Alloy TC4

XU Xiang-sheng,ZHAO Zhen-hua,CHEN Wei
（College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China）

In order to study the influence of foreign object damage on aeroengine blades fatigue performance,Foreign Object Damage(FOD)was simulated by the 3 and 4 mm diameters hardened steel spheres onto the flank of the TC4 plate specimens.A light gas gun was used to fire the projectiles and the values of impact velocity were set 300 m/s.The macroscopical and microscopical characteristics of specimen damage were respectively observed by three-dimensional digital microscope and scanning electron microscope （SEM）.Results show that the effect of FOD can easily induce preferred sites for the premature initiation of fatigue cracks on subsequent cycling,and the fatigue strength decreases with the serious depth of damage.It is also found that the fatigue source normally locates in the surface of damage area,and initiates from the micro cracks or micro notches caused due to the impact.

foreign object damage；titanium alloy TC4； high cycle fatigue；fatigue strength；aeroengine

V 232.4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.03.017

2016-10-24

许祥胜（1990），男，在读硕士研究生，研究方向为航空发动机结构强度与可靠性；E-mail：1540962777@qq.com。

许祥胜，赵振华，陈伟.外物损伤对TC4钛合金的高周疲劳强度的影响 [J].航空发动机，2017,43（3）：88-92.XU Xiangsheng，ZHAO Zhenhua，CHENWei.The influences offoreign object damage on the high cycle fatigue behavior oftitaniumalloyTC4[J].Aeroengine，2017,43（3）：88-92.

（编辑：栗枢）