Ti-6Al-4V/ELI钛合金250 ℃裂纹扩展性能

吕志阳, 熊峻江, 赵延广, 马少俊

（1.北京航空航天大学 交通科学与工程学院，北京 100191；2.中国航发北京航空材料研究院，北京 100095；3.大连理工大学 工业装备结构分析国家重点实验室，辽宁 大连 116024）

在航空、航天、船舶、交通运输、工程机械等领域中，约70%以上的结构破坏是由疲劳断裂引起的。高温环境下材料或结构部件的疲劳破坏规律及寿命预测一直是工程界和学术界关心的难题，这主要是因为高温环境对材料的力学性质和影响机制比较复杂。结构部件一旦发生破坏会导致灾难性后果，造成大量直接或间接的经济损失。航空金属材料高温环境下的疲劳性能分析在整个飞机结构疲劳可靠性分析中占据重要的地位，是确保飞行安全必不可少的基础性研究工作[1]。

国内外针对高温环境下金属材料的疲劳裂纹扩展性能开展了大量的研究工作。文献[2-6]研究了高温对 Timetal 834，16 MnR，Ti 40，Inconel 718，PWA 1484等材料裂纹扩展性能的影响，结果表明，高温环境对材料裂纹扩展过程的影响比较复杂，裂纹扩展速率不一定随着温度的升高而增加，在某些情况下甚至会出现随温度升高裂纹扩展速率下降的现象。文献[7-12]研究了应力比R对Ti-6Al-4V，TC4- DT等常用钛合金裂纹扩展性能的影响，结果表明，材料的裂纹扩展性能受应力比R的影响很大，随着应力比R的增加，裂纹扩展速率也会随之增加。文献[13-20]研究了高温环境对材料裂纹扩展损伤机理的影响，结果发现，高温环境下疲劳断口表面往往会因与空气接触而产生氧化产物，材料的断裂机制受裂纹尖端区域内微观结构的滑移过程控制，随着温度的升高，破坏机制逐渐由疲劳为主转向以蠕变为主。

在各种钛合金中，Ti-6Al-4V/ELI因具有耐热、强韧、可焊接、耐腐蚀和抗疲劳等优异性能，广泛应用于航空和航天领域，尤其作为飞机机身、机翼蒙皮以及各种承力构件，甚至包括发动机压气机盘、叶片等承受大应力的旋转件等关键承力构件，故Ti-6Al-4V/ELI的高温裂纹扩展性能受到业界大量关注[21]。目前，国内外对于高温环境下钛合金的裂纹扩展性能进行了一定研究，但高温环境与载荷交互作用对疲劳裂纹扩展性能的影响机制还不完全清楚，有待进一步加以研究。本工作进行航空钛合金材料Ti-6Al-4V/ELI在室温25 ℃和高温250 ℃下的恒幅疲劳裂纹扩展实验，利用扫描电镜（SEM）对典型疲劳断口进行观测分析，研究高温环境对Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展性能的影响机制。

1 实验材料与方法

为测定Ti-6Al-4V/ELI的裂纹扩展性能，制备标准M（T）试样，其化学成分见表1。试样取向与加载方向均为L-T方向，材料的室温力学性能如见表2（其中，E为弹性模量，σb为强度极限，σs为屈服极限，δ为伸长率）。试样的几何形状和设计尺寸（单位mm）如图1所示，中心孔处两侧通过线切割加工出长度为8 mm的初始切口，并对试样做表面抛光处理。

表1 Ti-6Al-4V/ELI的化学组分（质量分数/%）Table1 Chemical composition of Ti-6Al-4V/ELI (mass fraction/%)

表2 Ti-6Al-4V/ELI的室温力学性能Table2 Mechanical properties of Ti-6Al-4V/ELI at room temperature

按照ASTM标准试验方法[22]，在MTS-880-100KN疲劳试验机上进行裂纹扩展实验，采用恒幅加载方式，加载波形为正弦波，频率f为10 Hz，三种应力比R分别是0.06，0.5，–1。实验温度分别为室温25 ℃和高温250 ℃，通过SDGDYD-180/+350高低温环境试验箱（误差不超过2 ℃ ）予以控制。用WZHD0850裂纹测量系统（精度0.01 mm）测量裂纹长度。

图1 标准 M（T）试样Fig.1 Standard M（T）specimen

需注意的是，将标准M（T）试样夹持好后，调节高低温环境箱参数，达到实验要求温度，保温至少30 min后，方可进行裂纹扩展实验。实验开始时先使用较大载荷，预制裂纹1～2 mm，然后逐级降载直至裂纹扩展速率到达 1 × 10–5mm·cycle–1附近，保持此时的载荷继续进行实验。裂纹长度每增加0.3～0.5 mm，停机测量裂纹扩展长度a（单位mm）及其相应循环次数N，直至试样最终断裂。

2 结果与讨论

2.1 数据分析与讨论

实验结果如图2所示。从图2可以看出，随着循环次数N的逐渐增加，裂纹扩展长度a不断增长，裂纹扩展曲线的斜率da/dN越来越陡，这说明裂纹扩展速率随着循环次数N变化得越来越快。

根据ASTM E647-11试验方法[22]，采用割线法，可以计算a-N曲线上相邻两个数据点的直线斜率（da/dN）i及相应的应力强度因子变程ΔKi，即

式中：ΔPi为载荷幅值；B为试样的厚度；W为试样的宽度；α为考虑有限板宽的修正系数α = 2a/W。

利用式（1）和（2），根据图2中所示的a-N曲线数据，得到[ΔKi，（da/dN）i]数据点。采用 Paris公式，对[ΔKi，（da/dN）i]数据进行拟合，可以获得钛合金Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展da/dN-ΔK曲线，即

式中：C和m均为材料常数；ΔK表示应力强度因子变程。

利用式（3）拟合各[ΔKi，（da/dN）i]数据点，得到da/dN-ΔK曲线参数C和m的拟合值及相关系数ρ、标准差σ如表3所示，拟合曲线如图3所示。根据拟合得到的C和m值，可以获得裂纹扩展性能参数C和m随温度的变化率，即

式中：CT和mT为高温250 ℃下材料的Paris参数；CRT和mRT为室温25 ℃下材料的Paris参数。

图2 Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展实验数据Fig.2 Experimental data of crack growth for Ti-6Al-4V/ELI （a）T = 25 ℃，R = 0.06;（b）T = 250 ℃，R = 0.06;（c）T =25 ℃，R = 0.5;（d）T = 250 ℃，R = 0.5;（e）T = 25 ℃，R = –1;（f）T = 250 ℃，R = –1

利用式（4）和（5），由表3所示的C和m值，计算得到的γC和γm如表4所示。

表3 裂纹扩展速率曲线的系数拟合值Table3 Coefficients of da/dN-ΔK curves

图3 Ti-6AI-4V/ELI合金裂纹扩展 da/dN-ΔK 曲线Fig.3 Crack propagation da/dN-ΔK curves of Ti-6AI-4V/ELI alloy

图4 不同温度下裂纹扩展 da/dN-ΔK-R 曲面对比图Fig.4 Comparison images of da/dN-ΔK-R surfaces at different temperatures

表4 拟合系数的变化率Table4 Changing rates of fitting coefficients

考虑应力比R对裂纹扩展速率的影响，常采用Walker模型表征材料的裂纹扩展性能，即

式中：C’，m1以及m2为材料常数；R表示应力比。

式（6）描述了da/dN与ΔK，R之间的关系，在三维坐标系中构成了da/dN-ΔK-R曲面。利用式（6）拟合图 3 所示的[ΔKi，（da/dN）i]数据，得到 2 种温度 25 ℃ 和 250 ℃ 下 da/dN-ΔK-R曲面如图 4所示，其拟合公式分别如下：

结合图2和图3以及表3和表4可以发现：

（1）在裂纹稳定扩展区内（1 × 10–5～1 × 10–3mm·cycle–1），Ti-6Al-4V/ELI的裂纹扩展速率 da/dN 均随着应力强度因子变程ΔK的增加而单调增加（见图3），实验数据点在双对数坐标下的线性相关系数ρ均达到0.96以上（见表3），这说明高温环境下Ti-6Al-4V/ELI的da/dN与ΔK之间仍然服从Paris公式，可以较好用以表征Ti-6Al- 4V/ELI的高温裂纹扩展性能。

（2）在相同应力强度因子变程ΔK下，da/dN均随着应力比R的增加而变大（见图3），并且这种变化趋势与温度无关；随着应力比的减小，γC和γm均呈现逐渐增大的趋势（见表4），说明温度对裂纹扩展速率影响效果随应力比R的增大而逐渐减小。

（3）应力比R为–1下的γC和γm的值远大于R为0.5或0.06下的值（见表4），主要是由于在应力比为–1时，高温曲线和室温曲线存在交叉，出现高温反转现象，低ΔK下室温裂纹扩展速率快于高温，高ΔK下室温裂纹扩展速率慢于高温；同时，室温与高温裂纹扩展da/dN-ΔK-R曲面在低ΔK区域有交叉（见图4），在此区域，高温环境与载荷的交互效应更为充分，这与文献[2, 6]的研究结论吻合。

2.2 断口SEM分析

为了揭示高温环境对Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展模式的影响机制，并从微观角度探究负应力比下γC和γm值较大的原因，采用JSM- 6010LA型扫描电子显微镜观测Ti-6Al-4V/ELI失效试样的疲劳断口（如图5和图6所示）。

从图5中可以看出，温度的升高对钛合金断口表面颜色变化产生很大影响，断口室温下呈银白色金属光泽，而250 ℃下则呈现出浅黄色。高温环境中裂纹表面的Ti与空气中的O容易发生化学反应，生成一层稳定的氧化物附着在裂纹表面，可以阻止氧向基体内部的扩散，阻止钛的进一步氧化。根据钛合金表面氧化色，可以判断其氧化程度，氧化程度从浓到淡的方向与裂纹扩展的大致路径相一致。

图5 钛合金 Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展宏观断口Fig.5 Pictures of macro fractures of Ti-6Al-4V/ELI alloy （a）25 ℃；（b）250 ℃

图6 Ti-6Al-4V/ELI的断口分析Fig. 6 Fractographic studies of Ti-6Al-4V/ELI （a）T = 25 ℃，R = 0.5；（b）T = 250 ℃，R = 0.5；（c）T = 25 ℃，R =0.06；（d）T = 250 ℃，R = 0.06；（e）T = 25 ℃，R = –1；（f）T = 250 ℃，R = –1

室温环境下，材料的脆性比较明显，疲劳条带中夹杂一些鱼骨状花样（见图6（a）），当裂纹沿着不同的晶面扩展，平直的疲劳条带被放射台阶切割，形成大量具有破碎小刻面的晶体学特征（见图6（c）和图 6（e）），这与文献[22]的研究结果一致；高温环境下的材料断口表面发现一些氧化产物和撕裂棱特征（见图 6（d）和图 6（f）），温度升高导致了材料裂纹扩展过程逐渐由解理断裂转变为准解理断裂。

高温环境下，材料被明显氧化，形成大量的氧化产物，一般会促进裂纹形核和滑移的产生，使得晶界结合力减弱，进而加速裂纹扩展过程[23]。然而对于Ti-6Al-4V/ELI，由于裂纹尖端局部应力集中系数较大，裂纹面生成大量二次裂纹（见图6（b）、图6（d）和图6（f））。二次裂纹会释放裂纹尖端的能量，从而使材料的断裂韧度增加，有利于减缓裂纹扩展速率，这与文献[24]的研究结果一致。脆性氧化物引起应力集中引发的裂纹扩展加速作用和二次裂纹的分支减速作用的耦合效应共同影响了材料的高温裂纹扩展性能，应力比R为0.5或0.06时，材料受到拉拉循环作用，氧化作用和二次裂纹分支作用基本相当，所以温度改变对Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展速率影响不大，而应力比R为–1时，材料受拉压载荷循环作用，在低ΔK区域，高温与载荷的交互作用更充分，二次裂纹往往更深更长（见图6（f）），在此过程中，二次裂纹扩展耗散更多的驱动能量，材料高温裂纹扩展速率略低于室温，出现高温反转现象，随着ΔK逐渐增大，高温与载荷之间的交互作用变弱，二次裂纹减少，材料高温裂纹扩展速率接近甚至高于室温。

3 结论

（1） Ti-6Al-4V/ELI裂纹扩展速率受应力比R的影响较大，在相同应力强度因子变程ΔK下，裂纹扩展速率da/dN随应力比R的增加而加快。

（2）Ti-6Al-4V/ELI室温裂纹断口脆性特征明显，而高温断口表面有氧化产物、二次裂纹以及撕裂棱特征，温度升高导致材料在裂纹扩展过程逐渐由解理断裂向准解理断裂转变。

（3）氧化产物的加速作用和二次裂纹分支的减速作用共同影响了Ti-6Al-4V/ELI的裂纹扩展性能，相较于拉拉循环，裂纹扩展性能在拉压循环下受温度的影响更大，拉拉循环应力比R为0.5或0.06时，温度对裂纹扩展速率影响并不明显，拉压循环应力比R为–1时，温度和载荷的充分作用使二次裂纹的密集萌生和深化，Ti-6Al-4V/ELI出现高温裂纹扩展速率低于室温速率的现象。