布景简介

高温钛合金由于在高温下拥有优良的力学机能和抗氧化机能，在航空航天工业中得到了宽泛的利用。航空发起机部件的失效问题一向受到高度关注，出格是在超高周委顿（Very high cycle fatigue, VHCF）状态下。例如，涡轮叶片和叶盘在服役过程中必要接受高和善高速，其服役寿命往往超过109周次。本文钻研的Ti60是一种近α型高温钛合金，通常用于出产航空发起机叶片、叶盘等。因而，有必要对高温环境下Ti60钛合金的超高周委顿裂纹萌朝气理和寿命预测进行钻研。

成就介绍

（1）图1显示了Ti60钛合金在室温、300℃和500℃下的应力-寿命（S-N）曲线。了局批注Ti60钛合金的委顿寿命在三种温度前提下都出现单一的线性降落趋向，同时随着温度升高，委顿强度降落。在三种温度下，Ti60钛合金存在两种典型的失效模式，即表表失效和次表表失效。委顿失效模式在107次循环左近产生变动，随着循环周次超过107，失效模式由表表裂纹萌生转变为次表表裂纹萌生。

图1 Ti60在常温、高温下超高周委顿试验的S-N曲线及失效模式

（2）图2为三种温度下表表裂纹萌生的典型断口描摹。观察发现，导致表表失效的机造蕴含有氧化物脱落机造和微表表缺点机造两种，随着温度升高，表表失效机造由表表微缺点机造转变为氧化物脱落机造。失效机造的转变可能与温度和表加应力幅大幼有关。当温度低于或蹬宗300℃时，在较高的表加应力幅作用下，精加工引起的表表微缺点会导致应力集中，从而引起表表失效（图2(a-d)）；当温度高于300℃时，试样表表会形成一层较厚的脆性氧化层（图2(e-f)），在较高的表加应力作用下，氧化层容易分裂和脱落，形成表表缺点，从而导致表表失效。然而在低应力作用下，无论是室温还是高温，这两种表表失效机造所需的驱动力都高于次表表起裂失效所需的驱动力，因而会在次表表产生裂纹。

图2 分歧温度下表表失效的断口描摹。（a）和（b）室温（σa = 552.89 MPa, Nf = 2.3 × 106）；（c）和（d）300℃（σa = 436.18 MPa, Nf = 5.0 × 106）；（e）和（f）500℃（σa = 400.61 MPa, Nf = 5.5 × 105）

（3）图3别离为三种温度下次表表裂纹萌生的典型断口描摹，断裂面能够分为3个特点区，即I区（裂纹萌生区）、II区（裂纹不变扩大区）和III区（裂纹急剧扩大区）。区域I由多个陆续幼刻面组成，本文将其界说为超大刻面（Oversized facet, OF）。通过比力分歧温度下I区的描摹，能够发现次表表裂纹萌生的机造是一样的，都是以OF的大局起裂，批注温度对次表表裂纹萌朝气理没有影响。

当αp团簇中的一个晶粒解理形成微裂纹时，微裂纹很容易进入相邻晶粒，当相邻晶粒足够多时，微裂纹会直接形成主裂纹。从断口表表看，主裂纹是由多个陆续的幼刻面组成的OF（图4）。

图3 分歧温度下次表表裂纹萌生的断口描摹。（a）和（b）室温（σa = 518.07 MPa, Nf = 3.4 × 108）；（c）和（d）300℃（σa = 414.55 MPa, Nf = 4.0 × 107）；（e）和（f）500℃（σa = 384.15 MPa, Nf = 2.5 × 107）

图4 OF起裂机理示意图。（a）αp晶粒解理；（b）αp团簇微裂纹扩大；（c）微裂纹扩大为主裂纹

（4）提出了一种预测分歧温度下裂纹扩大的特点区大幼及特点区尖端应力强度因子幅值ΔK的步骤。选取软件ImageJ丈量分歧温度下试样断口表表I区和II区的尺寸，钻研温度对超高周委顿机能的影响。在VHCF状态下，通常用应力强度因子幅值ΔK来描述裂纹萌生和扩大。区域I裂纹尖端的应力强度因子幅值（即ΔKI）可视为裂纹不变扩大的阈值，由公式（1）推算；区域II裂纹尖端的应力强度因子领域（即ΔKII）可视为裂纹急剧扩大的阈值，由公式（2）推算。

其中，Δσ应力幅，rI和rII别离为将区域I、区域II投影到垂直于最大主应力的平面上获得的区域的等效半径。

图5(a)和(b)显示了分歧温度下rI和rII随委顿寿命的变动。rI和rII随委顿寿命的变动法规一样，即等效半径越大，试样的委顿寿命越长。图5(c)和(d)显示了ΔKI和ΔKII随委顿寿命的变动。了局批注，在一样温度下，失效试样的ΔKI和ΔKII险些不变，但其值会随着温度的升高而减幼，这意味着裂纹萌生和扩大的阈值会随温度升高而降低。

图5 （a）和（b）分歧温度下r与委顿寿命的关系，（c）和（d）分歧温度下ΔK与委顿寿命的关系。

（5）基于OF裂纹萌朝气理，提出了室温下裂纹扩大的全寿命预测模型。将解理形成的极幼裂纹（a0）亏损的寿命界说为Ni，其中a0是αp晶粒尺寸的1/10。凭据Miller的界说（Fatigue Fract. Eng. M. 1987, 10, 75–91; Fatigue Fract. Eng. M. 1987, 10, 93–113.），以为从a0扩大到区域I为微观结构短裂纹扩大（Microstructure short crack propagation, MSCP）阶段，区域I扩大至区域II为物理短裂纹扩大（Physical short crack propagation, PSCP）阶段，区域II扩大至区域III为长裂纹扩大（Long crack propagation, LCP）阶段。因而，总寿命为NTotal = Ni + NMSCP + NPSCP + NLCP（图6）。

由于室温下Ti60钛合金的PSCP阶段寿命和LCP阶段寿命约莫只占总委顿寿命的0.2%，并且本文中的a0很幼，它所亏损的寿命Ni能够忽略不计，因而能够以为总寿命NTotal≈NMSCP。本文用下式（3）预测室温下Ti60钛合金在VHCF状态下的委顿寿命。

其中，其中C和m为资料参数。

图6 基于裂纹扩大的全寿命示意图

（6）提出了一种思考资料机能退化的高温预测模型，如式（4）。预测了局批注，该模型能较好地预测分歧温度下Ti60钛合金的委顿寿命，预测了局在3倍误差带以内（图7）。

图7 Ti60钛合金试样在分歧温度下的预测寿命

称谢

该钻研工作得到了国度天然科学基金和国度科技沉大专项赞助。本文第一作者：陈超林，通讯作者：尚德广（北京工业大学）。

关于中国结构齐全性联盟

中国结构齐全性联盟是一个非投机性学术组织，致力于结构齐全性领域的学术互换、科学钻延注工程利用和知识传布，其汗青可追忆到2002年，最初的提议单元是几所持久从事结构齐全性出格是压力容器及管路安全技术合作钻研的高校和科研院所。2003年，在上海召开首届国际断裂力学（FM）学术钻研会。随着学科及其利用领域的拓宽，2010年，FM系列会议拓展为国际结构齐全性学术钻研会（International Symposium on Structural Integrity，ISSI），各成员单元轮流承办。2012年11月，经中国机械工程学会资料分会、压力容器分会和失效分析分会充分会商与协商，决定结合提议“中国结构齐全性联盟”（China Structural Integrity Consortium, CSIC）。结构齐全性是跨学科、跨领域的新兴学科领域，钻研分歧尺度结构在复杂环境及载荷下的承载能力、寿命与靠得住性，致力成立并优化产品全寿命过程的安全与靠得住性评价尺度与律例，服务于能源（油气、电力、核能、可再生能源…）、航空航天与航海、微电子造作、化工、资料、冶金、环境、土木等工程领域。

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