宋世杰1,袁 柯2,梁振宇3,叶序彬1,李 钊1
(1.中国航发北京航空材料研究院,北京 100095;2.中国航发湖南动力机械研究所,株洲 412002; 3.北京航空航天大学,北京 100191)
摘 要:采用直流电压降法对 GH3230合金进行了高温下的疲劳裂纹扩展试验,分析了温度及 应力强度因子对 GH3230合金疲劳裂纹扩展速率的影响,并利用扫描电子显微镜对断口进行分 析。结果表明:在相同的应力强度因子下,随着温度的升高,合金的裂纹扩展速率增大;温度从 750 ℃升高到850 ℃时,裂纹扩展速率明显增大,从850 ℃升高到950 ℃时,小应力强度因子下的 裂纹扩展速率相差不大,随着应力强度因子的增大和温度的升高,裂纹扩展速率的差距增大;观察 断口表面可知,在裂纹扩展区和瞬断区,断口表面呈现典型的疲劳辉纹和韧窝特征,随着温度的升 高,断口表面的氧化物颗粒增多,裂纹扩展区的疲劳辉纹不明显。
关键词:直流电压降法;GH3230合金;疲劳裂纹扩展行为
中图分类号:TL341 文献标志码:A 文章编号:1001-4012(2022)04-0023-04
镍基高温合金具有优异的性能,在整个高温合 金领域占有重要的地位。GH3230合金是我国自主 研制的新一代镍-铬基固溶强化型变形高温合金,其 化学成分简单,具有高强度、可焊接、抗氧化等特点, 可用于制备900℃以下长期使用的航空发动机燃烧室部件和其他高温环境中服役的零部件[1]。
某型发动机的数台火焰筒气膜唇边和掺混孔均 检测出了裂纹和掉块,在飞行过程中可能会威胁飞 行安全,严重影响发动机的使用寿命,使发动机的大 修周期显著缩短。发动机反复起动和停车使得火焰 筒承受大小、方向随时间变化的循环交变载荷,这是 引起火焰筒产生裂纹和掉块的主要原因[2]。为了保 障航空发动机的服役安全,研究火焰筒材料在服役 条件下的疲劳裂纹扩展行为具有重要意义,而国内 目前针对 较少。 GH3230合金高温裂纹扩展行为的研究
笔者利用直流电压降法对 GH3230 合金开展 了750,850,950 ℃ 下 的 疲 劳 裂 纹 扩 展 试 验,得 到 GH3230合金稳定裂纹扩展区的 Paris拟合公式,并 采用断口定量反推的方法对得到的试验结果进行验 证,进一步分析了不同温度对材料裂纹扩展速率的 影响。采用扫描电子显微镜(SEM)观察断口,分析 了合金的断裂模式及损伤机理,研究结果可为火焰 筒的安全可靠应用和寿命预测提供试验基础和理论 支持。
1 试验方法
1.1 化学成分分析及拉伸试验方法
从某型发动机燃烧室内机匣取样制成 GH3230 合金裂纹扩展试样,成型工艺为锻造,其合金成分如 表1所示。由表 1 可知,与其他高温合金相比,该 GH3230合金试样中加入了大量的钨元素,钨元素 主要溶解于γ基体中,少量进入碳化物中。
GH3230 合金试样的显微组织形貌如图 1 所 示,由图 1 可 知,该 试 样 的 显 微 组 织 晶 粒 度 约 为 6.5级,晶界处存在大量颗粒状 M23C6(某类碳化物 的总称),有利于限制晶界迁移,降低裂纹的延晶扩 展速率。
GH3230合金试样在750~950 ℃下的拉伸试验 结果(每个温度点测试7根试样,取平均值)如表2所 示。高温拉伸试验依照 HB5195—1996《金属高温拉 伸试验方法》进行。由表2可知,在750~950 ℃下, 随着温度的升高,GH3230合金的抗拉强度、屈服强 度均减小,断面收缩率、断后伸长率均增大,弹性模量 在750℃与850 ℃时相差不大,甚至在850 ℃时更 大,在950℃时的弹性模量明显减小,表明在950 ℃ 时材料的刚度降低,原子间结合力变弱。
1.2 疲劳裂纹扩展试验方法
疲劳裂纹扩展试样采用标准紧凑拉伸试样,宽 度为50mm,厚度为12.5 mm,试样的宏观形貌如 图2所示。 一般采用传统的显微镜来测量疲劳裂纹长度,这种方法直观、简单、成本较低,但是在高温下,需采用 长焦距显微镜测量裂纹长度,而试样表面的氧化程度 很高,很难看清裂纹,容易带来人为测量误差,因此采 用直流电压降法对试样的裂纹长度进行测量。
直流电 压 降 法 测 量 裂 纹 长 度 (DCPD)的 原 理 为:在试样的两端施加高稳定、高精度的恒定电流, 使之在试样厚度方向上产生恒定的二维电场。在试 验过程中,随着裂纹的扩展,导通截面不断缩小,电阻不断增加,在恒定电流下,裂纹面两端的电位或电 压降将随裂纹尺寸的增加而增加。利用裂纹面两端 的电位差与裂纹扩展长度之间的函数关系,将所测 量的电位转换成等效的裂纹长度。对于紧凑拉伸试 样,裂纹长度计算方法如式(1)所示。 a/w = 2 π π 2 -arctan Z 1-Z 2 ?? ?? ?? ?? (1) 其中 Z = e 2Yπ 4w +e - 2Yπ 4w e (U*X)+e -(U*X) (2) X = ln e 2Yπ 4W +e - 2 4 Y W π 2cos a0π 2W ?? ?? ?? ?? + e 2Yπ 4W +e - 2 4 Y W π 2cos a0π 2W ?? ?? ?? ?? 2 -1 ?? ?? ?? ?? ?? ?? (3) 式中:a 为试样的裂纹长度;W 为试样宽度;U 为当 前试样裂纹面两端的电位;2Y 为裂纹面两端测量电 位点间的距离;a0 为试样的初始裂纹长度。 依据标准 GB/T6398—2000《金属材料疲劳裂 纹扩展速率试验方法》的要求进行试验,试验设备 为:MTSlandmark370 型 电 液 伺 服 疲 劳 试 验 机, Flextest40型控制系统,MTSDCPD型恒流源及电 压测量系统,试验机载荷传感器精度为0.5级,波形 为正 弦 波,频 率 为 10 Hz。试 验 温 度 为 750,850, 950 ℃,在每个温度下测试3个试样。
2 试验数据处理及结果分析
2.1 疲劳裂纹扩展性能
疲劳裂纹扩展速率是反映有裂纹的构件抗疲劳 断裂性能的一个重要指标,也是估算构件剩余疲劳 寿命必不可少的参数,一般使用应力强度因子幅度 ΔK 来定量描述疲劳裂纹扩展速率。完整的疲劳裂 纹扩展速率曲线包括3部分:近门槛区、裂纹稳态扩 展区和裂纹快速扩展区(瞬断区)。Paris公式适用于稳态扩展区,通常用来表征稳态扩展阶段的疲劳 裂纹扩展速率,如式(4)所示。 da/dN =C(ΔK)n (4) 式中:C,n 为拟合常数;N 为循环次数。 采用割线法对裂纹扩展试验数据进行处理,以 确定裂纹扩展速率,采用 Paris公式对裂纹扩展速 率进行拟合,得到 GH3230合金在不同温度下稳态 扩展阶段的da/dN-ΔK 关系,结果如表3所示。
对比不同温度下的疲劳裂纹扩展速率可知,随 着温度的升高,裂纹扩展速率越来越大,抗裂纹扩展 能力降低。这是由于在裂纹扩展过程中,随着温度 的升高,材料的屈服强度下降,同样外载荷下裂纹前 沿的塑性变形增加,循环载荷下裂纹塑性区内的变 形增大了裂纹的扩展速率。另外,温度越高,晶界间 的结合力减小,也会增大疲劳裂纹的扩展速率。
从裂纹扩 展 速 率 的 增 加 幅 度 看,从 750 ℃ 到 850 ℃,随着 ΔK 的不断增大,裂纹扩展速率的差 距逐渐减小;当温度从850 ℃升高到950 ℃时,两 种材料的疲劳裂纹扩展速率在小应力强度因子下 差距 较 小,ΔK 越 大,差 距 越 大。 从 750 ℃ 到 850 ℃,由温度变化引起的其他损伤对裂纹扩展速 率的影响更大,从850 ℃到950 ℃,应力强度因子 的变化对疲 劳 裂 纹 扩 展 速 率 起 到 了 更 大 的 作 用, 在950 ℃下,屈 服 强 度 与 弹 性 模 量 的 急 速 减 小 会 增大裂纹扩展速率。 图3 GH3230合金在不同温度下的裂纹扩展速率
GH3230合金在不同温度下的裂纹扩展速率如 图3所示,由图3可知,950 ℃下 GH3230合金疲劳 试 样 的 抗 断 裂 性 能 也 急 剧 下 降,在 ΔK 约 为 15MPa·m 1 2 时,其 已 接 近 断 裂;而 在 750 ℃ 和 850 ℃时,断裂时的 ΔK 约为25MPa·m 1 2 。
2.2 疲劳裂纹扩展断口特征
GH3230合金试样疲劳裂纹扩展断口微观形貌 如图4所示,断口可分为裂纹稳态扩展区和瞬断区。 在疲劳裂纹扩展试验中,试样受交变应力循环加载, 裂纹尖端存在晶体沿某些特定易滑移面滑移的现象, 导致疲劳辉纹的形成,在交变载荷作用下,裂纹在扩 展区内以疲劳辉纹的形式不断扩展,有效承载面积不 断减小,直至试样最终断裂。由图4a)~4c)可知:在 这3个温度时,疲劳裂纹扩展区都可见疲劳辉纹,温 度越高,疲劳辉纹越不明显;晶界结合力下降,裂纹扩 展加速。从图4d)~4f)可知,瞬断区断口表面粗糙, 呈现典型的韧窝特征,韧窝里有破碎的碳化物颗粒。
3 结论
(1)在温度为 750~950 ℃ 时,随着温度的升 高,GH3230合金的抗拉强度、屈服强度、弹性模量 均减小,断面收缩率、断后伸长率均增大。
(2)GH3230合金疲劳裂纹扩展速率随温度的 升高而增大,从750℃到850℃,裂纹扩展速率增大 明显;从850℃到950℃时,其裂纹扩展速率在小应 力强度因子水平下差距较小,在大应力强度因子下, 950 ℃时的裂纹扩展速率比850 ℃时大。 (3)GH3230合金疲劳裂纹扩展试样断口可分 为裂纹稳态扩展区和瞬断区,随着温度的升高,断口 表面的氧化物颗粒越多,裂纹扩展区疲劳辉纹越不 明显;在瞬断区都表现为明显的韧窝特征,韧窝内有 破碎的碳化物颗粒。
参考文献: [1] 李全通,景小宁.某型发动机火焰筒热弹塑性/蠕变 应力分析[J].燃气涡轮试验与研究,1999,12(1):40- 43. [2] 郭运强,张克实,耿小亮,等.航空发动机火焰筒疲劳 裂纹扩展规律[J].航空制造技术,2006,49(12):80- 82.