TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性研究

刘红彬，陈伟

TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性研究

刘红彬1，2，陈伟1

(1.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

通过对航空发动机叶片用TC11材料在高低周复合载荷下进行裂纹扩展试验，研究了TC11材料高低周复合疲劳裂纹扩展规律，得到了高低周载荷条件下的裂纹稳态扩展曲线及断口特征。其结果可对风扇/压气机叶片抗高低周复合载荷下的裂纹扩展能力进行分析和评估，为下一代先进航空发动机设计提供技术支撑。

TC11；高低周复合疲劳；裂纹扩展；扩展速率；试验

1 引言

目前，钛合金材料在航空发动机叶片上广泛使用，其疲劳特性及裂纹扩展引起了普遍关注。由于发动机有时会处于瞬时超转状态，Hall、Stephan等开展了低周过载对高周裂纹扩展特性影响试验研究[1，2]，表明低周过载的载荷特征对钛合金材料的裂纹扩展特性影响不一。分析认为，当低周过载引起材料内部缺陷时，会加速裂纹扩展，反之则会促使裂纹闭合。Hall等还通过高温分析，认为高温导致材料软化，会减弱低周过载对钛合金材料裂纹扩展特性的影响[3]。周胜田等[4]研究了外物损伤对叶片疲劳寿命的影响，用能量等效落锤冲击钛合金TC4 (Ti-12Al-4A)板试件侧边，模拟转子叶片进气边受到小硬物颗粒冲击时引起的外物损伤，观测冲击后的缺口变形特点及缺口尺寸与冲击能量的关系。结果表明，冲击产生的缺口深度随冲击能量的增大呈非线性增加。

本文通过低周疲劳裂纹扩展速率试验和高低周复合疲劳裂纹扩展速率试验，来研究TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性。

2 TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性试验

2.1 试验件

裂纹扩展速率试验的试验件为紧凑拉伸试样，其形状和尺寸按照GB/T 6398[5]的有关要求设计，并采用线切割加工而成，尺寸见图1。裂纹扩展方向垂直于轧制方向，按照GB/T 6398设计并加工了专用夹具(材料为65Mn，如图2所示)。

图1 裂纹扩展试验的试验件尺寸Fig.1 Dimensions of crack propagation test specimen

图2 裂纹扩展试验组件Fig.2 Crack propagation test components

试验前，对CT试样两侧进行抛光处理，并用高度游标卡尺制作参考刻度线，每条刻度线均平行于两销钉孔中心连线，相互距离为5.0 mm。

2.2 疲劳裂纹的预制

疲劳裂纹扩展速率试验试样需预制疲劳裂纹。采用高温拉扭复合加载疲劳试验机MTS809-25T，在紧靠疲劳试验前进行，且与试验载荷波型相同，最后一级载荷与裂纹扩展测试所需载荷相同，预裂纹目标长度为2.0 mm。

2.3 裂纹扩展速率试验

试验在MTS809-25T上进行，通过TESTSTAR软件系统控制。试验包括应力比R=0.1的低周疲劳裂纹扩展速率试验，R=0.5、0.6、0.7的高低周复合疲劳裂纹扩展速率试验，高低周循环比m=1 000。

高低周复合载荷谱见图3，其中Fa,HCF为幅值。为避免卸载时压缩破坏裂纹扩展面，高低周复合载荷块的卸载最小载荷Fmin为最大载荷Fmax的0.1倍。

复合循环块中的高周循环应力比Rminor为：

图3 高低周复合疲劳载荷试验谱Fig.3 Experimental loading spectra

试样的应力强度因子幅值ΔK为：

式中：ΔF为载荷范围，B为试样厚度，W为试样宽度，α=a/W，a为计算裂纹长度。

试验过程中及试验后的试验件分别见图4、图5。

图4 试验中的试验件Fig.4 Specimen in test

图5 扩展试验后断裂的试验件Fig.5 Fractured specimen after crack propagation test

2.3.1 以高周应力强度因子幅值ΔKminor计的扩展速率

在稳态扩展阶段，扩展速率da/dN与ΔK可描述为Paris幂函数关系：

式中：C、n为系数。上式两边分别取对数，有：

用最小二乘法对Rminor=0.5的高低周复合裂纹扩展试验结果进行拟合，分析中只计复合循环块中高周循环次数NHCF和ΔKminor，从而可得C=6.348 95× 10-8，n=2.477，相关系数R2=0.929 29。则有da/dNHCF=6.348 95×10-8(ΔKminor)2.477。

同样，用最小二乘法对Rminor=0.6和Rminor=0.7的高低周复合裂纹扩展试验结果进行拟合，拟合曲线分别为

图6中示出了Rminor=0.5、0.6和0.7时以ΔKminor计的高低周复合裂纹扩展试验结果及拟合曲线。

2.3.2 以总应力强度因子幅值ΔKtotal计的扩展速率

用最小二乘法对Rminor=0.5的高低周复合裂纹扩展试验结果进行拟合，分析中只计复合循环块的次数NB和ΔKtotal，表达式如下：

式中：ΔKtotal=0.9ΔKminor/(1-Rminor)

拟合得C=1.479 70×10-5，n=2.477，R2=0.929 46。则有da/dNB=1.479 70×10-5(ΔKtotal)2.477。

同样，用最小二乘法对Rminor=0.6和Rminor=0.7的高低周复合裂纹扩展试验结果以NB和ΔKtotal表示的幂函数进行拟合，拟合曲线分别为

图7中给出了Rminor=0.5、0.6和0.7时，以ΔKtotal计的高低周复合裂纹扩展试验数据及拟合曲线。

试验后，还进行了试验件断口金相分析，获得了不同载荷条件下的断口特征。分析表明，高低周复合疲劳裂纹扩展断口与低周疲劳裂纹扩展断口的微观形貌有较大区别，低周疲劳裂纹扩展断口的疲劳条带较明显。在ΔK相同条件下，高低周复合疲劳的ΔKtotal较大，并随Rminor的增大而增加，从而导致裂纹尖端张开程度较大，裂纹扩展过程中的韧窝、解理特征较明显。

3 高低周复合载荷对扩展速率的影响分析

3.1 L-HCCF与HCF裂纹扩展速率的比较分析

图6 TC11高低周载荷下的裂纹扩展速率ΔKminorFig.6 TC11 crack growth rate under low and high cycle combined fatigueΔKminor

为分析高低周循环载荷和高周循环载荷条件下裂纹扩展速率的差别，补充了10个点的ΔKHCF介于11～20的高周循环载荷裂纹扩展试验。在ΔKHCF= ΔKminor条件下，以高周循环计的da/dNHCF基本相同(见图8)。分析认为，由于试验的循环次数不够多，高低周复合循环块中低周循环次数较少，高低周循环载荷交互对裂纹扩展特性的影响可能没有完全体现出来。

3.2 Rminor对L-HCCF裂纹扩展速率的影响分析

将Rminor=0.5、0.6和0.7的高低周复合裂纹扩展速率曲线进行对比(以ΔKminor计)，如图9所示。

图7 TC11高低周载荷下的裂纹扩展速率ΔKtotalFig.7 TC11 crack growth rate under low and high cycle combined fatigueΔKtotal

图8 HCF与L-HCCF的裂纹扩展速率比较Fig.8 Comparison of crack growth rate under HCF and L-HCCF

在相同ΔKminor下，高低周复合循环载荷块中高周循环的Rminor越大，ΔKtotal也越大。在较大的ΔKtotal下，裂纹张开程度较高，因此裂纹扩展速率也较高。

3.3 L-HCCF与LCF裂纹扩展速率的比较分析

将Rminor=0.5、0.6、0.7的高低周复合裂纹扩展试验以NB和ΔKtotal拟合的裂纹扩展速率曲线，与R=0.1的低周裂纹扩展速率曲线进行对比，如图10所示。

在相同ΔKtotal下，高低周复合循环载荷块中高周循环明显降低了TC11的抗裂纹扩展能力。比较图10中的曲线可知，实际工作中的发动机叶片，在ΔK达到裂纹扩展门槛值条件下，叠加在低循环载荷上的振动载荷会引起裂纹的快速扩展。

图10 LCF与L-HCCF的裂纹扩展速率比较Fig.10 Comparison of crack growth rate under LCF and L-HCCF

4 结论及建议

(1)高周应力比、总应力强度因子幅值对裂纹扩展速率影响较明显；在应力强度因子幅值达到裂纹扩展门槛值条件下，叠加在低循环载荷上的振动载荷会引起裂纹快速扩展。

(2)低周疲劳裂纹扩展断口与高低周复合疲劳裂纹扩展断口的微观形貌区别较大，低周疲劳裂纹扩展断口疲劳条带较明显。在应力强度因子幅值相同条件下，高低周复合疲劳总应力强度因子较大，并随应力比的增大而增加，从而导致裂纹尖端张开程度较大，裂纹扩展过程中的韧窝、解理特征较明显。

(3)由于试验条件限制，虽测到低周和高低周复合载荷条件下裂纹扩展门槛值的大致范围，但其精确值还需进一步试验确定。另外，高低周复合疲劳裂纹扩展机制较复杂，建议进一步开展复合疲劳裂纹扩展机制和裂纹扩展速率估算等方面的研究。

[1]Byrne J，Hall R F，Powell B E.Influence of LCF Overloads on Combined HCF-LCF Crack Growth[J].International Journal of Fatigue，2003，25：827—834.

[2]Russ S M.Effect of LCF on HCF Crack Growth of Ti-17 [J].International Journal of Fatigue，2005，27：1628—1636.

[3]Hall R F，Ding J，Byrne J.HCF+LCF Interactions at Ele⁃vatedTemperature[R].I.R.IResearchReport，No. F61775-02-C4050.

[4]周胜田，罗荣梅，黄宝宗.转子叶片的外物损伤及疲劳寿命试验研究[J].辽宁工程技术大学学报，2007，26(3)：357—359.

[5]GB/T 6398-2000，金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法[S].

Study on Initiation and Propagation Characteristics of Low and High Cycle Combined Fatigue Crack in TC11

LIU Hong-bin1，2，CHEN Wei1
(1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Through the experimental and statistic crack growth investigation of L-HCCF(low and high cy⁃cle combined fatigue)on the aero-engine blades in TC11,the crack growth law of the L-HCCF in TC11 was studied.Results can be applied to analyze and evaluate the resisting ability of fan/compressor blades against crack growth in L-HCCF loading.They also can be a technology basis for next generation advanced aero-engine.

TC11；L-HCCF；crack growth；growth rate;test

V250.3

A

1672-2620(2012)02-0049-05

2011-04-13；

2011-12-29

刘红彬(1977-)，男，四川资阳人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机强度设计与试验研究。