喷射成形GH738合金的疲劳裂纹扩展行为

杨冬野，曹福洋，许文勇，左 欣，李 周，张国庆，孙剑飞

（1哈尔滨工业大学 材料科学与工程学院，哈尔滨150001；2哈尔滨工业大学 金属精密热加工国防科技重点实验室，哈尔滨150001；3北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室，北京100095）

GH738合金（Waspaloy）是一种γ＇相沉淀强化的镍基高温合金，具有良好的高温综合性能，作为航空发动机叶片、涡轮盘等零部件材料，广泛应用于航天、航空等领域[1，2］。喷射成形GH738合金凝固过程具有快速凝固的优点，组织细化、无宏观偏析等组织特征，其力学性能明显提高[3，4］。国外对 Waspaloy合金疲劳行为开展过研究工作，但鲜有喷射成形 Waspaloy合金疲劳特性的报道[5］。国内在镍基高温合金疲劳行为开展了较为系统的研究[6］，对喷射成形GH738合金高温低周疲劳特性进行了部分研究工作[7，8］，但对合金的高温疲劳裂纹扩展行为研究很少。本工作对所制备的喷射成形GH738合金的裂纹扩展行为进行了研究，系统分析不同温度、频率和应力比等实验条件对喷射成形GH738合金紧凑拉伸（CT）试样的疲劳裂纹扩展速率及扩展行为的影响规律，为其推广应用及其寿命预测提供依据。

1 实验材料及方法

1.1 材料及试样

本研究选用镍基GH738合金，合金成分见表1。GH738合金经重熔后喷射成形，主要工艺参数：采用氮气作为雾化介质，雾化压力为1.0MPa，沉积距离为450mm。随后对沉积坯锭进行热等静压、环轧和热处理，热等静压工艺为1150℃／4h／150MPa，热处理工艺为：固溶1080℃×4h，AC，时效840℃×24h，AC，760℃×16h，AC，得到直径约600mm的环形件。在环件上制取标准紧凑拉伸（CT）试样，预制2mm裂纹（尺寸见图1）。

表1 GH738合金化学成分（质量分数／%）Table 1 Chemical compositions of GH738alloy（mass fraction／%）

图1 标准紧凑拉伸（CT）试样Fig.1 Standard compact tension（CT）specimen

1.2 实验装置与条件

实验采用载荷控制方式，在空气环境中进行，载荷波形为正弦波。实验在 MTS370－25kN上进行，采用电阻炉加热方式，裂纹检测采用显微镜目测法，为单侧测试，测量精度0.01mm。按照HB 7680－2000《金属材料高温疲劳裂纹扩展速率试验方法》进行疲劳裂纹扩展速率测试，研究试样在不同温度、频率和应力比R条件下的疲劳裂纹扩展行为，具体测试条件见表2。疲劳断裂后的微观形貌在S－5700扫描电子显微镜上进行。

表2 实验条件Table 2 Test conditions

1.3 数据处理方式

数据处理采用割线法，即在a－N 曲线上，按式（1）计算连接相邻两点的直线斜率。

式中：a为 裂纹长度，mm；a为平均裂纹长度，mm；N为循环周次，cycle；da／dN 为裂纹扩展速率，mm／cycle。da／dN 是ai＋1－ai线段上的平均速率，故用平均裂纹长度来计算应力强度因子范围ΔK，平均裂纹长度按式（2）计算。

ΔK按式（3）进行计算。

式中：ΔK为应力强度因子范围，MPa·m1／2；ΔP为载荷范围，kN；B为试样厚度，mm；W 为试样宽度，mm；α＝a／W，对于a／W 大于或等于0.2，表达式有效。

2 实验结果与讨论

图2为喷射成形GH738合金CT试样在不同温度下的疲劳裂纹扩展行为。可以看出，疲劳裂纹扩展速率随着温度的升高略有加快，随着强度因子ΔK的增加，裂纹扩展速率da／dN趋于一致。

图2 不同温度下的疲劳裂纹扩展行为Fig.2 Fatigue crack growth behavior at different temperatures

裂纹扩展速率与高温时材料强度和裂纹表面氧化等有关。在高温条件下，疲劳裂纹易于在晶界形核，相邻晶粒间热收缩不匹配或应变不协调会在晶界处产生应力集中，诱发裂纹形成。一般条件下，材料的耐久极限随温度的降低而增大，短寿命疲劳阻力也随温度的降低而降低[9］。力学性能实验结果显示GH738合金的拉伸性能随着温度的升高而下降[3］。另外，GH738合金高温情况下的氧化加重，也会造成裂纹扩展速率加快[10－12］。

材料在不同温度下的疲劳行为可以用Paris公式定量描述，具体公式如下：

式中，C和m为材料参数。对式（4）两边分别取对数，可以得到：

由式（5）可见，裂纹扩展速率da／dN与应力强度因子ΔK在对数坐标下呈线性关系，应用式（5）对不同温度下的疲劳裂纹扩展实验数据进行回归分析，得到回归方程如表3所示。

表3 不同温度下的疲劳裂纹扩展速率Table 3 Fatigue crack growth rate at different temperatures

对喷射成形GH738合金在550℃时不同频率下的da／dN－ΔK的关系进行研究，结果如图3所示。

图3 不同频率下的疲劳裂纹扩展行为Fig.3 Fatigue crack growth behavior under different loading frequency

由图3可以看出，频率在较低条件下对da／dN影响较小，0.1Hz和0.5Hz相同ΔK频率下裂纹扩展速率基本相当，频率为10Hz时的裂纹扩展速率比0.1Hz和0.5Hz时有较明显降低。高频载荷与低频载荷相比，可以引起材料的高密度滑移，所以裂纹尖端塑性区较小，有效屈服应力较高，较低的载荷频率有助于滑移更广泛的分布，裂纹尖端塑性区大，有效屈服应力较低。在载荷作用下，较低的有效屈服应力易于裂纹扩展，所以低频时裂纹扩展速率较大[13，14］。

应用Pairs公式对不同频率下的疲劳裂纹扩展试验数据进行回归分析，得到回归方程如表4所示。

表4 不同频率下的疲劳裂纹扩展速率Table 4 Fatigue crack growth rate under different loading frequency

图4为550℃时喷射成形GH738合金裂纹扩展速率da／dN与应力强度因子ΔK之间的关系。可见，裂纹扩展速率da／dN随应力比R的增大而增大。试验过程中应力使裂纹扩展的裂纹尖端的产生一定的塑性变形。在前一次加载时，试样承受拉伸载荷，但低于材料的屈服强度，而裂纹尖端由于应力集中的作用，已达到屈服进入塑性变形状态，当循环载荷从名义应力幅卸载到零时，试样接近恢复状态，而裂纹尖端由于加载时进入屈服，产生了不可逆拉伸残余变形。但是，在整个试样弹性恢复力的作用下，迫使这个局部塑性区恢复原状，从而使裂纹尖端材料从卸载初期尚有少量的残余拉应变而随着卸载过程的继续，逐步过渡进入压缩状态。当整体的弹性恢复力达到一定值时，会使压缩变形进入屈服，结果使裂纹尖端产生了残余压应力，促使本来已张开的裂纹闭合。当第二个拉伸循环开始时，裂纹尖端的拉应力首先必须克服第一循环结束时产生的残余应力，然后才使裂纹继续张开并向前扩展。应力比R越大，产生的塑性变形越小，所需克服的残余应力越小，裂纹尖端的有效应力强度越大，裂纹扩展速率越大[15，16］。

图4 不同应力比下的疲劳裂纹扩展行为Fig.4 Fatigue crack growth behavior under different Rratios

对应力比为0.1，0.3，0.5条件下的疲劳裂纹扩展数据进行回归分析，可得裂纹扩展方程如表5所示。

表5 不同应力比下的疲劳裂纹扩展速率Table 5 Fatigue crack growth rate under different Rratios

图5为喷射成形GH738合金高温疲劳裂纹扩展过程的典型断口形貌。从图5（a）中可见裂纹呈现多裂纹源特征，裂纹稳定扩展过程中存在明显规则的疲劳条带，并且存在明显的二次疲劳裂纹，如图5（b）所示，沿CT试样裂纹扩展方向，疲劳条带的间距不断增大，疲劳条带的间距与裂纹扩展速率对应（当疲劳条带方向与CT试样裂纹扩展方向存在夹角时需修正），图5（c）显示裂纹稳定扩展区疲劳条带成块大面积分布，疲劳条带见有一定的方向差异。图5（d）为疲劳裂纹扩展后期，随着应力强度因子范围ΔK的增加，断口上出现韧窝形貌，韧窝中碳化物颗粒清晰可见。断口表面由于氧化作用存在一层氧化物，高温疲劳裂纹扩展过程中，温度越高，氧化现象越严重。

图5 疲劳裂纹扩展SEM微观断口 （a）裂纹起源；（b）疲劳条带；（c）裂纹扩展区；（d）瞬断区Fig.5 SEM micrographs of fracture surface （a）initiation of fatigue cracks；（b）fatigue striations；（c）crack propagation zone；（d）rapid fracture zone

3 结论

（1）随着温度的升高，喷射成形GH738合金强度下降，裂纹表面氧化程度加剧，造成裂纹扩展速率略有加快。

（2）低频载荷作用时裂纹尖端塑性区较大，有效屈服应力较低，裂纹扩展速率较大。0.1Hz和0.5Hz频率下裂纹扩展速率基本相当，频率为10Hz时的裂纹扩展速率比0.1Hz和0.5Hz时有较明显降低。

（3）由于“裂纹闭合效应”，应力比R越大，产生的塑性变形越小，所需克服的残余应力越小，裂纹尖端的有效应力强度越大，裂纹扩展速率越大。

（4）疲劳断口呈现典型多裂纹源和疲劳条带特征，断口表面存在明显的氧化现象，温度越高，氧化越严重，裂纹扩展速率越快。

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