基于微觀劃痕的疲勞強度預(yù)測

丁明超， 張元良, 咸宏偉, 王金龍

(1.大連理工大學 機械工程學院, 遼寧 大連 116023； 2.大連海事大學 輪機工程學院, 遼寧 大連 116026)

航空發(fā)動機壓氣機葉片、大型離心壓縮機葉片等高端制造裝備對其關(guān)鍵零部件的表面質(zhì)量要求極其嚴格，其制造材料對表面質(zhì)量較為敏感.這些關(guān)鍵零部件在服役前后產(chǎn)生微觀劃痕是難以避免的.雖然微觀劃痕尺寸較小(寬度為幾十微米，深度僅為幾微米)，但在長期惡劣的服役環(huán)境中以及疲勞循環(huán)載荷下，微觀劃痕極易誘發(fā)裂紋萌生乃至發(fā)生疲勞斷裂[1]，這將對關(guān)鍵零部件的服役安全造成潛在的威脅.因此，對含有表面微觀劃痕的關(guān)鍵零部件開展疲勞強度預(yù)測是保障其服役安全運行首要面對的科學問題.

眾多學者在研究表面劃痕對疲勞強度的影響上取得了較多的成果.Siebel[2]揭示了劃痕深度與疲勞強度成負線性的關(guān)系.Mayer等[3]在對貝氏體軸承鋼進行超高周疲勞試驗中發(fā)現(xiàn)，疲勞裂紋傾向于從加工所產(chǎn)生的劃痕萌生.當劃痕深度達到8 μm時即可當作是疲勞預(yù)裂紋.

1 基于微觀劃痕的疲勞損傷參數(shù)

1.1 Murakami理論

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對于表面缺陷，ΔKth可利用式(2)表達，即將σ0替換成2σw得式(3)，σw為材料含有表面缺陷的疲勞強度:

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綜上，Murakami提出了著名的疲勞強度預(yù)測模型:

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1.2 基于微觀劃痕的

為提出合理評估微觀劃痕投影面積的方法，應(yīng)首先對劃痕的微觀形貌特征開展研究.由于微觀劃痕的尺寸處于微米級別，普通光學儀器難以呈現(xiàn)表面形貌的三維視圖，劃痕微觀幾何特征描述不夠直觀.本文采用三維光學干涉儀ZYGO對劃痕進行觀察.ZYGO具有精度高、非接觸式測量和微米級檢測等優(yōu)勢，可為本文的微觀劃痕研究提供可靠的三維圖形和尺寸測量等技術(shù)支持.圖2a給出了ZYGO的主要組成部分：表面信息采集器、表面形貌實時顯示器和操作系統(tǒng).其中，操作系統(tǒng)可顯示測量區(qū)域的表面粗糙度參數(shù)、三維視圖以及任意截面的剖面圖如圖2b所示.

圖3a展示了測量區(qū)域內(nèi)捕捉到的一條微觀劃痕，如深色條帶狀所示.為觀察劃痕截面幾何特征，任意選取劃痕的三個截面，每個截面與劃痕走向保持垂直關(guān)系以確保測量對象為劃痕真實截面.圖3b～圖3d給出了三個截面所對應(yīng)的剖面圖.由剖面圖可知，實際劃痕截面具有形狀不規(guī)則和邊緣不規(guī)整的幾何特征.對于微觀劃痕，在尺寸上寬度是深度的至少6倍以上.

由坐標軸可知，劃痕開口位置具有較大的寬度，可達30 μm，而劃痕谷底寬度僅為幾微米，呈由外向內(nèi)收緊的趨勢.劃痕截面雖然不規(guī)則，但其大致形狀符合三角形的幾何特征.為便于計算截面面積，認為該條劃痕的截面面積可按三角形面積計算而得.

為了排除圖3由于所選試件的特殊性而使得三個截面都保持三角形的特征，對其余試件的表面劃痕形貌進行檢測和觀察，觀察到所有截面仍具有三角形的幾何特征.因此本文將采用三角形近似計算劃痕截面面積.

實際劃痕的走向是隨機分布的，與加載方向嚴格垂直或平行的劃痕較少，二者存在一定的角度.劃痕走向隨機分布的特點是因外部力會以不確定角度作用于材料表面，作用角度依賴于實際情況而無規(guī)律可循[7].另外，每條劃痕的長度也各不相同，外部力作用時間不等將產(chǎn)生不同的劃痕長度.實際劃痕的方向和長度都依賴于外部力的作用，而外部力作用效果具有很大的隨機性，無明顯的分布原則與表征規(guī)律.

在工程實踐當中，部件表面至少存在一條劃痕，多條劃痕共存的情況也是十分普遍的.較大尺寸的劃痕相比于較小的將產(chǎn)生更嚴重的應(yīng)力集中現(xiàn)象，更容易引起裂紋的萌生.對于多條微觀劃痕共存的情況，本文不考慮劃痕之間的相互作用，認為多條劃痕中具有最大投影面積的劃痕對疲勞強度的削弱起決定作用.

(5)

(6)

結(jié)合Murakami疲勞強度模型，提出基于微觀劃痕的疲勞強度基礎(chǔ)模型:

(7)

2 模型驗證

本節(jié)對模型(7)的預(yù)測精度進行初步驗證.采用兩種驗證方式：高強度鋼FV520B-I疲勞強度驗證試驗和Ti-6Al-4V鈦合金現(xiàn)有文獻數(shù)據(jù)驗證.

2.1 高強度鋼FV520B-I的驗證

高強度鋼FV520B-I廣泛應(yīng)用于各種大型設(shè)備如離心壓縮機葉片的制造.FV520B-I試件的化學成分如表1所示.試件的熱處理過程為：溶液處理1～1.5 h，空氣冷卻；中間處理750～850 ℃，3～3.5 h，油冷卻；時效處理在(470±10)℃范圍內(nèi)持續(xù)4～5 h，并進行空氣冷卻.FV520B-I的維氏硬度(HV)為380 Kgf/mm2.

表1 試件化學成分(質(zhì)量分數(shù))

試驗采用加載頻率為140 Hz的PLG-100疲勞試驗系統(tǒng)，應(yīng)力比R=-1，室溫(20 ℃).疲勞試件采用最小直徑為6 mm的變截面圓棒，如圖4所示.

當試件的疲勞壽命超過107時所對應(yīng)的應(yīng)力幅值定義為疲勞強度，不同劃痕尺寸對應(yīng)不同的疲勞強度.本次試驗?zāi)康臑榇_定不同劃痕尺寸下的疲勞強度，加載應(yīng)力幅值為600，575，550和 525 MPa四種，加載順序由大到小.表2給出了應(yīng)力幅值、Ra和疲勞壽命.

采用掃描電鏡(SEM)對疲勞斷口觀察分析，疲勞失效均發(fā)生于試件表面，疲勞裂紋始于微觀劃痕根部.

Wang等[8]利用Ra替代表征表面缺陷的投影面積，建立了考慮表面粗糙度對FV520B-I的疲勞壽命影響的公式.式(8)參數(shù)易得，可較為方便地評估疲勞損傷.

(8)

表2 疲勞強度實驗結(jié)果

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2.2 Ti-6Al-4V鈦合金的驗證

Ti-6Al-4V因其高比強度、耐腐蝕性和組織相容性等優(yōu)良特性在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用，如壓氣機葉片.朱莉娜等[9]采用不同型號的砂紙打磨Ti-6Al-4V鈦合金試件以產(chǎn)生不同尺寸的微觀劃痕.以微觀劃痕為研究對象，揭示了劃痕寬深比對Ti-6Al-4V鈦合金超高周疲勞性能的影響.

試驗采用頻率約為20 kHz的TJU-HJI 型超聲疲勞系統(tǒng)，應(yīng)力比R=-1，室溫(20 ℃).實驗采用等截面超聲疲勞試件.Ti-6Al-4V鈦合金的維氏硬度為280 Kgf/mm2.

試驗結(jié)果表明Ti-6Al-4V鈦合金在R=-1下疲勞裂紋全部從表面凹痕根部萌生，沒有內(nèi)部萌生的情況.

(10)

表4 Ti-6Al-4V鈦合金疲勞強度預(yù)測

3 基于微觀劃痕的疲勞強度模型

由上文預(yù)測結(jié)果可知，本文提出的疲勞強度基礎(chǔ)模型具有一定的預(yù)測精度，但大部分預(yù)測誤差仍為10%以上.本小節(jié)將對基礎(chǔ)模型在微觀劃痕層面上的疲勞強度預(yù)測進行適應(yīng)性修正.

表3和表4中預(yù)測結(jié)果存在較大差距，前者誤差在10%左右，而后者均為15%以上.本文認為造成此預(yù)測差距的主要原因在于微觀劃痕的測量方法不同，導(dǎo)致劃痕深寬數(shù)據(jù)的真實性存在差異.本文在FV520B-I試驗中采用ZYGO測量劃痕深寬，而文獻[9]采用觸針法.由圖3可知，ZYGO可以對垂直于劃痕走向的截面深寬進行準確測量，在較小誤差范圍內(nèi)其測量結(jié)果可以真實反映實際劃痕深寬.

圖5給出了文獻[9]采用觸針法測量劃痕截面深寬示意圖.顯然，實際劃痕的隨機走向與固定的觸針走向之間很少出現(xiàn)垂直關(guān)系，實際測量對象并非劃痕真實截面，進而導(dǎo)致測量深寬數(shù)據(jù)在真實性上存在局限性.相比于三維光學干涉儀ZYGO，利用觸針法采集劃痕截面深寬數(shù)據(jù)具有較大誤差.

雖然在采集劃痕截面的真實深寬上具有一定局限性，但觸針法作為一種有效的表面質(zhì)量測量方式仍被工程實際應(yīng)用所廣泛接受.因此，基礎(chǔ)模型的適用性修正應(yīng)兼顧該測量方法對疲勞強度預(yù)測的影響，以方便工程應(yīng)用.

基于上述討論，本小節(jié)將以FV520B-I試驗數(shù)據(jù)為基準，對基于微觀劃痕的疲勞強度基礎(chǔ)模型(7)進行適應(yīng)性修正.

據(jù)上討論，結(jié)合兩種材料的試驗數(shù)據(jù)，本文對位置參數(shù)c進行修正，提出基于微觀劃痕的疲勞強度模型:

(11)

表5給出了采用修正后的疲勞強度模型對FV520B-I試驗以及文獻[9]試驗數(shù)據(jù)進行重新預(yù)測，預(yù)測誤差均控制在6%以內(nèi).

表5 修正模型的疲勞強度預(yù)測結(jié)果

4 結(jié) 論

1) 采用ZYGO對微觀劃痕截面形貌進行了觀察，確定劃痕截面具有三角形的幾何特征.