Ti-6Al-4V鈦合金彎曲疲勞行為與損傷機(jī)理研究

荊洪陽，潘勝豪，徐連勇，趙?雷，韓永典

Ti-6Al-4V鈦合金彎曲疲勞行為與損傷機(jī)理研究

荊洪陽1, 2，潘勝豪1, 2，徐連勇1, 2，趙?雷1, 2，韓永典1, 2

(1. 天津大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，天津 300072；2. 天津市現(xiàn)代連接技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300072)

研究了Ti-6Al-4V(TC4)鈦合金在不受軸向拉應(yīng)力作用下的彎曲疲勞行為，設(shè)計(jì)了懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)TC4鈦合金進(jìn)行彎曲疲勞試驗(yàn)，利用ABAQUS有限元模擬軟件結(jié)合損傷模型模擬預(yù)測(cè)TC4鈦合金的彎曲疲勞壽命．通過對(duì)TC4鈦合金進(jìn)行7種不同彎曲疲勞幅值下的試驗(yàn)與模擬，研究了TC4鈦合金在彎曲疲勞過程中的應(yīng)力分布與損傷斷裂機(jī)理，利用掃描電子顯微鏡(SEM)分析了TC4鈦合金的疲勞斷口，研究了TC4鈦合金在不同彎曲疲勞幅值下的斷裂方式．結(jié)果表明：彎曲疲勞數(shù)值計(jì)算壽命與試驗(yàn)結(jié)果處于2倍分散帶內(nèi)，計(jì)算斷裂位置與試驗(yàn)斷裂位置均處于應(yīng)力最大截面，偏離圓弧段中心截面1mm處；彎曲疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展主要受應(yīng)力控制，裂紋起源于上下表面應(yīng)力最大處，并逐漸向試樣中心發(fā)展，直至試樣斷裂；當(dāng)彎曲幅值較小時(shí)，彎曲疲勞試樣的疲勞斷口上存在著大量的撕裂棱和二次裂紋，為明顯的準(zhǔn)解理斷裂特征；當(dāng)彎曲幅值進(jìn)一步增大，材料內(nèi)部變形提高，試樣承受應(yīng)力增加，疲勞斷口上存在著明顯的韌窩，試驗(yàn)轉(zhuǎn)變?yōu)轫g性斷裂．

彎曲疲勞；有限元模擬；疲勞壽命預(yù)測(cè)；疲勞斷口

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是航空設(shè)備的核心，為航空設(shè)備提供飛行動(dòng)力，壓氣機(jī)處于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣端，為發(fā)動(dòng)機(jī)引入空氣，來推動(dòng)設(shè)備正常運(yùn)行．但壓氣機(jī)葉片工作環(huán)境惡劣，所受載荷復(fù)雜，是壓氣機(jī)中最容易發(fā)生斷裂失效的零件(在航空發(fā)動(dòng)機(jī)故障失效分析中，葉片的斷裂失效占到總故障率的40%以上)，而疲勞斷裂是壓氣機(jī)葉片斷裂的主要形式[1-3]．其中，壓氣機(jī)葉片轉(zhuǎn)動(dòng)所產(chǎn)生的離心力、氣流在葉片表面產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷以及高速流動(dòng)的氣體對(duì)葉片的沖擊作用是導(dǎo)致壓氣機(jī)葉片疲勞失效的主要受力方式．

在實(shí)際工況中，高速流動(dòng)的氣體由壓氣機(jī)引入燃燒室，對(duì)壓氣機(jī)葉片表面產(chǎn)生強(qiáng)烈的沖擊作用使葉片發(fā)生彎曲變形，由于氣流的不穩(wěn)定性和葉片的轉(zhuǎn)動(dòng)，在長(zhǎng)時(shí)間的工作過程中葉片發(fā)生彎曲疲勞失效，壓氣機(jī)葉片的斷裂失效嚴(yán)重影響飛行安全．對(duì)于壓氣機(jī)葉片所受的離心力、氣動(dòng)載荷及其共同作用現(xiàn)已有較多研究[4-5]，而高速流動(dòng)的氣體對(duì)葉片沖擊所產(chǎn)生的彎曲疲勞仍然是一個(gè)熱點(diǎn)問題．申景生等[6]和李全通?等[7]設(shè)計(jì)了懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)，研究了TC17材料不同應(yīng)力幅值下彎曲疲勞壽命、超高周彎曲疲勞行為和裂紋萌生方式．Sakin[8]設(shè)計(jì)了多功能懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)來測(cè)試AA1100和AA1050鋁板沿不同軋制方向的彎曲疲勞壽命．Kulkarni等[9]設(shè)計(jì)改進(jìn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)，為研究復(fù)合材料的彎曲疲勞行為提供解決辦法．Ellyson等[10]研究了TC4鈦合金線束沉積增材制造的彎曲振動(dòng)疲勞性能，探究出合適的工藝參數(shù)滿足TC4鈦合金在實(shí)際工況中的彎曲性能要求．此外，由于彎曲疲勞過程復(fù)雜、應(yīng)力狀態(tài)及損傷過程難以分析，為了更好地研究彎曲疲勞，許多學(xué)者提出了不同的損傷模型，如TC4鈦合金低周疲勞連續(xù)損傷模型、基于連續(xù)非線性損傷航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片損傷模型等，結(jié)合有限元模擬的方法分析不同時(shí)刻材料的應(yīng)力狀態(tài)及損傷程度[11-14]．

本文為了研究高速流動(dòng)的氣流對(duì)Ti-6Al-4V (TC4)鈦合金葉片造成的彎曲疲勞失效，探明TC4鈦合金彎曲疲勞損傷機(jī)理，利用改進(jìn)的懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)TC4鈦合金進(jìn)行彎曲疲勞試驗(yàn)，結(jié)合損傷力學(xué)模型的有限元模擬方法研究TC4鈦合金變形過程中的應(yīng)力變化以及疲勞損傷累積與疲勞壽命的關(guān)系，并分析了TC4鈦合金彎曲疲勞的斷裂機(jī)理．

1?TC4鈦合金彎曲疲勞試驗(yàn)

1.1?彎曲疲勞試驗(yàn)

TC4鈦合金因?yàn)楸葟?qiáng)度高、屈強(qiáng)比高、耐熱耐腐蝕性好[1]，是制造壓氣機(jī)葉片的主要材料，本文主要研究TC4鈦合金的彎曲疲勞性能，其化學(xué)成分和力學(xué)性能如表1、表2所示．

表1?TC4鈦合金化學(xué)成分 %

Tab.1 Chemical composition of the TC4titanium alloy

表2?TC4鈦合金力學(xué)性能

Tab.2?Mechanical properties of the TC4 titanium alloy

根據(jù)航空標(biāo)準(zhǔn)《發(fā)動(dòng)機(jī)葉片及材料振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方法》(HB 5277—1984)設(shè)計(jì)彎曲疲勞試樣，如圖1所示．試樣厚度為1.5mm，試樣中直徑為3mm的孔用于固定彎曲試樣施加載荷，9mm的兩個(gè)孔用來固定夾持試樣．試驗(yàn)前保證試樣表面沒有劃痕、缺口等缺陷，避免缺陷對(duì)疲勞壽命的影響．

本文采用特制的懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行TC4材料的彎曲疲勞試驗(yàn)，如圖2所示．將彎曲疲勞試樣固定在試驗(yàn)機(jī)上，通過主軸施加豎直方向的位移載荷，彎曲試樣的上下彎曲幅值保持一致．為保證試樣不受軸向拉應(yīng)力作用，受力端通過轉(zhuǎn)頭轉(zhuǎn)動(dòng)使彎曲試樣只受垂直于表面的應(yīng)力作用，避免軸向拉應(yīng)力對(duì)彎曲疲勞壽命的影響，在任意時(shí)刻轉(zhuǎn)頭截面的法線始終垂直于試樣的運(yùn)動(dòng)方向使試樣沿著圓弧轉(zhuǎn)動(dòng)．

圖2?彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)

1.2?試驗(yàn)方法及結(jié)果

試樣彎曲可以簡(jiǎn)化成試樣繞著轉(zhuǎn)動(dòng)中心沿著圓弧做往復(fù)的彎曲轉(zhuǎn)動(dòng)過程．如圖3所示，在一個(gè)周期內(nèi)，試樣的運(yùn)動(dòng)軌跡為半徑為的圓弧，試樣從水平位置1沿圓弧運(yùn)動(dòng)到位置2，再回到位置1，反方向運(yùn)動(dòng)到位置3，最后回到位置1．

圖3?彎曲疲勞運(yùn)動(dòng)示意

試驗(yàn)過程中，在水平位置上先將試樣固定在試驗(yàn)機(jī)上，在豎直方向上施加位移載荷，豎直方向的幅值分別為16mm、15mm、14mm、13mm、12mm、11mm、10mm，頻率為5Hz，彎曲試樣受力端的豎直方向位移隨時(shí)間的變化為

式中：為豎直方向位移；為豎直方向幅值．每組幅值進(jìn)行3組平行試驗(yàn)．

由于壓氣機(jī)葉片在實(shí)際工作過程中會(huì)受到高速流動(dòng)氣流的沖擊作用使葉片發(fā)生彎曲變形，持續(xù)的彎曲變形會(huì)使葉片產(chǎn)生裂紋導(dǎo)致葉片失效．根據(jù)低周疲勞壽命取值范圍，選取試樣斷裂時(shí)彎曲疲勞壽命小于105對(duì)應(yīng)的彎曲幅值為初始幅值，當(dāng)試樣疲勞壽命超過105時(shí)認(rèn)為試樣不會(huì)斷裂，當(dāng)試樣疲勞壽命低于105時(shí)，試驗(yàn)一直做到斷裂為止，認(rèn)為試樣失效.進(jìn)行7組不同幅值下的彎曲疲勞試驗(yàn)，得出不同彎曲幅值下對(duì)應(yīng)的疲勞壽命．表3為通過懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)測(cè)得不同彎曲幅值下試樣發(fā)生斷裂失效時(shí)的疲勞壽命，隨著幅值的降低，疲勞壽命逐漸增加．劉存等[15]研究了不同彎曲幅值下試樣的受力狀態(tài)，即

式中：0為彎曲撓度；為彈性模量；為板厚；0為板長(zhǎng)．試樣所受應(yīng)力與彎曲幅值成正比，幅值越大，試樣所受的應(yīng)力越大，材料的損傷累積就越快，加速材料的斷裂失效，疲勞壽命越短．圖4為試樣最終的斷后圖，不同幅值下試樣的斷裂位置相同．最終斷裂位置在圓弧段中心偏右約1mm，試樣從上下兩個(gè)表面起裂，在斷口上可以看見兩個(gè)明顯的斷裂擴(kuò)展面，裂紋從外表面逐漸向試樣內(nèi)部擴(kuò)展，隨著裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度增加，裂紋逐漸向試樣厚度中間發(fā)展，同時(shí)造成試樣可承載面積降低，試樣內(nèi)部應(yīng)力增大，最終導(dǎo)致試樣從板厚的中間位置斷裂．

表3?彎曲疲勞試驗(yàn)結(jié)果

Tab.3?Results of the bending fatigue test

圖4?彎曲試樣斷后圖

2?損傷模型

根據(jù)周勝田等[16]對(duì)TC4鈦合金疲勞損傷模型的研究，提出彎曲疲勞的損傷模型為

損傷模型中涉及的材料參數(shù)如表4所示

表4?TC4鈦合金材料參數(shù)

Tab.4?Material parameters of the TC4 titanium alloy

3?有限元數(shù)值模擬

3.1?彎曲疲勞模型建立及加載方式

使用ABAQUS有限元模擬軟件進(jìn)行彎曲疲勞的有限元分析．針對(duì)彎曲疲勞試樣建立三維有限元模型，如圖5所示．為保證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，在圓弧段對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化，最小單元尺寸為0.5mm；圓弧段以外部分采用逐漸過渡的網(wǎng)格形式，最大單元尺寸為2mm，單元類型都為C3D8R．根據(jù)懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)的運(yùn)動(dòng)方式，如圖6所示，在試樣端面建立參考點(diǎn)，采用Coupling指令將端面與參考點(diǎn)耦合；選擇Hinge鉸接指令，連接端面與轉(zhuǎn)動(dòng)中心，在耦合點(diǎn)上施加垂直于鉸接線的受力，對(duì)試樣的固定端進(jìn)行全約束，保證試樣的運(yùn)動(dòng)形式是以固定端為轉(zhuǎn)動(dòng)中心、鉸接線為轉(zhuǎn)動(dòng)半徑的圓弧運(yùn)動(dòng)，根據(jù)不同的彎曲幅值，對(duì)試樣施加的位移載荷如式(1)所示．

圖5?有限元模型

圖6?彎曲疲勞加載圖

3.2?模擬結(jié)果

彎曲疲勞的實(shí)際過程可以理解為上下表面一直進(jìn)行循環(huán)往復(fù)的拉壓過程，如圖3所示，當(dāng)運(yùn)動(dòng)到位置2時(shí)，試樣上表面受壓，下表面受拉；運(yùn)動(dòng)到位置3時(shí)，上表面受拉，下表面受壓，中心截面應(yīng)力最?。邢拊?jì)算的不同幅值下峰值應(yīng)力在試樣表面上的分布如圖7所示，結(jié)果表明不同彎曲幅值下應(yīng)力分布狀態(tài)基本相同：在圓弧段處應(yīng)力最大，兩端應(yīng)力較小．從應(yīng)力云圖和不同幅值下圓弧段應(yīng)力曲線(圖7(a))可知，最大應(yīng)力位置偏離圓弧段的中心截面約1mm，與試樣斷裂位置(圖4)相同．在最大應(yīng)力截面兩端，即上下表面應(yīng)力最大，失效單元最先在此產(chǎn)生，逐漸向內(nèi)部擴(kuò)展．圖7(b)為圓弧段應(yīng)力三軸度分布曲線，不同彎曲幅值下最終斷裂區(qū)都處于較高的應(yīng)力三軸度狀態(tài)．隨著彎曲幅值的改變，應(yīng)力三軸度不變，但應(yīng)力變化明顯，應(yīng)力對(duì)彎曲疲勞過程中的單元失效起著主導(dǎo)作用，最終導(dǎo)致試樣的斷裂失效，如圖8所示，等效應(yīng)力幅與疲勞壽命的關(guān)系為

在應(yīng)力三軸度的定義中，靜水壓力導(dǎo)致體積變化，等效Mises應(yīng)力反映了形狀的改變，彎曲過程中單元體積變化可忽略，在最大應(yīng)力截面處單元形狀變化大于中間截面，根據(jù)式(5)可知，中間截面處的應(yīng)力三軸度大于最大應(yīng)力截面處(圖7(b))，在整個(gè)彎曲疲勞過程，中間截面處應(yīng)力三軸度最大．

圖7?彎曲疲勞最大應(yīng)力-應(yīng)力三軸度分布

圖8?等效應(yīng)力幅與疲勞壽命曲線

圖9所示為彎曲疲勞試樣的模擬斷裂圖和試驗(yàn)斷裂圖．彎曲疲勞模擬與試驗(yàn)的斷裂位置均在偏離圓弧段中心截面約1mm處，和峰值應(yīng)力分布位置吻合(如圖7所示)．圖10、圖11分別為最大應(yīng)力所在截面上沿著試樣寬度方向(圖例中軸方向)不同時(shí)刻應(yīng)力和損傷分布情況．從圖中可以看出，裂紋最開始在試樣上下表面處萌生，上下表面應(yīng)力最大，損傷也最大，失效單元(紅色單元)最開始出現(xiàn)在上下表面；裂紋萌生后，逐漸向試樣的中間擴(kuò)展，當(dāng)上下表面的裂紋連在一起后，導(dǎo)致整個(gè)試樣的斷裂．

圖9?彎曲疲勞試樣斷裂圖

圖10?最大應(yīng)力橫截面上應(yīng)力與損傷分布曲線

（a）0.5f損傷分布

（b）0.9f損傷分布

圖11?彎曲疲勞試樣損傷分布圖

Fig.11?Damage of bending fatigue specimens

表5為不同幅值下彎曲疲勞斷裂壽命有限元模擬結(jié)果，與試驗(yàn)結(jié)果相比，兩者變化趨勢(shì)相同：隨著幅值增大，彎曲截面所受應(yīng)力增大，損傷累積變快．對(duì)比彎曲疲勞的模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果，循環(huán)壽命落在2倍分散帶內(nèi)(圖12)．由彎曲疲勞損傷累積圖(圖13)可知，隨著幅值的增加，損傷累積越快，循環(huán)壽命越短：當(dāng)幅值為16mm時(shí)，疲勞壽命為16000次；當(dāng)幅值為10mm時(shí)，疲勞壽命為189500次．彎曲幅值減小6mm，斷裂壽命增加近11倍，彎曲幅值對(duì)斷裂壽命有著較大的影響．

表5?彎曲疲勞模擬結(jié)果

Tab.5?Simulation results of bending fatigue

圖12?試驗(yàn)-模擬結(jié)果

4?彎曲疲勞微觀斷口分析

采用掃描電子顯微鏡(SEM)Gemini 500 觀察不同幅值下的疲勞斷口，其疲勞源區(qū)產(chǎn)生方式相同，圖14(a)、(b)為幅值10mm時(shí)彎曲疲勞試樣的疲勞源區(qū)，彎曲疲勞過程中上下表面變形程度最大且變形程度形同，所以上下表面都會(huì)產(chǎn)生疲勞源區(qū)，損傷最先開始，進(jìn)而向內(nèi)部擴(kuò)展，與有限元計(jì)算裂紋擴(kuò)展方式一致，如圖11所示．

圖14?彎曲幅值為10mm疲勞斷口圖

圖14(c)～(h)為彎曲幅值10mm時(shí)的疲勞斷口圖，疲勞擴(kuò)展區(qū)能明顯地觀察到疲勞條紋，顯示了疲勞的擴(kuò)展方向．不同彎曲幅值下，疲勞斷口主要區(qū)別是斷裂機(jī)理不同：當(dāng)幅值為10mm、11mm、12mm、13mm時(shí)，如圖14(g)、(h)所示，在疲勞斷口上存在大量的撕裂棱和二次裂紋，為明顯的準(zhǔn)解理斷裂特征．當(dāng)幅值為14mm、15mm、16mm時(shí)，如圖15所示，在疲勞斷口上存在大量韌窩，為韌性斷裂．導(dǎo)致兩種不同斷裂方式的主要原因是不同幅值下試樣所受載荷大小不同，當(dāng)幅值較小時(shí)，試樣變形小，此時(shí)所受應(yīng)力較小，在低應(yīng)力水平下產(chǎn)生較多撕裂棱和二次裂紋；當(dāng)幅值較大時(shí)，試樣變形較大，此時(shí)所受應(yīng)力較大，在高應(yīng)力水平下出現(xiàn)較多的韌窩，產(chǎn)生韌性斷裂特征．林有智等[17]研究了不同幅值下鈦合金拉伸疲勞機(jī)理，試樣的疲勞斷口有明顯的準(zhǔn)解理特征和韌性斷裂特征．謝洪吉等[18]研究不同應(yīng)力比下材料的斷裂方式：在低應(yīng)力比下，試樣承受的平均應(yīng)力較小，試樣為準(zhǔn)解理斷裂；在高應(yīng)力比下，試樣的承受的平均應(yīng)力較大，試樣有明顯的韌窩，為韌性斷裂．

圖15?彎曲幅值為16mm疲勞斷口圖

5?結(jié)?論

(1) 利用改進(jìn)的懸臂梁彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行TC4鈦合金彎曲疲勞試驗(yàn)，使試樣能繞著轉(zhuǎn)動(dòng)中心沿圓弧運(yùn)動(dòng)，利用轉(zhuǎn)頭消除了軸向拉應(yīng)力的影響．通過7組不同幅值下的彎曲疲勞試驗(yàn)與有限元模擬可知，隨著彎曲幅值的減小，試樣疲勞壽命增加，當(dāng)彎曲幅值由16mm降低到10mm時(shí)，疲勞壽命增加11倍．

(2) 通過結(jié)合損傷模型的彎曲疲勞數(shù)值模擬分析，彎曲疲勞數(shù)值計(jì)算壽命與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好；同時(shí)計(jì)算斷裂位置與試驗(yàn)斷裂位置相同，主要是由于斷裂位置處應(yīng)力最大；彎曲疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展主要受應(yīng)力控制，上下表面應(yīng)力最大，裂紋在此先萌生，逐漸向試樣中心發(fā)展，與彎曲疲勞斷口觀察結(jié)果一致．

(3) 通過彎曲疲勞斷口的顯微分析，發(fā)現(xiàn)不同幅值下彎曲疲勞裂紋萌生區(qū)域起源于試樣的上下兩個(gè)表面，并逐漸向內(nèi)部擴(kuò)展．當(dāng)彎曲幅值較小時(shí)，試樣變形較小，疲勞斷口上存在撕裂棱、二次裂紋等明顯的準(zhǔn)解理斷裂特征；當(dāng)彎曲幅值進(jìn)一步增大，材料內(nèi)部變形提高，疲勞斷口上存在大量韌窩，斷裂方式轉(zhuǎn)變?yōu)轫g性斷裂．

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Bending Fatigue Behavior and Damage Mechanism of the Ti-6Al-4V Titanium Alloy

Jing Hongyang1, 2，Pan Shenghao1, 2，Xu Lianyong1, 2，Zhao Lei1, 2，Han Yongdian1, 2

(1. School of Materials Science and Engineering，Tianjin University，Tianjin 300072，China；2. Tianjin Key Laboratory of Advanced Joining Technology，Tianjin 300072，China)

The bending fatigue behavior of Ti-6Al-4V(TC4)titanium alloy without the effect of axial tensile stress was studied. A cantilever bending fatigue testing machine was designed to perform a bending fatigue test on TC4 titanium alloy. The ABAQUS finite element simulation software combined with a damage model was employed to predict the life of TC4 bending fatigue. Through the test and simulation of seven different bending fatigue amplitudes of TC4 titanium alloy，the stress distribution and mechanism of the damage and fracture of TC4 titanium alloy during bending fatigue were studied. The fracture mode of TC4 titanium alloy under different bending fatigue amplitudes was analyzed by scanning electron microscopy(SEM). The results showed that the bending fatigue lives obtained by the numerical simulation and test were within the double dispersion band. The fracture positions of the numerical simulation and test were located at the maximum stress section，1 mm away from the central section of the arc section. The initiation and propagation of bending fatigue cracks were mainly controlled by stress. The cracks originated from the maximum stress on the upper and lower surfaces and gradually developed toward the specimen center until the specimen broke. When the bending amplitude was small，a large number of tearing ridges and secondary cracks existed on the fatigue fracture of the specimen，which were quasi-cleavage fracture characteristics. When the bending amplitude was further increased，the internal deformation of the material was enhanced，the stress of the sample was increased，dimple characteristics occurred on the fatigue fracture，and the fracture mode changed to ductile fracture.

bending fatigue；finite element simulation；fatigue life prediction；fatigue fracture

O346.5

A

0493-2137(2021)09-0942-08

10.11784/tdxbz202006023

2020-06-09；

2020-07-13.

荊洪陽（1966—??），男，博士，教授.

徐連勇，xulianyong@tju.edu.cn.

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51975405).

Supported by the National Natural Science Foundation of China(No. 51975405).

(責(zé)任編輯：田?軍)