文章编号：1004-0609(2013)S1-s0277-05

TG6钛合金的高周疲劳性能

李  娟，蔡建明，段  锐，黄  旭

(北京航空材料研究院，北京 100095)

摘  要：研究600 ℃不同应力集中系数(K_t)条件下TG6钛合金的高周疲劳性能，并用扫描电镜对疲劳断口形貌进行观察。结果表明：应力比(R)为0.1时，TG6合金光滑试样的疲劳极限为365 MPa，缺口试样的疲劳极限为220  MPa，表明该合金有敏感的缺口效应；光滑试样的疲劳裂纹源只有一个，出现在试样内部，缺口试样在试样表面有多个疲劳裂纹源；在疲劳裂纹扩展区可见明显疲劳条带和二次裂纹，随着裂纹扩展长度的增加，裂纹扩展速率加快，疲劳条带加宽；TG6合金疲劳断裂呈韧性断裂特征。

关键词：TG6钛合金；应力集中系数；高周疲劳；疲劳极限；疲劳断口形貌

中图分类号：TG146.2　　     文献标志码：A

High cycle fatigue of TG6 alloy

LI Juan, CAI Jian-ming, DUAN Rui, HUANG Xu

(Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China)

Abstract: The high cycle fatigue (HCF) of TG6 titanium alloy was investigated under the condition of different stress concentration factor (K_t) at 600 ℃. In addition, the fatigue fracture surfaces of the alloy were examined by scanning electron microscopy. The results show that the high cycle fatigue limit strength for the smooth specimens is 365 MPa, and that for the notched specimens is 220 MPa, indicating that the alloy has notch sensitivity. SEM fractography indicates that the smooth specimens have one inner-specimen initiation of fatigue cracks. However, the notched specimens have multiple initiations of fatigue cracks across the surface. In the domain of fatigue crack growth, fatigue striations and secondary cracks are distinctly visible. As the length of crack grows, the width of the fatigue striations increases. The fatigue fracture mode of TG6 titanium alloy shows a feature of ductile fracture.

Key words: TG6 titanium alloy; stress concentrating factor; high cycle fatigue; fatigue limit; fatigue fractography

随着航空发动机推重比的不断提高，对具有轻质、高强、高韧、耐高温、抗氧化和耐腐蚀等特点的高性能材料提出了更为迫切的需求和更高的性能要求^[1]。与钢、铝合金和镍基高温合金等材料相比，高温钛合金在比强度、比蠕变强度和比疲劳强度方面具有显著优势，因此被广泛地应用于航空发动机的压气机轮 盘、叶片、整体叶盘和机匣等结构件，可使整个发动机结构质量减轻40%左右，显著提高发动机的推重比和使用性能^[2-4]。目前，高温钛合金的长期使用温度可达600 ℃，典型的有英国的IMI834合金，已经在多种发动机上得到了试验和应用^[5]。

TG6合金是北京航空材料研究院自主研制的能在600 ℃温度下长期使用的近α型高温钛合金，该合金优异的热强性和良好的加工成形性能是先进高推重比航空发动机的理想材料，被设计用于发动机压气机整体叶盘等部件。

发动机转子部件在服役的过程中承受着复杂的 交变载荷，大量研究表明，在复杂的服役条件下，疲劳失效是诱发材料断裂的主要原因之一^[6]。本文作者重点分析TG6高温钛合金的高温高周疲劳性能及其断裂机制，对实际工程应用具有重要的指导意义。

1  实验

1.1  实验材料

实验所用材料为经过3次真空自耗电弧熔炼制备的TG6合金工业铸锭，经β相区和α+β相区反复墩拔制备成饼环坯，在两相区通过近等温模锻工艺成形制备的整体叶盘锻件。采用整体热处理方式对整体叶盘锻件进行固溶+双重时效处理，获得的显微组织如图1所示，锻件拉伸力学性能见表1。

图1  TG6钛合金整体叶盘锻件的显微组织

Fig. 1  Microstructure of TG6 titanium alloy blisk forging

表1  TG6钛合金整体叶盘锻件的力学性能

Table 1  Mechanical properties of TG6 Titanium alloy blisk forging

1.2  实验方法

对整体叶盘锻件轮缘部位采取弦向取样，加工成性能测试试样。高周疲劳实验在QBG-50 kN高频疲劳试验机上进行，实验准备和过程严格按照HB5287— 1996标准执行。在空气环境下，实验温度为600 ℃，应力比R=0.1，载荷类型为恒幅，应力集中系数分别取K_t=1和K_t=3，实验频率为105~115 Hz。采用Cam Scan 3100型扫描电镜观察疲劳断裂后的断口形貌。

2  结果与讨论

2.1  显微组织及力学性能

从图1中可以看出，TG6合金整体叶盘锻件的显微组织为典型的双态组织，初生α相的含量为15%左右，其余为转变β组织。双态组织的钛合金塑性较好，并且具有较高的疲劳强度^[7]，为了兼顾蠕变性能和疲劳性能的良好匹配，通过热处理控制TG6合金整体叶盘锻件初生α相的含量。

表1中列出了TG6合金整体叶盘锻件在室温和600 ℃时的拉伸性能，TG6合金在600 ℃时的抗拉强度为647 MPa，伸长率为13.8%，说明TG6合金在600 ℃时仍保持较高的强度和较好的伸长率。缺口试样(K_t=3)在600 ℃时的拉伸强度为977 MPa，明显高于光滑试样的抗拉强度，这是因为缺口处为三维应力状态，缺口处的截面难以像光滑试样那样明显颈缩^[8]。一般对于塑性材料，缺口使得材料的强度增高而塑性降低，TG6合金在600 ℃时缺口的拉伸敏感系数q_t=0.66。

2.2  高周疲劳性能

TG6合金光滑试样在600 ℃(R=0.1)时高周疲劳S—N曲线如图2所示。从图2中可以看出，在不同应力水平下，TG6合金的疲劳分散性比较大，疲劳数据分散性大的原因可能是由钛合金高温特性决定的，在600 ℃时表现出应力对寿命的敏感性较差。采用1×10⁷循环不被破坏的最大应力作为材料的疲劳极限，通过计算，获得TG6合金600 ℃时的高周疲劳极限σ_D= 365 MPa，S—N(中值)曲线方程：

lg N_f= 30.744-9.410·lg σ_max             (1)

图3所示为TG6合金缺口试样在600 ℃(R=0.1)时的S—N曲线。可以看出，随着应力水平的降低，缺口试样的疲劳寿命提高。在同一应力水平下，缺口试样的疲劳寿命明显低于光滑试样的疲劳寿命。通过计算得出TG6合金缺口试样600 ℃时(以1×10⁷循环)的高周疲劳极限σ_D=220 MPa，S—N(中值)曲线方程为

lg N_f=31.898-10.795 lg σ_max               (2)

对于TG6合金，缺口的存在大大降低了材料的疲劳寿命，表现出了敏感的缺口效应。

图2  TG6合金光滑试样600 ℃时高周疲劳S—N曲线

Fig. 2  S—N curve of TG6 alloy of smooth sample at 600 ℃ and K_t=1

图3  TG6合金缺口试样600 ℃时高周疲劳S—N曲线

Fig. 3  S—N curve of TG6 alloy of notched sample at 600 ℃ and K_t=3

2.3  疲劳断口分析

典型的疲劳断口由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速扩展区(又称为瞬时断裂区)3部分组成。疲劳源区是疲劳裂纹萌生的区域，一般在试样或零部件

的表面或次表面，如果材料内部有严重的不连续性缺陷，疲劳源区也可在材料内部。疲劳源区是最早生成的断口，而且该区域裂纹扩展速率缓慢，裂纹反复张口闭合引起匹配断口表面的摩擦，因此一般比较平整光滑。随着裂纹的扩展疲劳断面逐渐变得粗糙、色泽发暗。裂纹的扩展区存在明显的疲劳条纹，这是疲劳裂纹稳定扩展阶段典型微观形貌特征。通常疲劳条带越宽，裂纹扩展越快；相反地，疲劳条带越细，裂纹的扩展速率越慢，材料的疲劳裂纹扩展抗力越大。瞬断区是疲劳裂纹扩展到临界尺寸后失稳扩展所形成的区域，它出现在疲劳源对面的周边内侧，瞬断区的微观形貌主要表现为静载瞬时特征^[9-10]。

图4  TG6合金光滑试样在600 ℃时的高周疲劳断口形貌(R=0.1, 380 MPa, N_f=7.068×10⁶)

Fig. 4  Fatigue fractographies of TG6 alloy of smooth specimens at 600 ℃ (R=0.1, 380 MPa, N_f=7.068×10⁶)

图4所示为TG6合金光滑试样600 ℃时(R=0.1)的疲劳断口形貌。从图4中可以看出，断口呈现典型的疲劳断口特征，如图4(a)所示。图4(b)所示为疲劳源区的形貌，疲劳裂纹源区只有一个，起源于试样的内部，并伴随着明显的放射状花纹。图4(c)、(d)和(e)所示为疲劳裂纹扩展的前、中和后3个阶段。从图中可以看出，疲劳裂纹在稳态扩展区可见明显的疲劳条纹，并且垂直于裂纹的方向形成二次裂纹。在疲劳裂纹扩展的前期，疲劳条带比较细密，说明在裂纹扩展的初期，材料抵抗裂纹扩展的抗力较大，裂纹扩展的速率较慢。疲劳条带一般随着裂纹扩展长度的增加而增大，在疲劳裂纹扩展至后期接近疲劳裂纹扩展失稳区域，疲劳条带明显加宽，裂纹扩展速率加快，进入裂纹高速扩展区，出现呈疲劳条带和瞬时断裂特征的混合断口。图4(f)所示为最终断裂区的微观形貌，断口表面出现大量韧窝，表明TG6合金在600 ℃时的高周疲劳断裂为韧性断裂。

图5所示为TG6合金缺口试样600 ℃时(R=0.1)的疲劳断口形貌。从图5(a)可以看出，缺口试样的疲劳断口出现多个疲劳裂纹源，裂纹起源于试样的表面，如图5(b)所示。试样缺口的存在使其在受到外界载荷作用时，缺口部位出现应力与应变的不均匀分布，钛合金本身对缺口敏感的特性，导致其在缺口顶端的多个位置满足裂纹萌生的要求，因此在试样的表面存在着多个疲劳裂纹源。在疲劳裂纹进入扩展区后，在相近的循环次数下，缺口试样的应力水平较低，此时缺口根部的几何条件对疲劳裂纹扩展的影响很弱。缺口试样疲劳裂纹扩展区表现出与光滑试样相近的断口形貌，如图5(c)、(d)和(e)所示，可见清晰的疲劳条带和萌生的二次裂纹。在SEM下观察，缺口试样疲劳瞬断区域较小，如图5(f)所示，表现为韧性断裂特征。

图5  TG6合金缺口试样在600 ℃时的高周疲劳断口形貌(R=0.1, 250 MPa, N_f=9.315×10⁶)

Fig. 5  Fatigue fractographies of TG6 alloy of notched specimens at 600 ℃ (R=0.1, 250 MPa, N_f=9.315×10⁶)

3  结论

1) 在600 ℃、R=0.1的高周疲劳条件下测得了TG6合金光滑试样和缺口试样的S—N曲线，光滑试样的疲劳极限为365 MPa，缺口试样的疲劳极限为220 MPa，缺口使TG6合金疲劳强度降低，表现出该合金对缺口的敏感性。

2) TG6合金光滑试样和缺口试样均为典型的疲劳断口。光滑试样的裂纹源萌生于试样的内部，并且只有一个裂纹源；缺口试样的裂纹源萌生于试样的表面，有多个疲劳裂纹源。

3) 在疲劳裂纹稳定扩展区域，无论是光滑试样还是缺口试样，均可见明显的疲劳条带和二次裂纹，随着裂纹扩展长度的增加，疲劳裂纹扩展速率加快，疲劳条带加宽，在瞬断区表现为韧性断裂特征。

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(编辑  陈卫萍)

收稿日期：2013-07-28；修订日期：2013-10-10

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