航空發(fā)動機被譽為現(xiàn)代工業(yè)“皇冠上的明珠”。葉片是航空發(fā)動機的關(guān)鍵零部件，其在服役壽命內(nèi)承受高溫高周甚至超高周次 (>107) 循環(huán)載荷作用。同時，實際零部件在材料的制備、加工以及使用過程中，通常不可避免地存在各種類型缺陷。因此，揭示鈦合金高溫高周和超高周疲勞特性以及其缺陷敏感性，具有重要科學(xué)意義和工程應(yīng)用價值。

　　力學(xué)所非線性力學(xué)國家重點實驗室微結(jié)構(gòu)計算力學(xué)課題組，研究揭示航空發(fā)動機葉片用TC17鈦合金高溫 (200℃和400℃) 高周疲勞裂紋起源于試樣表面或內(nèi)部 (圖1)，表面裂紋萌生是由于富氧層開裂或氧化物脫落導(dǎo)致的 (圖1a-1g)，內(nèi)部裂紋萌生是位錯相互作用導(dǎo)致晶粒細化進而誘導(dǎo)的 (圖2)。在實驗結(jié)果基礎(chǔ)上，提出400℃時TC17鈦合金表面裂紋萌生和內(nèi)部裂紋萌生競爭模型 (圖3)。

　　進一步研究表明，含表面缺陷TC17鈦合金應(yīng)力-壽命數(shù)據(jù)在高周和超高周 (>107) 階段具有平臺區(qū)特征。表面缺陷顯著降低TC17鈦合金室溫和高溫疲勞強度，但高溫并未降低含缺陷試樣的疲勞強度 (圖4a)，一個重要原因是高溫下形成較硬的氧化層抑制了表面裂紋萌生，提升了疲勞性能。研究還發(fā)現(xiàn)，高溫和缺陷對TC17鈦合金高周和超高周疲勞強度的影響可以近似表示成 (圖4b)：

　　其中，σfs 是疲勞強度（單位：MPa），t 是溫度（單位：℃），√area 是缺陷垂直于主應(yīng)力軸的投影面積（單位：μm）

　　研究成果對于理解鈦合金高溫高周和超高周疲勞失效機制，以及含缺陷鈦合金的疲勞強度預(yù)測具有重要價值。

a-c: 氧化物入侵誘導(dǎo)的表面裂紋萌生 (200℃，σa=650MPa，R=-1，Nf=2.7×104cyc)，b和c分別是a中上面和右側(cè)裂紋萌生區(qū)域的放大圖；d-g: 氧化物脫落誘導(dǎo)的表面裂紋萌生 (400℃，σa=520MPa，R=-1，Nf=7.6×105cyc)，e是d中裂紋萌生區(qū)域的放大圖，f和g分別是e中相應(yīng)區(qū)域的放大圖；h-j: 內(nèi)部裂紋萌生 (400℃，σa=520MPa，R=-1，Nf=1.0×106cyc)，i和j分別是h和i中裂紋萌生區(qū)域的放大圖

圖1 光滑試樣疲勞斷口SEM圖像

a: SEM圖像，短線為提取位置；b: a中位置b沿主應(yīng)力方向剖面SEM觀測結(jié)果；c-e: a中位置c沿主應(yīng)力方向剖面的反極圖、相圖和TEM圖片；f和g: 分別為e中區(qū)域1的暗場像和區(qū)域2的放大圖。

圖2 400℃光滑試樣 (σa=520MPa，R=-1， Nf=1.0×106) 疲勞斷口粗糙區(qū)域微結(jié)構(gòu)觀測結(jié)果

a和b: 富氧部位脆性斷裂引發(fā)表面裂紋萌生的橫截面圖和側(cè)面圖；c和d: 氧化物脫落引發(fā)表面裂紋萌生的橫截面圖和側(cè)面圖；e和f: 內(nèi)部裂紋萌生的橫截面圖和側(cè)面圖

圖3 400℃時TC17鈦合金表面裂紋萌生和內(nèi)部裂紋萌生競爭模型

a: 光滑試樣和缺陷試樣疲勞強度 (2×107cyc) 與溫度之間關(guān)系；b: 高溫和缺陷對TC17鈦合金超高周 (2×107cyc) 疲勞強度的影響模型與實驗數(shù)據(jù)比較，空心符號表示光滑試樣的疲勞強度。這里應(yīng)力均為名義應(yīng)力，計算截面為試樣最小截面。

圖4

　　相關(guān)研究成果發(fā)表在J Mater Sci Technol 2022, 122: 128–140. 力學(xué)所特別研究助理李根為論文第一作者，孫成奇研究員為通訊作者。研究得到基金委重大研究計劃“航空發(fā)動機高溫材料/先進制造及故障診斷科學(xué)基礎(chǔ)”培育項目 (91860112) 支持。