GH4169合金缺口件蠕变-疲劳交互作用试验研究

刘胜，胡绪腾，万煜玮，宋迎东

(南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016)

0 引言

涡轮盘是航空发动机的关键热端部件，在发动机的服役过程中承受着由飞行起落和持续飞行的循环载荷与蠕变载荷的共同作用，易在榫槽等高温应力集中部位产生蠕变-疲劳交互作用[1-2]，故在其寿命评估时需将其纳入考虑范围[3-4]。NASA报告[4]指出，随着航空发动机推重比等性能参数的不断提高，蠕变与疲劳等复杂载荷的耦合作用对涡轮盘强度设计校核与寿命评估变得更为重要。

对于典型涡轮盘合金材料在高温下的蠕变-疲劳性能和寿命预测问题，国内外已开展许多研究，如LIAN Y D等[5]对加、卸载以及保持时间对GH4169合金光滑圆棒的蠕变-疲劳性能的影响进行了研究。CHEN G等[6]对GH4169光滑圆棒在650℃下进行了疲劳和蠕变-疲劳试验，并对其断裂行为进行了细致的分析。WANG R Z等[7]基于能量耗散法则对GH4169合金蠕变-疲劳的单轴寿命预测模型。WANG Q等[8]基于滞后能密度概念对蠕变-疲劳寿命进行了预测。CHEN S Y等[9]基于Walker全应变寿命方程对于蠕变-疲劳的寿命预测进行了研究。然而，国内外大多数研究主要集中于材料级别的蠕变-疲劳性能试验和寿命分析，针对具有实际轮盘结构应力集中特征的缺口件试验和分析研究开展得较少。

本文以典型盘用材料GH4169合金为研究对象，根据轮盘榫槽特征设计了缺口特征件，在涡轮盘的典型服役温度(650℃)下，开展了疲劳、蠕变-疲劳及持久三类试验，分析了蠕变载荷对缺口件名义循环变形行为、裂纹萌生及扩展特征、疲劳寿命的影响因素，初步探究了疲劳载荷与持久载荷的交互损伤规律。

1 试样制备与试验方法

1.1 试验材料与试验件尺寸

本文选用直接时效GH4169合金为试验材料，材料的质量分数为5.04% Nb+Ta，3.12% Mo，19.70%Cr，51.70%Ni，1.01%Ti，0.039%C，0.42% Al，0.15%Si，18.82%Fe。根据涡轮盘榫槽的结构特征，设计了与典型榫槽应力集中系数相近的缺口特征件，试验件几何尺寸如图1所示。其中，缺口形状为C形，缺口半径为2.6mm，弹性应力集中系数Kt=1.76。

1.2 试验方案

为研究循环载荷和持久载荷交互损伤的作用关系，本文根据涡轮盘的典型服役温度，设计了疲劳、持久及蠕变-疲劳三类试验，具体试验方案见表1。各类试验的加载示意图如图2所示，其中低周疲劳试验(保载时间为0s)按照三角波进行加载，蠕变-疲劳试验按梯形波加载，这两种试验的加载与卸载时间均控制为1s，采用应力控制。缺口持久试验(可视为保载时间为∞)的应力水平与另两类试验最大应力水平保持一致。为探究缺口件在试验过程中的变形程度，在疲劳与蠕变-疲劳的试验过程中均全程搭载引伸计。引伸计的陶瓷杠卡在缺口侧面，其中心位置对其缺口根部。

表1 疲劳、蠕变-疲劳与持久试验方案(650℃)

图2 高温疲劳与蠕变-疲劳试验加载波形示意图

2 试验结果与分析

2.1 疲劳与蠕变-疲劳名义应力应变响应

图3给出了Case01组条件下的半寿命名义应力-应变迟滞环，其中名义应力为最小截面的平均应力，名义应变为引伸计所测量的位移与引伸计标距之比。从测试结果可以看出：1)所有条件下的名义应力-应变环面积均不大，特别是保载时间为0s的疲劳载荷条件下，名义应力-应变滞后环接近于一条直线，这表明疲劳载荷下缺口附近的整体塑性变形数值很小，难以形成较大的迟滞环；2)在峰值载荷处引入保载时间使得迟滞环产生明显的“平台”区域，并且该平台区域大小随保载时间的增大而增大。

图3 Case01组条件下的半寿命处名义应力-应变迟滞环结果对比

图4给出了Case01、Case03及Case05组条件下的名义应变峰谷值数据。从图中可看出：同保载时间下的名义应变峰谷值有所差异，但名义应变幅基本都相同。这是可能是由于不同保载时间下的整体应变响应十分接近，而每个循环内由载荷保持产生的蠕变应变比较微小，加上整个失效循环总数也不大，最终累积的蠕变应变较小，反映到整体应变上容易被系统误差所掩盖。

图4 部分组条件下的半寿命处名义应力-应变迟滞环结果对比

2.2 疲劳、蠕变-疲劳及持久寿命结果

图5给出了疲劳失效循环数与蠕变-疲劳失效循环数的结果。从图中可以看出：1)在循环载荷峰值处引入保载时间，将导致试件的失效循环数显著下降；2)随着应力比R从-0.5～0.05的变化，缺口件在疲劳载荷和蠕变-疲劳载荷下的失效循环数均有所提高；3)在最大载荷水平较高(833MPa、910MPa)的条件下，缺口件的失效循环数与保载时间呈现负相关的关系；而在载荷水平较低(670MPa、740MPa)时，除了740MPa、R=-0.50的条件外，其余条件的失效循环数均随保载时间的增加，呈现先降低后升高的趋势，在保载时间120 s时失效循环降至最低点。

图5 疲劳与蠕变-疲劳失效循环数对比

图6给出了三类试验的累积失效时间对比，其中疲劳、蠕变-疲劳试验的累积失效时间定义为失效循环数乘以周期，与失效循环数发现的规律有所不同，对于累积失效时间：1)纯疲劳的失效时间是三类试验中最短的，持久断裂失效时间基本为三类试验中最长的；2)随保载时间的延长，试样的失效时间也基本随之增加，除开Case06与Case07两组条件外，保载30s与120s的蠕变-疲劳失效时间均比较接近；3)在其余条件相同时，R=0.05条件下的失效时间均要比R=-0.50条件下的长，这说明应力比的增大会整体延长蠕变-疲劳的失效时间，与上述失效循环数的规律一致。

图6 疲劳、持久与蠕变-疲劳累积失效时间对比

2.3 断口分析

图7与图8给出了Case02组与Case03组与不同保载时间条件下的SEM断口整体形貌(编号(a)-(d))以及相应的细节放大图：包括裂纹源(编号(a-1)-(d-1))和附近裂纹扩展区的局部放大图(编号(a-2)-(d-2))。

图7 Case02组条件下不同保载时间下的断口SEM形貌

图8 Case03组条件下不同保载时间下的断口SEM形貌

通过图7、图8对比分析可以看出：1)在应力水平为833MPa(Case03)时所有保载时间下的断口裂纹均为穿晶萌生，三角波的疲劳断口为穿晶扩展，随保载时间的延长断口逐渐出现沿晶形貌，当保载时间变为300s时，裂纹扩展形式变为完全沿晶扩展；2)在应力水平为740MPa(Case02)时三角波的疲劳断口与名义应力水平为833MPa类似，裂纹萌生和扩展均为穿晶；不同的是当保载时间为30s的蠕变-疲劳断口就已经出现明显的穿沿晶混合扩展，保载时间为120s的蠕变-疲劳断口完全呈现出沿晶扩展，当保载时间进一步延长至300s时，断口裂纹萌生形式也发生转变，失效形式表现为沿晶萌生，沿晶扩展。

3 蠕变与疲劳损伤分析

为方便、直观地表征蠕变-疲劳中疲劳及蠕变损伤情况，采用线性损伤累积法分别对疲劳、蠕变损伤进行初步分析。线性损伤累积表达式为

Dc+Df=1

(1)

式中:Dc为累积蠕变损伤，Dc=(Ncfthold)/tR；Df为累积疲劳损伤；Df=Ncf/Nf；其中thold为单个循环保持时间；tR为持久断裂时间；Ncf为蠕变-疲劳失效循环数；Nf为纯疲劳载荷下的失效循环数。

图9给出了蠕变-疲劳试验中两种累积损伤的占比，分析图中结果可以看出：1)应力比为0.05的条件下，最大名义水平833MPa的保载时间为30s、300s以及910MPa的所有保载时间条件下的线性累积损伤和>1，而其余所有条件下的线性累积损伤和均要<1；2)应力比R为-0.50的条件下，线性累积损伤均要比0.5还小，这表明疲劳与蠕变两种损伤存在一定的交互作用，但二者交互不是单纯的正交互作用或者负交互作用，而是与具体载荷条件相关；3)从单一损伤上来看，随保载时间的增加，所有试验条件下的蠕变损伤基本呈现逐渐增加的趋势，而疲劳损伤呈现下降的规律，这表明蠕变损伤在试样失效的比重逐渐增加。

图9 蠕变-疲劳中疲劳与蠕变损伤占比分析

4 结语

本文针对典型涡轮盘用GH4169合金的缺口试件，在650℃下开展了疲劳、蠕变-疲劳以及相对应的持久试验，研究分析了保载时间对于试样寿命及失效形式的影响规律，得以下结论：

1)缺口试样的名义应力-应变滞后曲线形成的面积较小，在引入峰值保载时间后，名义滞后曲线会形成平台区域，但对整体名义应变幅值的影响不是很大。

2)在峰值应力处引入保载时间会降低缺口件的失效循环数，但会延长其失效时间。不同保载时间对缺口件的蠕变-疲劳失效循环数基本呈现出随保载时间的增大，失效循环数逐渐降低的规律，名义应力水平较低时也会出现先下降后上升的趋势。

3)SEM观测结果表明，随着保载时间的延长，断裂模式由穿晶扩展向沿晶扩展过渡；相同保载时间下，随应力水平的下降，失效形式更趋向于沿晶扩展。

4)线性累积损伤法则对于GH4169缺口件的蠕变-疲劳交互损伤分析不太适用，蠕变与疲劳损伤之间存在一定的交互作用，且该交互作用强弱及正负与载荷条件相关。