引言
鈦合金具有比強(qiáng)度高、 可焊接性能和抗腐蝕性能優(yōu)異及耐熱性好等特點(diǎn), 在航空制造中應(yīng)用廣泛。
鈦合金超塑成形/ 擴(kuò)散連接 (Superplastic Form-ing/ Diffusion Bonding,SPF/ DB) 組合工藝是20 世紀(jì)70 年代后期發(fā)展起來(lái)的一種近無(wú)余量的加工制造技術(shù), 可以實(shí)現(xiàn)在 1~2 次熱循環(huán)中完成連接和成形兩個(gè)工藝過(guò)程。 利用 SPF/ DB 組合工藝可以生產(chǎn)應(yīng)用于航空航天飛行器上的機(jī)翼前緣、 縫翼、 導(dǎo)彈彈翼、發(fā)動(dòng)機(jī)葉片、 各種承力壁板以及高溫隔熱板等 [1] 。
這些構(gòu)件工作條件惡劣, 承受復(fù)雜周期載荷, 對(duì)疲勞裂紋敏感。 裂紋萌生及擴(kuò)展引起的斷裂失效是影響飛行器長(zhǎng)期安全服役的主要問題, 亟待解決。
近年來(lái), 鈦合金擴(kuò)散連接層合板的疲勞裂紋擴(kuò)展行為引起廣泛研究。 疲勞裂紋擴(kuò)展對(duì)微觀組織、裂紋尖端的塑性區(qū)尺寸和應(yīng)力水平敏感 [2-6] 。 據(jù)文獻(xiàn) [7] 和文獻(xiàn) [8]報(bào)道, α/ β 相界對(duì) Ti17 和 Ti-55511 的疲勞裂紋擴(kuò)展起主要作用。 擴(kuò)散連接界面附近 α 晶粒的取向和形貌與基體不同 [9] , 通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)了證界面附近發(fā)生相變 [10] 。 DONGYH 等 [11] 研究了 Ti6Al4V 層合板沿表面和厚度兩個(gè)方向的裂紋擴(kuò)展速率變化規(guī)律, 發(fā)現(xiàn)界面和基體的微觀織構(gòu)差異是界面附近裂紋擴(kuò)展速率非線性變化的原因。
目前, 有學(xué)者 [12-13] 在擴(kuò)散連接時(shí)引入未焊合區(qū), 通過(guò)減緩未焊合區(qū)附近的裂紋擴(kuò)展速率提高層合板的抗疲勞性能。 但是, 引入未焊合區(qū)域會(huì)顯著降低構(gòu)件的靜態(tài)力學(xué)性能。
本文針對(duì)鈦合金擴(kuò)散連接組件疲勞裂紋擴(kuò)展速率快的問題, 在擴(kuò)散連接時(shí)引入異質(zhì)中間層, 制備異質(zhì)層合板, 通過(guò)疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)對(duì)比異質(zhì)和同質(zhì)層合板的疲勞裂紋擴(kuò)展行為, 采用微觀分析方法揭示微觀組織影響疲勞裂紋擴(kuò)展行為的機(jī)理。
1、疲勞裂紋擴(kuò)展行為
1. 1 試驗(yàn)方案
制備 TA2/ TA2/ TA2 和 TA2/ Ti55/ TA2 層合板的擴(kuò)散連接工藝參數(shù)為: 加熱速度 10℃ ·min-1, 保溫溫度為 900℃, 保溫時(shí)壓力 10MPa, 保溫時(shí)間90min。 疲勞裂紋擴(kuò)展試樣的示意圖 如 圖 1 所示 [14] , 試樣中心鉆 Φ6mm 通孔, 在通孔邊部沿試件寬度方向用電火花加工尺寸為 0. 5mm×0. 5mm×0. 3mm 的角裂紋。
疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)于室溫、 大氣環(huán)境下在 MTS材料試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行, 在試樣長(zhǎng)度方向施加拉-拉正弦波載荷, 峰值應(yīng)力和應(yīng)力比分別為 216MPa 和0. 1。 試驗(yàn)周期載荷塊譜由以下兩個(gè)載荷組成, 應(yīng)力比 R = 0. 1 的試驗(yàn)載荷以頻率 8Hz 作用 1500 次,R=0. 7 的標(biāo)識(shí)載荷以頻率 20Hz 作用 5000 次, 兩個(gè)載荷交替進(jìn)行直至試樣斷裂失效。 試驗(yàn)過(guò)程中采用光學(xué)顯微鏡實(shí)時(shí)測(cè)量并記錄表面裂紋長(zhǎng)度。 試驗(yàn)結(jié)束后, 測(cè)量斷面上的疲勞貝紋到預(yù)制角裂紋的距離, 得到沿厚度方向的循環(huán)次數(shù)與對(duì)應(yīng)的疲勞裂紋長(zhǎng)度數(shù)據(jù)。
微觀組織形貌和斷裂形貌采用 JSM7600F 掃描電鏡觀察。 試樣基體及擴(kuò)散連接界面附近的微觀織構(gòu)信息用配備了 HKL-EBSD 系統(tǒng)的 HitachiS-3400N SEM 設(shè)備進(jìn)行觀察。
1. 2 疲勞裂紋擴(kuò)展結(jié)果
Ti55 和 TA2 的力學(xué)性能參數(shù)如表1 所示 [1] 。 Ti55板屈服強(qiáng)度和抗拉強(qiáng)度分別是 TA2 板的 3. 59 倍和3. 05 倍, Ti55 板料的斷裂伸長(zhǎng)率是 TA2 板的 27. 1%。TA2/ TA2/ TA2 和 TA2/ Ti55/ TA2 層合板的疲勞壽命分別為 30000 和 49500 次循環(huán)。 異質(zhì)層合板的疲勞壽命是同質(zhì)層合板的 1. 65 倍。 圖 2 為疲勞裂紋擴(kuò)展速率沿表面和厚度方向的變化圖。 圖中 a、 l 和N 分別表示表面裂紋長(zhǎng)度、 厚向裂紋長(zhǎng)度和循環(huán)次數(shù)。 由圖 2a 可知, TA2/ TA2/ TA2 和 TA2/ Ti55/ TA2層合板斷裂時(shí)沿表面方向的疲勞裂紋擴(kuò)展速率 da/ dN分別為 2. 99×10-3和 2. 09×10-3mm·cycle-1, 異質(zhì)層合板降低了 30. 1%。 圖 2b 中, TA2/ Ti55/ TA2 異質(zhì)層合板沿厚度方向的疲勞裂紋擴(kuò)展速率變化很大, 從TA2 層 進(jìn) 入 TA2/ Ti55 界 面 時(shí), dl/ dN 從 2. 13 ×10-4mm·cycle-1快速降低至 1. 00×10-4mm·cycle-1,降低了 53. 1%。 在中間層 Ti55 中, 疲勞裂紋擴(kuò)展速率緩慢增加, 且增速趨緩。 當(dāng)裂紋擴(kuò)展到第 3 層TA2 板時(shí), dl/ dN 從 1. 80×10-4mm·cycle-1快速增加至 5. 27×10-4mm·cycle-1。
Ti55 中間層減緩了疲勞裂紋擴(kuò)展速率, 且對(duì)表面裂紋擴(kuò)展速率有明顯影響。
圖 3 所示為 TA2/ Ti55/ TA2 層合板疲勞裂紋擴(kuò)展斷面形貌圖。 表面分布的疲勞貝紋為標(biāo)識(shí)載荷所留, 由圖可知, 疲勞貝紋在異質(zhì)界面 TA2/ Ti55 處向靠近裂紋源的方向偏移; 而在異質(zhì)界面 Ti55/ TA2 處向遠(yuǎn)離裂紋源方向偏移。 這與同質(zhì)層合板斷面上以角裂紋為中心向外擴(kuò)展時(shí)的光滑連續(xù)貝紋線不同。
2、異質(zhì)層影響疲勞裂紋擴(kuò)展行為的機(jī)理研究
為揭示中間層抑制疲勞裂紋擴(kuò)展的微觀機(jī)理,對(duì) TA2/ Ti55/ TA2 層合板疲勞裂紋擴(kuò)展后基體 TA2和異質(zhì)界面處進(jìn)行 EBSD 分析。 圖 4 所示為 TA2 基體和異質(zhì)界面處微觀織構(gòu)圖。 從 TA2 基體到 TA2/Ti55 界面, <0 1 1 0>晶向與軋向平行的 α 晶粒數(shù)量增加, <1 2 1 0>晶向與軋向平行的 α 晶粒數(shù)量減少。
圖 5 為 TA2 基體 (位置 1)、 TA2/ Ti55 界面靠近TA2 一側(cè) (位置 2) 和靠近 Ti55 一側(cè) (位置 3) 3個(gè)位置的極圖。 3 個(gè)位置處大部分 α 晶粒的<1 0 1 0>或<1 1 2 0>晶向平行于 RD 且 c 軸平行于 TD。 從位置 1 到位置 2, 織構(gòu)強(qiáng)度從 8. 01 增加到 13. 17, 說(shuō)明界面處 TA2 一側(cè)發(fā)生晶粒旋轉(zhuǎn), 擇優(yōu)取向更明顯。 據(jù)文獻(xiàn) [11] 報(bào)道, 當(dāng)沿軋向加載時(shí), 此微觀
織構(gòu)有利于對(duì)稱棱柱滑移系 [1 1 2 0] (1100) 和[1210] (1010) 的激活, 促進(jìn)疲勞裂紋擴(kuò)展,形成疲勞輝紋 [15] 。 在擴(kuò)散連接異質(zhì)界面處, 從 TA2一側(cè)到 Ti55 一側(cè), 最大織構(gòu)強(qiáng)度從 13. 17 降至6. 91, 說(shuō)明 Ti55 一側(cè)晶粒擇優(yōu)取向減弱, 則有利于減緩疲勞裂紋擴(kuò)展。
圖 6 所示為層合板 TA2 和 Ti55 層在疲勞裂紋擴(kuò)展穩(wěn)定區(qū)的斷面圖, 實(shí)線所示箭頭與疲勞輝紋垂直,代表裂紋擴(kuò)展方向。 圖 6a 和圖 6b 所示斷面上相鄰的晶粒穿晶斷裂面上疲勞輝紋的方向并不相同, 這與晶粒的取向相關(guān)。 圖 6 中還可觀察到沿晶開裂和相界開裂, 分別如虛線和圓圈內(nèi)所示, Ti55 的斷面上還出現(xiàn)大量疲勞輝紋間開裂。
基于微觀形貌觀察和織構(gòu)分析發(fā)現(xiàn), 疲勞裂紋擴(kuò)展受晶粒取向影響。 隨機(jī)取向的晶粒使疲勞裂紋在晶粒邊界和相界處頻繁更改擴(kuò)展方向, 表現(xiàn)為在鄰晶粒內(nèi)擴(kuò)展時(shí)形成的疲勞輝紋的方向不同, 使疲勞裂紋擴(kuò)展速率的增速減緩。
疲勞裂紋擴(kuò)展行為受界面壁壘和裂紋前緣輪廓 [3] 、 晶粒尺寸和裂紋前端塑性區(qū)尺寸影響。 式(1) 所示為 Dugdale 模型 [16] 。
RD= c(secπk/2 - 1) (1)
式中: RD為裂紋前端塑性區(qū)尺寸; c 為 1/2 裂紋長(zhǎng)度; k=σ/ σ y , σ 為加載應(yīng)力, σ y 為屈服應(yīng)力。
Ti55 的屈服應(yīng)力為 TA2 的 3. 59 倍, 根據(jù)式(1), 異質(zhì)界面處 Ti55 層裂紋前端塑性區(qū)尺寸小于TA2, 因此, 疲勞裂紋從 TA2 擴(kuò)展到 Ti55 時(shí), 擴(kuò)展速率降低。
圖 7 所示為 TA2 和 Ti55 的相圖。 兩者平均晶粒尺寸分別為 25 和 5μm。 Ti55 的界面壁壘如晶界和α/ β 相界比 TA2 多。 在 TA2/ Ti55 異質(zhì)界面附近,隨著晶粒尺寸突降, 界面壁壘增多, 對(duì)位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)的阻礙作用越強(qiáng); 晶粒尺寸越小, 晶粒邊界的曲折度更高, 延緩了裂紋的擴(kuò)展。
3、結(jié)論
(1) TA2/ Ti55/ TA2 異質(zhì)層合板的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命是 TA2/ Ti55/ TA2 同質(zhì)層合板的 1.65 倍。 TA2/Ti55/ TA2 層合板沿厚度方向的疲勞裂紋擴(kuò)展速率變化很大, 異質(zhì)界面 TA2/ Ti55 附近, dl/ dN 降低了53.1%。
(2) 異質(zhì)界面處疲勞裂紋擴(kuò)展速率的突降是由疲勞裂紋尖端塑性區(qū)尺寸的降低、 界面壁壘的增多和減弱的織構(gòu)強(qiáng)度引起的。
參考文獻(xiàn):
[1] 吳會(huì)平.鈦合金擴(kuò)散連接界面力學(xué)性能及機(jī)理研究[D].
上
海:
上海交通大學(xué), 2020.
WU
Huiping.
Study
on
mechanical
properties
and
mechanism
of
diffusion
bonding
joint
for
titanium
alloys
[D].
Shanghai:
Shang-
hai
Jiao
Tong
University,
2020.
[2] SURESH
S.
Fatigue
of
materials
[M].
Cambridge:
Cambridge
U-
niversity
Press;
1991.
[3] WANG
H,
ZHAO
Q
Y,
XIN
S
W,
et
al.
Fatigue
crack
propaga-
tion
behaviors
in
Ti-5Al-3Mo-3V-2Zr-2Cr-1Nb-1Fe
alloy
with
STA
and
BASCA
heat
treatments
[J].
International
Journal
of
Fatigue,
2021,
151: 106348.
[4] ZHANG
K,
WU
X
H,
DAVIES
C
H
J.
Effect
of
microtexture
on
short
crack
propagation
in
two-phase
titanium
alloys
[J].
Interna-
tional
Journal
of
Fatigue,
2017,
104:
206-220.
[5] NUKUI
Y,
KUBOZONO
H,
KIKUCHI
S,
et
al.
Fractographic
a-
nalysis
of
fatigue
crack
initiation
and
propagation
in
CP
titanium
with
a
bimodal
harmonic
structure
[J].
Materials
Science
and
En-
gineering
A,
2018,
716:
228-234.
[6] LU
S
S,
BAO
R,
ZHANG
S
Q,
et
al.
Fatigue
crack
growth
behav-
iour
in
laser
melting
deposited
Ti-6. 5Al-3. 5Mo-1. 5Zr-0. 3Si
alloy
[J].
Materials
Science
and
Engineering
A,
2017,
690:
378-386.
[7] SASAKI
L,
HéNAFF
G,
ARZAGHI
M,
et
al.
Effect
of
long
term
aging
on
the
fatigue
crack
propagation
in
the
β
titanium
alloy
Ti17
[J].
Materials
Science
and
Engineering
A,
2017,
707:
253 -
258.
[8] WANG
K,
BAO
R,
ZHANG
T,
et
al.
Fatigue
crack
branching
in
laser
melting
deposited
Ti-55511
alloy
[J].
International
Journal of
Fatigue,
2019,
124:
217-226.
[9] WU
Z
W,
MEI
J
F,
VOICE
W,
et
al.
Microstructure
and
proper-
ties
of
diffusion
bonded
Ti-6Al-4V
parts
using
brazing-assisted
hot
isostatic
pressing
[ J].
Materials
Science
and
Engineering
A,
2011,
528 (24):
7388-7394.
[10] CEPEDA-JIMéNEZ
C
M,
OROZCO-CABALLERO
A,
SARKEE-
VA
A
A,
et
al.
Effect
of
processing
temperature
on
the
texture
and
shear
mechanical
properties
of
diffusion
bonded
Ti-6Al-4V
multi-
layer
laminates
[ J].
Metallurgical
&
Materials
Transactions
A,
2013, 44A (10):
4743-4753.
[11] DONG
Y
H,
HE
X
F,
LI
Y
H.
Effect
of
interface
region
on
fatigue
crack
growth
in
diffusion-bonded
laminate
of
Ti-6Al-4V
[J].
Inter-
national
Journal
of
Fatigue,
2018,
117:
63-74.
[12] LIU
Y,
ZHANG
Y
C,
LIU
S
T,
et
al.
Effect
of
unbonded
areas
a-
round
hole
on
the
fatigue
crack
growth
life
of
diffusion
bonded
tita-
nium
alloy
laminates
[J].
Engineering
Fracture
Mechanics,
2016,
163:
176-188.
[13] HE
X
F,
DONG
Y
H,
LI
Y
H,
et
al.
Fatigue
crack
growth
in
dif-
fusion-bonded
Ti-6Al-4V
laminate
with
unbonded
zones
[J].
In-
ternational
Journal
of
Fatigue,
2018,
106:
1-10.
[14] WU
H
P,
AN
D
Y,
LI
T
L,
et
al.
Fatigue
crack
growth
behavior
of
diffusion-bonded
heterogeneous
titanium
alloy
laminate
[ J].
Materials
Letters,
2023,
336: 133895.
[15] BANTOUNAS
I,
DYE
D,
LINDLEY
T
C.
The
effect
of
grain
ori-
entation
on
fracture
morphology
during
high-cycle
fatigue
of Ti-6Al-
4V
[J].
Acta
Materialia,
2009,
57 (12):
3584-3595.
[16] DUGDALE
D
S.
Yielding
of
steel
sheets
containing
slits
[J].
Journal
of
Mechanics
and
Physics
of
Solids,
1960,
8 (2):
100-
104.
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