研究进展丨力学所在航空发动机用钛合金高温疲劳研究中取得进展
航空发动机被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，而叶片是航空发动机的关键零部件，其在服役寿命内承受高温高周甚至超高周次 (>10e7) 循环载荷作用。同时，实际零部件在材料的制备、加工以及使用过程中，通常不可避免地存在各种类型缺陷。因此，揭示钛合金高温高周和超高周疲劳特性以及其缺陷敏感性，具有重要科学意义和工程应用价值。
力学所非线性力学国家重点实验室微结构计算力学课题组，研究揭示航空发动机叶片用TC17钛合金高温 (200℃和400℃) 高周疲劳裂纹起源于试样表面或内部 (图1)，表面裂纹萌生是由于富氧层开裂或氧化物脱落导致的 (图1a-1g)，内部裂纹萌生是位错相互作用导致晶粒细化进而诱导的 (图2)。在实验结果基础上，提出400℃时TC17钛合金表面裂纹萌生和内部裂纹萌生竞争模型 (图3)。
进一步研究表明，含表面缺陷TC17钛合金应力-寿命数据在高周和超高周 (>10e7) 阶段具有平台区特征。表面缺陷显著降低TC17钛合金室温和高温疲劳强度，但高温并未降低含缺陷试样的疲劳强度 (图4a)，一个重要原因是高温下形成较硬的氧化层抑制了表面裂纹萌生，提升了疲劳性能。研究还发现，高温和缺陷对TC17钛合金高周和超高周疲劳强度的影响可以近似表示成 (图4b)：
其中，σfs 是疲劳强度（单位：MPa），t 是温度（单位：℃），√area 是缺陷垂直于主应力轴的投影面积（单位：μm）
研究成果对于理解钛合金高温高周和超高周疲劳失效机制，以及含缺陷钛合金的疲劳强度预测具有重要价值。
a-c: 氧化物入侵诱导的表面裂纹萌生 (200℃，σa=650MPa，R=-1，Nf=2.7×104cyc)，b和c分别是a中上面和右侧裂纹萌生区域的放大图；d-g: 氧化物脱落诱导的表面裂纹萌生 (400℃，σa=520MPa，R=-1，Nf=7.6×105cyc)，e是d中裂纹萌生区域的放大图，f和g分别是e中相应区域的放大图；h-j: 内部裂纹萌生 (400℃，σa=520MPa，R=-1，Nf=1.0×106cyc)，i和j分别是h和i中裂纹萌生区域的放大图
图1 光滑试样疲劳断口SEM图像
a: SEM图像，短线为提取位置；b: a中位置b沿主应力方向剖面SEM观测结果；c-e: a中位置c沿主应力方向剖面的反极图、相图和TEM图片；f和g: 分别为e中区域1的暗场像和区域2的放大图。
图2 400℃光滑试样 (σa=520MPa，R=-1， Nf=1.0×106) 疲劳断口粗糙区域微结构观测结果
a和b: 富氧部位脆性断裂引发表面裂纹萌生的横截面图和侧面图；c和d: 氧化物脱落引发表面裂纹萌生的横截面图和侧面图；e和f: 内部裂纹萌生的横截面图和侧面图
图3 400℃时TC17钛合金表面裂纹萌生和内部裂纹萌生竞争模型
图4 a: 光滑试样和缺陷试样疲劳强度 (2×107cyc) 与温度之间关系；b: 高温和缺陷对TC17钛合金超高周 (2×107cyc) 疲劳强度的影响模型与实验数据比较，空心符号表示光滑试样的疲劳强度。这里应力均为名义应力，计算截面为试样最小截面。
相关研究成果发表在J Mater Sci Technol 2022, 122: 128–140. 力学所特别研究助理李根为论文第一作者，孙成奇研究员为通讯作者。研究得到基金委重大研究计划“航空发动机高温材料/先进制造及故障诊断科学基础”培育项目 (91860112) 支持。
