背景简介

钛合金转动部件的冷保载疲劳是航空发动机领域悬而未决的经典问题。飞机起飞和爬升阶段，风扇盘、压气机盘等部件需要在高应力下停留数十秒至数分钟，这种峰值载荷处的“保载”会使寿命远低于常规疲劳试验的预期。过去50年里，与保载疲劳相关的钛合金部件早期失效事故时有发生；尽管全球航空领域所采用的钛合金部件已安全累计上百亿飞行循环，机理研究也取得了长足进展，近年的事故调查仍暴露出寿命折减预测能力的不足。就应用最广的Ti-6Al-4V而言，它是否保载敏感在文献中争论了很多年，而近期越来越多的证据表明其同样会出现明显的寿命折减。分歧的根源在于保载疲劳性能对微观组织特征高度敏感：锻件经热机械加工后，组织、织构与微织构在构件内部的空间分布并不均匀，变形量与冷却速率随位置变化，会造成初生α含量、片层厚度以及微织构区（Microtextured Region，MTR: 取向相近的α晶粒团簇，尺度可达毫米级）的显著差异。单个组织参量对保载疲劳的影响已有大量研究，但很少有工作把工程锻件内真实的组织不均匀性与大规模疲劳试验结合起来，定量分析寿命分散性的形成机制。本文作者围绕Ti-6Al-4V锻件设计了三组试验：区分表层与芯部的A批次、聚焦芯部寿命分散性的大试样B批次，以及研究裂纹萌生动力学的中断试验C批次，结合定量倾斜断口分析（Quantitative tilt Fractography，QTF）、EBSD表征与统计分析进行了解释。

成果介绍

（1）保载疲劳寿命的分散性源于三种失效机制的竞争。作者在室温和载荷比为0.05的条件下开展常规疲劳与保载疲劳试验（峰值载荷处保载120 s，峰值应力取屈服强度的85%~100%）。在100%屈服强度水平下，保载疲劳寿命最多比常规疲劳低约100倍，而在峰值应力在85%屈服强度水平的试样寿命与常规疲劳寿命差距不超过10倍（图1a）。断口分析将失效分为三类：“蠕变”型只出现在峰值应力高于95%屈服强度的保载试验中，累积塑性应变接近拉伸均匀延伸率（约7%），断口以韧窝为主，寿命低于2000周次；“疲劳”型由表面裂纹主导，寿命在1万~6万周次之间；“保载疲劳”型由内部裂纹和大面积平坦刻面主导，寿命介于1000~20000周次，且只出现在累积塑性应变高于约1%的试样中。寿命与累积塑性应变呈紧密负相关（图1b）；即便同为芯部试样、同在93%屈服强度下测试，最长与最短寿命之比仍可达约6倍（图1d）。

图1 疲劳与保载疲劳试验结果：(a) 全部试样的S-N图；(b) 寿命与累积塑性应变的关系；(c) A批次试样的S-N图；(d) B批次试样的S-N图；(e) B批次试样在93%与85%屈服强度峰值应力下累积塑性应变与寿命的关系

（2）两类失效的主裂纹都从基面扭转晶界萌生，差别在位置与周边取向环境。断口SEM、裂纹两侧EBSD与离散极图分析表明，无论“疲劳”型还是“保载疲劳”型失效，主裂纹萌生处都是一个光滑无特征的刻面（图2），与基面的偏差小于3°，晶界两侧α晶粒绕[0001]轴的取向差为12°~21°，即典型的基面扭转晶界（BTGB）。两者的区别在于：“疲劳”型裂纹在表面萌生，周围晶粒取向接近随机；“保载疲劳”型裂纹在试样内部萌生，萌生点周围呈现强微织构。QTF测量进一步显示，“保载疲劳”刻面的法线与加载轴夹角一般小于15°，裂纹得以沿近乎垂直于加载轴的平面快速扩展，而“疲劳”型刻面法线多在15°~45°之间，扩展路径起伏更大。

图2 主裂纹萌生位置的断口SEM形貌、裂纹两侧EBSD取向图及离散极图：(a) 常规疲劳加载下的“疲劳”型失效；(b) 保载疲劳加载下的“疲劳”型失效；(c) 保载疲劳加载下的“保载疲劳”型失效

（3）保载促使裂纹提前萌生，而内部裂纹的出现存在约1%的塑性应变门槛。C批次中断试验对平板试样标距段进行高通量SEM扫描并逐层剖切，追踪表面与内部裂纹的萌生进程。常规疲劳加载下，首条表面裂纹约在20%寿命处出现；引入120 s保载后提前到小于5%寿命的阶段，且表层与芯部试样的表面萌生行为几乎一致。内部裂纹则不同：保载加载下，累积塑性应变低于1%时未检出任何内部裂纹（图3b），对B批次失效试样远离断口区域的剖切统计也证实了这一门槛（图3c）。这解释了为什么峰值应力低于约88%屈服强度时“保载疲劳”机制会消失—应变累积不足以萌生内部裂纹，失效退回到寿命折减有限的“疲劳”机制。作者同时指出，裂纹萌生仅占“保载疲劳”型失效寿命的约5%，寿命预测模型必须显式考虑裂纹扩展阶段。

图3 裂纹密度随累积塑性应变的变化：(a) C批次试样的表面裂纹；(b) C批次试样的内部裂纹；(c) B批次失效试样剖面统计的内部裂纹

（4）冷却速率通过引入多重α变体弱化微织构，是表层与芯部保载敏感性差异的根源。锻件表层试样保载寿命折减仅约2倍、失效机制不变，而芯部试样在92%屈服强度下折减超过3倍并转为“保载疲劳”机制。为验证冷速的作用，作者将芯部材料在955℃退火2 h后分别炉冷（0.2℃/s）与岩棉冷却（8.2℃/s）：冷速提高使α片层厚度从3.2 μm减至0.5 μm，初生α含量从40%降至29%（图4a）；EBSD显示α/α晶界取向差分布中各类变体界面峰随冷速增强（图4b），即β→α相变生成了更多彼此基面错开的次生α变体，切断了刻面裂纹赖以快速扩展的长程取向连通。以c轴偏离加载轴43°（由断口特征统计确定的刻面形成临界角）为判据分割EBSD图，芯部存在大片满足条件的微织构区，表层则几乎没有。控制冷却速率因此可以成为提升锻件保载疲劳抗力的设计手段。

图4 冷却速率对微观组织与微织构的影响：(a) 不同冷却速率下的SEM组织与反极图取向图；(b) 对应的α/α晶界取向差分布

（5）四个参数即可实现保载疲劳寿命的定量预测。对B批次试样的Pearson相关分析显示，寿命与累积塑性应变强负相关（R2大于0.8），组织尺寸参量通过改变局部屈服强度控制应变累积速率；大量具有相近晶体取向的晶粒组成的 “硬”取向宏区则表现出双重作用——它提高局部屈服强度、抑制应变累积（低应力下反而对应更长寿命），又为刻面裂纹快速扩展提供通道。基于A、B两批次共20个试样，作者以片层厚度、“硬”取向晶粒面积分数、最大宏区尺寸和峰值应力四个参量建立多元线性回归模型，对500周次累积塑性应变和寿命的预测均达到R2约0.86，绝大多数寿命预测误差在2倍以内（图5）。这表明造成寿命分散的主要组织因素已被识别，为大型钛合金锻件的保载疲劳寿命评估提供了一条可操作的定量路径。

图5 该文模型的预测结果：(a) 500周次累积塑性应变预测值与实测值对比；(b) 保载疲劳寿命预测值与实测值对比

致谢

本研究由Safran公司资助，并获得法国新阿基坦大区及欧洲结构与投资基金（ERDF，项目编号P-2016-BAFE-94/95）的部分支持。Pprime研究所感谢“国家—新阿基坦大区计划合同”（CPER）与欧洲区域发展基金（FEDER）对本工作的资助。本文第一作者：Lucas Prince（Université de Poitiers），本文通讯作者：Samuel Hémery（Université de Poitiers）。

本期小编：刘昊东 （整理）

董乃健 （校对）

程 航 （审核）

董乃健 （发布）