背景简介

镍基高温合金718因具有优异的高温强度、良好的焊接性和耐蚀性，被广泛应用于锻造航空发动机涡轮盘以及燃烧室热端部件等关键构件。对于718合金涡轮盘构件，通常采用高温模锻、固溶处理和双时效处理，以获得所需的显微组织与力学性能，在服役过程中长期承受在室温至650℃环境下的循环载荷作用。在高温与循环载荷的共同作用下，涡轮盘等关键旋转部件易发生疲劳损伤累积与裂纹萌生，其结构失效可能造成灾难性后果。其中，高周疲劳（High-cycle fatigue, HCF）和超高周疲劳（Very high-cycle fatigue, VHCF）是轮盘构件长期服役过程中需要重点关注的损伤与失效形式。因此，揭示718合金在HCF及VHCF工况下，尤其是在650℃高温服役条件下的疲劳裂纹萌生机制，并建立可靠的寿命预测模型，对于保障航空发动机关键构件长期安全服役具有重要意义。

已有研究表明，718合金在室温及高温下的疲劳裂纹萌生通常与位错活动、滑移带形成及应变局部化有关，裂纹可在自由表面、碳氮化物、晶界或孪晶界等位置萌生。当前关于718合金在650℃下HCF和VHCF行为的研究，仍多将裂纹萌生归因于位错活动增强所引发的局部应力集中，而氧化作用的影响并未得到充分认识。特别是局部应力集中与氧化作用是否会相互影响诱发裂纹萌生，不同裂纹萌生模式之间是否存在临界转变，以及室温下建立的寿命关联模型能否推广至高温条件，尚缺乏清晰认识。基于此，有必要结合超声疲劳试验、断口分析以及FIB-TEM等先进微观表征手段，深入揭示718合金在650℃下HCF和VHCF裂纹萌生机制，并进一步构建能够反映高温损伤特征的疲劳寿命预测模型。

成果介绍

（1）试验确定了718合金在650 ℃下的超高周疲劳极限，并揭示了两种不同的裂纹萌生模式。结果表明，718合金在650℃下的超高周疲劳极限为475 MPa，较室温下降140 MPa。按照裂纹萌生模式对S–N数据进行分类后发现，在相近应力幅下，单点裂纹萌生试样的平均疲劳寿命约为多点裂纹萌生试样的40倍（图1）。这表明，高温环境下多点裂纹萌生可能是导致疲劳寿命显著降低的主要原因之一。在650℃下，约520 MPa的应力幅（约为屈服强度的50%）可视为裂纹萌生模式发生转变的临界应力幅。当应力幅高于该临界值时，试样则更易发生表面多点裂纹萌生，且裂纹萌生区附近可观察到较多二次裂纹（图2c和2d）；当应力幅低于该临界值时，大多数试样的疲劳断口特征与室温下总体相似，主要表现为单点裂纹萌生，并伴有表面局部氧化（图2e和2f）。

图1 (a) 650℃下区分两种裂纹萌生模式的S-N曲线及 (b) 临界应力幅附近两种模式的疲劳寿命对比

图2 典型断口形貌: (a-b) 室温下表面滑移裂纹萌生的典型形貌；(c-d) 650℃下表面多点裂纹萌生的典型形貌；(e-f) 650℃下表面单点裂纹萌生的典型形貌

（2）718合金在650℃下的单点裂纹萌生模式仍由位错累积主导，而多点裂纹萌生受应力协助氧化作用主导。对于较低应力幅下的单点裂纹萌生模式，裂纹萌生主要源于位错在晶界、孪晶界及δ相附近塞积所诱发的局部应力集中，其整体变形特征与室温条件下较为相似。特别的是，δ相界面附近的γ''/γ'无沉淀析出区更容易发生开裂；同时，在裂纹萌生位置附近还观察到局部γ''相向δ相转变的现象，说明高温环境与局部应力集中可能共同加速了相结构演化，并进一步促进局部损伤累积（图3）。

图3 单点裂纹萌生模式FIB-TEM表征：(a) FIB取样方向及TEM观察方向示意图；(b) 表面裂纹萌生位置附近的FIB-TEM取样区域；(c) FIB-TEM样品的整体STEM-HAADF图像；(d) 和 (e) 图c中方框区域的STEM-BF图像；(f) 图e中方框区域中的SAED图；(g) STEM-HAADF图像及相应的STEM-EDS元素分布图

较高应力幅下的多点裂纹萌生模式则呈现出更加显著的局部变形特征。FIB-TEM分析显示，裂纹萌生区域不仅存在严重氧化现象，还伴随变形孪晶的出现，说明该区域经历了极高程度的局部变形（图4）。对裂纹萌生区域中的二次裂纹尖端进行了线扫描元素分析，表明在靠近裂纹尖端的基体中仍存在较高的氧含量（图5）。尽管试验时间仅为数分钟（10⁶-10⁷周次），裂纹萌生区附近二次裂纹的氧化深度已达到约7.3 μm，明显高于或接近长期无应力静态氧化条件下的氧渗透深度，说明循环载荷显著加速了氧化过程。局部剧烈塑性变形会促进空位生成和晶格畸变，并通过晶界及δ相等快速扩散通道加速氧和合金元素扩散，形成富Ni、Ti、Nb、Cr氧化物。其中，δ相及δ/基体界面处富Nb区域更易生成脆性、非保护性氧化物，并在高应力作用下开裂，降低界面结合强度，最终促进多点裂纹萌生并显著缩短疲劳寿命。这一结果表明，在650℃高温长寿命疲劳过程中，裂纹萌生并非仅由位错活动和局部应力集中所主导；应力辅助氧化同样发挥着关键作用。

图4 多点裂纹萌生模式FIB-TEM表征：(a) FIB取样方向及TEM观察方向示意图；(b) 表面裂纹萌生位置附近的FIB-TEM取样区域；(c) FIB-TEM样品的整体STEM-HAADF图像；(d) 图c中方框区域的STEM-BF图像；(e) 图d中圆框区域中的SAED图；(f) 二次裂纹附近的STEM-DF图像；(g) STEM-HAADF图像及相应的STEM-EDS元素分布图

图5 多点裂纹萌生模式下裂纹萌生区下方裂纹尖端的FIB-TEM表征：(a) EDS元素分布图；(b) 图a中裂纹尖端附近沿线b的元素原子分数线扫描结果；(c) 分别由C1和C2区域向基体方向的平均氧原子分数变化

（3）基于上述微观机制，建立了适用于718合金650℃高温条件的疲劳寿命关联模型。针对多点裂纹萌生模式，模型将晶界δ相的平均尺寸及其沿晶界分布的统计特征纳入裂纹源等效尺寸修正，以更准确地反映高温下多裂纹萌生的微观损伤特征（图6、式1）。

图6 多裂纹萌生形成过程中二次裂纹演化特征示意图：(a) 疲劳加载前的微观组织；(b) 损伤累积与氧化阶段；(c) 单个裂纹萌生区域内沿氧化的δ相/晶界界面开裂；(d) 沿晶界上氧化δ相的开裂

    结果表明，修正后的Yang等人模型（Int J Fatigue. 2023;175:107764.）在寿命关联方面表现出较好的适用性：对于单点裂纹萌生试样，预测结果基本落在±2.5倍寿命因子范围内；对于多点裂纹萌生试样，则落在±3.5倍寿命因子范围内。整体来看，该模型的关联精度优于基于疲劳指示参数（FIP）和能量法的寿命预测模型（图7）。

图7 650℃下718合金预测寿命与试验寿命的对比

结语

以上结果表明，对于高温超高周疲劳寿命预测，应将裂纹萌生机制及其对应的微观尺寸特征纳入模型框架。通过引入微观机理相关的特征尺寸，寿命模型能够更准确地捕捉718合金在650℃长寿命疲劳过程中的损伤差异，从而提升高温疲劳寿命预测能力。未来，若能进一步将应力辅助氧化效应引入模型体系，并与局部塑性变形、晶界δ相损伤及氧扩散行为相结合，有望更加真实地描述650℃服役条件下718合金疲劳损伤的演化过程，为航空发动机关键构件的高温服役寿命评估提供更可靠的理论依据。

致谢

该研究工作得到了国家自然科学基金和国家科技重大专项课题的资助。同时，感谢上海交通大学仪器分析中心和华东理工大学分析测试中心提供的表征支持。本文第一作者：王永杰（华东理工大学），本文通讯作者：温建锋（华东理工大学）。

本期小编：王永杰 （整理）

温建锋 （审核）

董乃健 （发布）