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(1.沈阳航空航天大学 航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳 110136; 2.辽宁通用航空研究院 设计部,沈阳 110136; 3.沈阳飞机工业(集团)有限公司 技术检验中心,沈阳 110034)

Ti-3Al-2.5V钛合金管材适用于飞机发动机液压和燃油等管路系统,钛合金导管具有质量轻、耐高温、韧性好、耐腐蚀等优越性能,因此广泛应用于航空、航天领域[1].飞机上采用大量无扩口导管来连接管路系统,其连接方式具有特殊性与新颖性,有必要对其进行相关的考核试验以保证其飞行安全.影响导管连接处疲劳寿命的因素很多,旋转弯曲疲劳试验就是其中之一,通常对导管的疲劳寿命要求107次以上.由于飞机液压系统工作压力、承载形式等不同,飞机导管管路系统的疲劳试验不能采用一般材料力学中所提到的一些方法.

目前,许多国内外学者对钛合金疲劳做了大量研究.Akai等[2]研究了基于平均温度和耗散能量测量的方法,对Ti-6Al-4V钛合金疲劳进行估计.Kasahara等[3]通过使用超声波疲劳试验方法,评估了Ti-22V-4Al钛合金高周疲劳S-N曲线以及断裂形态.Sinha等[4]采用3D分析法对α钛合金的裂纹起始部位的疲劳断裂特征进行了定量研究,证明了一种非破坏性的方法来收集与小裂纹相关的晶粒的电子背散射衍射(EBSD)数据.赵光菊等[5]在进行TA6V钛合金疲劳小裂纹实验的基础上对疲劳断口形貌进行观察,分析TA6V钛合金疲劳断口形貌形成的原因.于兰兰等[6]对TC4-DT钛合金的高周疲劳性能及断口形貌进行了研究,得出不被破坏的疲劳极限以及置信度.刘汉青等[7]研究了两种频率循环载荷作用下TC17合金的超高周疲劳失效行为,建立了基于薄弱取向晶粒区域尺寸的疲劳强度预测模型.高玉魁[8]基于位错理论,对TC4钛合金次表层裂纹萌生抗力和疲劳强度进行了分析并给出了定量分析模型.吴志荣[9]研究了多轴疲劳寿命模型对TC4钛合金多轴常幅疲劳寿命的预测能力,基于临界平面理论,提出了一种新的多轴疲劳寿命预测模型.以上研究都是基于钛合金棒料而言,然而,对于钛合金无扩口导管接头的疲劳研究少见报道.

本文针对直径φ8的Ti-3Al-2.5V钛合金无扩口航空导管接头,利用自主研发的航空导管旋转弯曲疲劳试验机进行试验.试验结束后,对疲劳断口进行扫描电子显微镜(SEM)观察.结合Ti-3Al-2.5V钛合金材料本身讨论了裂纹萌生区域的特征,研究了提前断裂的机理,分析显微组织对裂纹扩展的影响.

1 实验材料与方法

无扩口导管连接件由管套、接头和外套螺母组成,如图1所示.对于无扩口航空导管旋转弯曲疲劳试验主要考核的部位是其接头部分,要求其寿命达到107次以上.

图1 无扩口导管连接件示意图Fig.1 Flareless tube connector schematic diagram

根据航空工业部标准HB 6442—90《飞机液压导管及连接件弯曲疲劳试验》[10]规定测试弯曲疲劳性能,试验分别选取6根φ8进口钛合金和6根φ8国产钛合金材料的无扩口导管进行旋转弯曲疲劳试验,对12根导管分别进行编号为20821～20826,30821～30826,导管长度为180 mm,壁厚为0.6 mm,材料参数如表1所示.通过计算得出应变为1 384 με,挠度为5.607 1 mm,偏转角为1.784 8°.

表1 钛合金材料参数Tab.1 Titanium alloy material parameters

根据HB 6442—90标准对航空导管接头一端(固定端)轴向粘贴5 mm×3 mm的应变片2个,应变片之间的角度为90°,并焊接导线,固化24 h之后安装在疲劳试验机上,如图2所示,导线连接NI测试系统可实时监测应变情况.

图2 自主研发的旋转弯曲疲劳试验机Fig.2 Rotational bending fatigue testing machine

对试验机进行调零,误差控制在±20 με,以保证安装后的同心度,将计算得出的应变值输入NI测试系统,分别对6根导管加载偏移量,以5 Hz频率旋转,其应变-时间曲线即NI测试系统监测的实时应变值如图3所示.然后对导管内部充10号航空液压油至工作压力28 MPa,保压5 min,应变-时间曲线如图4所示,加压后曲线整体上移.以31.25 Hz的频率即1 800 r/min进行旋转,应力比R=-1时,编号30822国产钛合金管和编号20824进口钛合金导管在运行至1 785 980次和7 900 800次循环时发生断裂,其余10根试验管件均经受107次循环应力疲劳后无任何破坏和泄漏.

图3 加偏载时应变-时间曲线Fig.3 Apply load strain-time curve in test

图4 加压后应变-时间曲线Fig.4 Apply pressure strain-time curve in test

2 结果与分析

2.1 金相组织

Ti-3Al-2.5V钛合金是一种近α型的(β)型钛合金,其化学成分:94.94Ti,3.15Al,1.91V.将管材进行切割、抛光打磨和腐蚀后,采用金相显微镜进行显微组织观察,其金相组织如图5所示.主要特征如下:等轴组织初生α相的体积分数为40%左右,组织均匀,晶粒度在200～800 μm范围内.晶粒大小对钛合金疲劳裂纹萌生也存在重要影响.在较高应变情况下,滑移带中的裂纹萌生尺寸与原始β晶粒尺寸和初生α相的体积分数有关,晶粒尺寸越大,晶粒对滑移带的阻碍就越少,裂纹形核的尺寸就会越大[11].

2.2 断口形貌

试验结束后对断口形貌进行了SEM观察,其宏观形貌如图6所示.Ti-3Al-2.5V钛合金高周疲劳断口形貌按照断裂的过程由疲劳源区、扩展区和瞬断区3部分组成[12-14].

图5 Ti-3Al-2.5V钛合金金相组织Fig.5 Ti-3Al-2.5V titanium alloy microstructure

图6 疲劳断口的宏观形貌Fig.6 Macrographs and crack initiation of fatigue fractography

从图6(a)可以得出,疲劳源由材料本身的缺陷导致,存在较明显的空洞和气孔,在断口另一个层面上存在滑移现象,如图7(a)所示.将图6(b)疲劳源位置放大到1 000倍，如图7(b)所示,从图中可以看出,Ti-3Al-2.5V钛合金高周疲劳断口是由滑移机制引起的裂纹萌生.这种机制在钛合金的疲劳破坏中较常见,通常认为是位错滑移在材料表面形成驻留滑移带,驻留滑移带之间形成挤入挤出,最后导致裂纹的形成[15].

滑移带上滑移线对局部应力分布的影响如图8所示,滑移线附近外载荷方向的应力σr与滑移线水平距离γ之间的关系为

图7 疲劳源Fig.7 Fatigue source

图8 滑移线对局部应力分布的影响示意图Fig.8 Schematic of interaction between slip trace and local stress

(1)

式中:σa+σm为宏观应力;L为滑移线长度;θ为滑移线与横截面的夹角.当σa+σm恒定不变时,随着L的增加,σr逐渐增大,从而失去自洽能力产生微裂纹.

Ti-3Al-2.5V钛合金其材料的滑移不仅与外载荷有关,也受相邻晶粒取向的影响[16],相邻晶粒取向差低于15°时,滑移容易越过晶界传递到相邻晶粒,有利于滑移长度的增加,局部塑性累积随循环载荷周次的变化变得更加明显,相邻晶粒取向差过高会抑制因滑移而引起的微裂纹扩展.Ti-3Al-2.5V钛合金材料的疲劳寿命与裂纹萌生区的形貌和几何特征关系密切,由初生α相滑移断裂引起的疲劳失效会在裂纹萌生区形成明显的光学暗区.

在循环应力作用下,微裂纹不断扩展,疲劳断裂进入扩展区,其扩展区疲劳辉纹如图9所示.

图9 疲劳辉纹Fig.9 Fatigue striations

从图9中可以看出,这些疲劳辉纹互相平行,是在无数次的循环加载后形成,疲劳裂纹扩展方向为45°方向,且裂纹扩展速率相对疲劳源附近较慢,扩展区较长,材料韧性较好,疲劳裂纹萌生及扩展如图10所示,其裂纹的扩展主要受组织结构、晶粒尺寸及形状、初生α相的体积分数等因素的影响.

图10 疲劳裂纹萌生及扩展示意图Fig.10 Schematic diagram of fatigue crack initiation and propagation

瞬断区是疲劳裂纹扩展到临界尺寸后失稳扩展所形成的区域,瞬断区断口表面由许多互相连接的凹坑组成,通常称为韧窝,是典型的韧性断裂,如图11所示.

图11 韧窝Fig.11 Dimples

韧窝是在外力的作用下,在基体与显微疏松及微裂纹之类的缺陷处产生并在裂纹尖端前沿三向应力条件下长大集聚,在拉应力作用下发生屈服变形,断裂时在断口上遗留下的半球形空洞[17],由于与临近的微小裂纹相聚、形成的微小孔洞,之后微小孔洞长大、增殖,相连造成断裂.

3 结论

(1) 通过Ti-3Al-2.5V钛合金无扩口导管接头旋转弯曲疲劳试验,可判断该钛合金航空导管未经过考核.

(2) 从断口形貌分析可知:Ti-3Al-2.5V进口钛合金无扩口导管接头高周疲劳失效行为由表面滑移机制引起;Ti-3Al-2.5V国产钛合金无扩口导管高周疲劳失效行为由材料本身缺陷引起.

(3) 通过断口分析:Ti-3Al-2.5V钛合金疲劳裂纹以沿晶方式扩展,断口表现为明显的疲劳辉纹;扩展区受材料显微组织的影响沿周向扩展断裂.

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