熱暴露鈦鋁合金在交變載荷下的損傷容限和控制機(jī)制

研究了六種TiAl合金在交變載荷下的疲勞損傷容限和控制機(jī)制。在三種熱暴露狀態(tài)下，定量評(píng)估了表面缺陷，應(yīng)力集中，氧化和內(nèi)部組織對(duì)疲勞性能的影響，并揭示出相應(yīng)的內(nèi)在控制因素。此研究確定了合金抵抗疲勞損傷的能力，揭示了熱暴露對(duì)疲勞抗力的影響，建立了相應(yīng)的數(shù)據(jù)庫，為合金在高溫安全應(yīng)用提供了參考依據(jù)。 研究發(fā)現(xiàn)， 1)在熱暴露前, 合金對(duì)表面損傷的敏感性與合金的屈服強(qiáng)度成反向關(guān)系。對(duì)高強(qiáng)度合金，電解拋光優(yōu)于噴丸；對(duì)中、低強(qiáng)度合金，噴丸卻優(yōu)于電解拋光。2) 整體熱暴露導(dǎo)致應(yīng)力弛豫的有益效應(yīng)，同時(shí)又導(dǎo)致熱暴露脆化的有害效應(yīng)。對(duì)高強(qiáng)度合金，有害效應(yīng)大于有益效應(yīng)；對(duì)中、低強(qiáng)度合金， 則相反。 其機(jī)理是：中、低強(qiáng)度合金有較低的a2分解引起的釋氧脆化和B2 ω析出引起的相變脆化。 試樣單體熱暴露 氧化會(huì)嚴(yán)重引起噴丸樣品的疲勞抗力衰退，有限度地引起拋光樣品性能減低，但對(duì)線切割樣品卻無損害。 總的說來，所有合金的電解拋光均能承受長期熱暴露 氧化的不利影響。 本課題還研究了八種合金在熱暴露前后的疲勞短裂紋行為。結(jié)合長裂紋擴(kuò)展速率門檻值和光滑樣品疲勞強(qiáng)度，構(gòu)建了Kitagawa-Takahashi點(diǎn)線圖。研究發(fā)現(xiàn)， 所有合金均存在“短裂紋效應(yīng)”：合金的實(shí)際疲勞抗力不同程度地被弱化，既低于光滑樣品的疲勞強(qiáng)度，同時(shí)也低于長裂紋擴(kuò)展門檻值所確定的水準(zhǔn)。研究發(fā)現(xiàn)，這種“短裂紋效應(yīng)”在高強(qiáng)度合金中明顯，中、低強(qiáng)度合金中次之。長期熱暴露能導(dǎo)致光滑樣品的疲勞強(qiáng)度和長裂紋擴(kuò)展門檻值改善，但是， 由于熱暴露引起的組織脆化，所有合金對(duì)“短裂紋效應(yīng)”更加敏感， 發(fā)生“短裂紋效應(yīng)”的非安全尺寸范圍擴(kuò)大。重新定義了保證安全的有效長裂紋擴(kuò)展門檻值和有效短裂紋過渡尺寸， 為今后的零件設(shè)計(jì)提供了基礎(chǔ)。 針對(duì)中低強(qiáng)度合金開展了序列熱暴露研究。研究發(fā)現(xiàn)， 中低強(qiáng)度合金含有較少a2層片和極少β (B2 ω)相。 熱暴露時(shí)， a2層片的分解和β (B2 ω的析出也明顯較少。因此，釋氧脆化和相變脆化均較弱。?拉伸和疲勞性能下降很少，甚至出現(xiàn)熱暴露強(qiáng)化。 此項(xiàng)工作填補(bǔ)了多類型TiAl合金高溫組織熱穩(wěn)定性研究中的空白。 本項(xiàng)目研究了合金的氧化行為。 氧化的時(shí)間-增重曲線遵守 ”初期快速，中期穩(wěn)衡，后期再增快”的三段式特征。 氧化表面主要包含Al2O3, TiO2 and (Ti, Nb)O2等多種氧化物。力學(xué)性能在氧化后下降不多。

服役中的TiAl合金零件長期暴露在高溫大氣環(huán)境中(如700C，10000小時(shí))，會(huì)出現(xiàn)三種主要的顯微組織改變：a）內(nèi)部組織分解和相變，b）表面氧化, c）表面外來異物損傷。本課題將系統(tǒng)研究多種化學(xué)成分的低、中、高強(qiáng)度的合金在長期大氣熱暴露中發(fā)生的這三種組織變化的特征。研究將針對(duì)三種熱暴露態(tài)來開展：a）無熱暴露, b）熱暴露內(nèi)部組織變化, c）熱暴露內(nèi)部組織變化＋表面氧化， 揭示在三種熱暴露態(tài)下， 在表面光滑和表面存在缺陷時(shí)這些合金的疲勞裂紋啟裂行為。 本課題的主要目的是確定這些合金的疲勞損傷容忍限度， 揭示熱暴露過程中這三種組織變化影響合金的疲勞裂紋萌生抗力的機(jī)制，并定量確定其影響程度。此外，建立多種TiAl合金在大氣熱暴露中的氧化動(dòng)力學(xué)曲線，揭示氧化層的形成規(guī)律。通過對(duì)多種TiAl合金抵抗缺陷和裂紋損傷能力的評(píng)估，通過探索控制這些行為的內(nèi)在規(guī)律，為TiAl合金的安全穩(wěn)定的應(yīng)用提供參考。

試驗(yàn)完成后由試驗(yàn)承擔(dān)單位編寫疲勞和損傷容限試驗(yàn)的試驗(yàn)報(bào)告，報(bào)告包括試驗(yàn)總情況及進(jìn)展情況，其主要內(nèi)容為：

①試驗(yàn)?zāi)康摹⒃囼?yàn)內(nèi)容、試驗(yàn)依據(jù)及試驗(yàn)進(jìn)展情況；

②試驗(yàn)方法、試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)載荷譜、加載方法；

③試驗(yàn)結(jié)構(gòu)在試驗(yàn)中出現(xiàn)的故障或損傷及對(duì)應(yīng)的載荷循環(huán)數(shù)，損傷的部位及尺寸大小、方向和起止點(diǎn)．裂紋擴(kuò)展規(guī)律；

④剩余強(qiáng)度試驗(yàn)載荷、結(jié)論；

⑤試驗(yàn)件修理情況；

⑥試驗(yàn)結(jié)果、結(jié)論，對(duì)批量生產(chǎn)件必須更改的建}義，對(duì)各種特殊破壞進(jìn)行討論，報(bào)告

附略圖及照片。2100433B

損傷容限分析包括剩余強(qiáng)度分析和損傷增長分析。剩余強(qiáng)度分析方法，迄今只有含各種缺陷試樣的拉伸剩余強(qiáng)度和含穿透缺陷的厚試樣(破壞前不失穩(wěn))的壓縮剩余強(qiáng)度工程估算方法。含其他缺陷(例如以分層為主要特征的沖擊損傷)試樣的壓縮剩余強(qiáng)度估算，可用基于層間應(yīng)變能釋放率的“分層斷裂力學(xué)”來解決，但這種方法仍處在研究階段。而對(duì)損傷增長速率的分析，至今仍沒有可靠的方法。因此，對(duì)這些問題，主要是借助多層次的試驗(yàn)加以解決。

分析中通常采用的簡化原則包括以下兩點(diǎn)。

①所有分層簡化為直徑與實(shí)際缺陷最大長度尺寸相當(dāng)?shù)膱A形分層；

②至少有一層纖維斷裂的各種缺陷/損傷，簡化為直徑與實(shí)際缺陷/損傷面內(nèi)最大長度尺寸相當(dāng)?shù)膱A孔。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)為了擺脫沖擊所帶來的威脅，以沖擊壓縮破壞曲線的門檻值為基礎(chǔ)確定其設(shè)計(jì)許用應(yīng)變。其結(jié)果是不得不把復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的工作應(yīng)變限制在很低的水平上，使復(fù)合材料的潛力無法得到發(fā)揮。實(shí)際上，雖然復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在制造和使用過程中遇到外來物沖擊是不可避免的，但終究這種沖擊是局部的。不應(yīng)該為保證這一局部的強(qiáng)度而限制所有未受沖擊的結(jié)構(gòu)部位的工作應(yīng)變，因?yàn)檫@顯然是不合理的，也是過于保守的。當(dāng)然，問題

出在遭受沖擊的部位的隨機(jī)性和不確定性上。為了提高設(shè)計(jì)許用應(yīng)變，一個(gè)很有希望的途徑是，在確定設(shè)計(jì)許用應(yīng)變值時(shí)暫不考慮沖擊這個(gè)因素，而把沖擊損傷直接引人到結(jié)構(gòu)中去設(shè)計(jì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。然后，考慮到遭受沖擊的部位的隨機(jī)性，把沖擊損傷引入到結(jié)構(gòu)中的最危險(xiǎn)部位，這對(duì)設(shè)計(jì)是偏安全的。這樣就把沖擊影響限制在局部范圍內(nèi)，使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)可以在整體上大大提高其工作應(yīng)變，這必將大幅度減輕結(jié)構(gòu)重量。

鑒于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的分析方法還不夠成熟，分析的精度還不能令人滿意，因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的完整性驗(yàn)證顯得尤為重要。

《損傷容限型鈦合金板材》（GB/T 38988-2020）的實(shí)施，有利于滿足中國航空用損傷容限型鈦合金板材使用，進(jìn)一步推動(dòng)航空航天用鈦合金產(chǎn)品的研制、設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和應(yīng)用，對(duì)中國國內(nèi)航空工業(yè)的發(fā)展極具重大意義。