賀小帆, 劉彥毛, 劉文珽, 孫彥鵬, 王向明

(1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191;2.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,沈陽 110035）

含孔鈦合金擴(kuò)散連接止焊層合板裂紋擴(kuò)展特性試驗(yàn)

賀小帆, 劉彥毛1, 劉文珽1, 孫彥鵬2, 王向明2

(1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191;2.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,沈陽 110035）

帶有局部圓形止焊區(qū)的鈦合金擴(kuò)散連接層合板能夠改善層合板在拉-拉疲勞載荷作用下的裂紋擴(kuò)展性能,為了研究止焊區(qū)尺寸對裂紋擴(kuò)展壽命的影響,采用3mm,2mm,3mm厚鈦合金板材通過擴(kuò)散連接成8mm厚層合板,層合前預(yù)留 φ 12mm,φ 15mm止焊區(qū),并加工成含中心 φ 6mm孔的板狀試件,進(jìn)行了兩類試件在含標(biāo)識載荷的等幅載荷下的疲勞試驗(yàn)。通過斷口判讀裂紋形態(tài)和尺寸,得到裂紋擴(kuò)展(a,N）數(shù)據(jù),建立了裂紋擴(kuò)展da/dN-a曲線,對裂紋擴(kuò)展行為進(jìn)行了對比。結(jié)果表明,裂紋擴(kuò)展可分為3個(gè)階段;止焊區(qū)尺寸對止焊區(qū)內(nèi)裂紋擴(kuò)展行為無明顯影響,但隨著止焊區(qū)尺寸的增加,止焊區(qū)邊界附近和越過邊界后的裂紋擴(kuò)展速率有減緩趨勢。

鈦合金;擴(kuò)散連接;層合板;裂紋擴(kuò)展

擴(kuò)散連接工藝(Diffusion Bonding,DB）是金屬或金屬/非金屬連接成型的重要手段[1],自20世紀(jì)50年代誕生以來,得到了廣泛的應(yīng)用[2～4]。對飛機(jī)結(jié)構(gòu)用鈦合金材料,擴(kuò)散連接工藝往往與超塑成形(Superplastic Forming,SPF）一起形成超塑成形/擴(kuò)散連接(SPF/DB）組合工藝[5～7],擴(kuò)散連接工藝在鈦合金材料上的單獨(dú)應(yīng)用非常少見。近年來,隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對新材料/新結(jié)構(gòu)的需求,擴(kuò)散連接工藝在鈦合金板材成形中得到越來越廣泛的單獨(dú)應(yīng)用[8,9],并從次承力結(jié)構(gòu)向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展,擴(kuò)散連接層合板就是適應(yīng)這種需求提出的一種典型結(jié)構(gòu)。它通過擴(kuò)散連接工藝將單層板焊接成厚板,鋪層可設(shè)計(jì),并且靜強(qiáng)度性能、在單向拉-拉疲勞載荷作用下的耐久性/裂紋擴(kuò)展性能不降低,具有明顯的應(yīng)用前景[10～14]。

為了提高層合板的裂紋擴(kuò)展性能,提出了一種止焊層合板,通過在局部連接區(qū)域設(shè)置圓形止焊區(qū),擴(kuò)散連接時(shí)局部不連接,形成多層結(jié)構(gòu),理論上可以改善結(jié)構(gòu)的損傷容限特性。為了保證結(jié)構(gòu)的完整性,需要充分掌握結(jié)構(gòu)的耐久性/損傷容限特性,為此進(jìn)行了8mm厚TC4鈦合金單層板、3層層合板以及含φ 12mm止焊區(qū)的3層層合板的疲勞對比試驗(yàn),結(jié)果表明含止焊區(qū)的層合板能改善裂紋擴(kuò)展特性,具有潛在應(yīng)用價(jià)值。顯然,含止焊區(qū)的鈦合金板材的裂紋擴(kuò)展特性與設(shè)計(jì)參數(shù),如止焊區(qū)直徑、單層板厚度、層數(shù),都有關(guān)系,為了研究上述因素對止焊層合板裂紋擴(kuò)展特性的影響,本工作擬進(jìn)行含兩種不同止焊區(qū)尺寸的含孔鈦合金擴(kuò)散連接層合板的疲勞對比試驗(yàn),對比裂紋擴(kuò)展過程和行為,初步分析止焊區(qū)大小(直徑）對裂紋擴(kuò)展性能的影響,為止焊層合板設(shè)計(jì)提供一定的依據(jù)。

1 試驗(yàn)概述

1.1 試件

試件材料為國產(chǎn)TC4鈦合金板材,其材料組分見表1。

表1 TC4鈦合金組分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 1 The composition of TC4 titanium plate(mass fraction/%）

采用三層厚度分別為3mm,2mm,3mm的TC4鈦合金板材按擴(kuò)散連接工藝層合而成8mm厚板,其中中間層厚2mm,兩側(cè)板厚3mm,層合時(shí)三層板的鋪設(shè)方向相同。擴(kuò)散連接前,在鈦合金板材層間局部圓形區(qū)域放置阻焊劑,層合時(shí)會形成止焊區(qū),從而預(yù)制圓形分層缺陷,按止焊區(qū)大小分為兩種:一種為 φ 12mm,一種為 φ 15mm。擴(kuò)散連接熱處理工藝為:壓力1.5MPa,920℃,保持90min。爐中冷卻至560～580℃,取出在空氣中冷卻。

然后在試件中心鉆一 φ 6mm孔,孔的中心與止焊區(qū)中心重合。加工成分別帶 φ 12mm和φ 15mm止焊區(qū)的含中心 φ 6mm孔的層合板。試件尺寸分別見圖1、2。

上述試件取樣方向相同,表面噴剛玉砂處理,去除銳邊尖角R0.5,孔邊制0.2×45o倒角。其中帶φ 12mm止焊區(qū)層合板一組4件,帶 φ 15mm止焊區(qū)層合板一組3件。

通常,為測試材料的裂紋擴(kuò)展特性,應(yīng)按標(biāo)準(zhǔn)加工成C(T）試件或M(T）試件,但對擴(kuò)散連接層合板,目前缺乏關(guān)于擴(kuò)散連接和止焊層合板的標(biāo)準(zhǔn)試件的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn),考慮到擴(kuò)散連接存在層合界面,而止焊區(qū)造成了明顯的不連續(xù),如果按照規(guī)范加工標(biāo)準(zhǔn)試件,不一定能形成標(biāo)準(zhǔn)的穿透裂紋,從而試件并未預(yù)制缺陷,裂紋通過含孔板在疲勞載荷作用下自然萌生而成。

1.2 試驗(yàn)載荷

采用應(yīng)力比為R=0.093的等幅譜,應(yīng)力峰值σmax=276MPa。

在疲勞載荷作用下止焊層合板的裂紋為三維裂紋,為了能夠獲得疲勞裂紋擴(kuò)展的(a,N）數(shù)據(jù),試驗(yàn)中施加“標(biāo)識載荷”在斷口上形成標(biāo)識線,標(biāo)識載荷采用最大載荷不變,提高應(yīng)力比的方法,以避免載荷交互作用對裂紋擴(kuò)展的影響。通過分析和摸索試驗(yàn)取標(biāo)識載荷應(yīng)力比為0.7,構(gòu)成一個(gè)二級塊譜。試驗(yàn)載荷的構(gòu)成為每個(gè)周期R=0.093試驗(yàn)載荷作用3000次,R=0.7標(biāo)識載荷作用若干次。

考慮到裂紋萌生壽命占總壽命的比例在50%以上,為減少標(biāo)識載荷造成的額外損傷,節(jié)省試驗(yàn)時(shí)間,采取了如下的試驗(yàn)應(yīng)力譜:

①R=0.093的試驗(yàn)載荷預(yù)疲勞30000次;

②預(yù)疲勞后施加二級塊譜(R=0.093的應(yīng)力循環(huán)3000次,R=0.7的標(biāo)識載荷循環(huán)若干次）,直至試件斷裂。

1.3 試驗(yàn)裝置與條件

疲勞試驗(yàn)在MTS880-500kN疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。試驗(yàn)在室溫大氣環(huán)境下進(jìn)行,加載方式為軸向拉-拉,載荷按正弦波施加,試驗(yàn)載荷下試驗(yàn)頻率為8Hz,標(biāo)識載荷試驗(yàn)頻率為20Hz。

試驗(yàn)前測量試件最小截面有效寬度和厚度的幾何尺寸,計(jì)算凈截面面積,試驗(yàn)載荷按試件凈截面面積施加。

試件斷口判讀在JX13C型圖像處理萬能工具顯微鏡上進(jìn)行。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 破壞形式

兩種試件均在最外層產(chǎn)生角裂紋,典型破壞斷口見圖3。

對成組疲勞試驗(yàn)斷口分析發(fā)現(xiàn),兩種試件均出現(xiàn)3個(gè)典型的裂紋擴(kuò)展階段:單層止焊區(qū)內(nèi)的擴(kuò)展,止焊區(qū)邊界附近的擴(kuò)展,越過止焊區(qū)后的裂紋擴(kuò)展;對外層起裂的情況,裂紋在越過止焊區(qū)邊界后,依次向中間層和第3層擴(kuò)展,呈“J”形。

2.2 裂紋擴(kuò)展規(guī)律

由于標(biāo)識載荷的作用,試件斷口上留下了明顯的疲勞條帶(見圖3）,在光學(xué)顯微鏡下對斷口進(jìn)行判讀可確定三維裂紋形態(tài)和尺寸,考慮到飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用中裂紋檢測和修理的實(shí)際情況,對于孔邊裂紋通常關(guān)注沿孔徑方向的裂紋長度a。

根據(jù)試驗(yàn)記錄的裂紋擴(kuò)展信息,可以確定最后一塊標(biāo)識載荷作用在斷口上留下的痕跡,依次按試驗(yàn)間隔向孔壁方向讀取裂紋長度,可以獲得裂紋擴(kuò)展(a,N）數(shù)據(jù)。

圖3 試件典型斷口 (a）φ 12mm止焊區(qū)層合板(外層角裂紋起裂）;(b）φ 15mm止焊區(qū)層合板(外層角裂紋起裂）Fig.3 The typical failure surface(a）semi-elliptic surface crack of φ 12mm no-welded DB laminate;(b）corner quarter-elliptic crack of φ 15mm no-welded DB laminate

兩種試件的裂紋擴(kuò)展(a,N）曲線見圖4和圖5。采用修正的正割法由(a,N）數(shù)據(jù)求得[da/dN,a(N）]數(shù)據(jù),設(shè)有m 對(a,N）數(shù)據(jù),其中aj對應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率(da/dN）j用下式求得

上述試件的da/dN-a曲線見圖6。

顯然:

圖6 裂紋擴(kuò)展曲線Fig.6 The da/dN-a curves (a）da/dN-a curve;(b）lgda/dN-lga curve

(1）含 φ 12mm和 φ 15mm止焊區(qū)層合板的da/dN-a曲線均出現(xiàn)明顯的3個(gè)階段:第一段da/dN與a近似呈線性關(guān)系(見圖6中A段）,第二段da/dN與a之間存在平臺或減慢區(qū)(見圖6中B段）,第三段是快速擴(kuò)展段(見圖6中C段）。從圖中擴(kuò)展曲線和斷口特征進(jìn)行分析表明:第一段裂紋擴(kuò)展到接近止焊區(qū)邊界,由于裂紋比較規(guī)則,并且只在單層擴(kuò)展,裂紋擴(kuò)展比較緩慢,隨著裂紋尺寸的增加,裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子增加,裂紋擴(kuò)展逐漸加速;第2段是裂紋在止焊區(qū)邊界附近擴(kuò)展,這一段存在裂紋從單層向多層擴(kuò)展的情況,裂紋擴(kuò)展行為比較復(fù)雜,從斷口上看,裂紋呈明顯的J形;第3段是裂紋越過止焊區(qū)邊界后的擴(kuò)展,裂紋進(jìn)入快速擴(kuò)展,很快斷裂;(2）對比兩種試件的裂紋擴(kuò)展行為和規(guī)律,A段無明顯差別;但B段出現(xiàn)了隨裂紋長度的增加,含φ 15mm止焊區(qū)試件裂紋擴(kuò)展速率比含 φ 12mm止焊區(qū)試件略低的情況;C段形狀無明顯差別,但da/dN數(shù)值略低。B段對應(yīng)的裂紋長度大約在3～6mm左右,基本對應(yīng)著兩種試件止焊區(qū)的邊界3和4.5mm,由于da/dN的計(jì)算是以3000次為一個(gè)基本周期的數(shù)據(jù)處理得到的,在止焊區(qū)邊界附近的(a,N）數(shù)據(jù)并不十分充分,從而導(dǎo)致 da/dN計(jì)算并不十分準(zhǔn)確,裂紋擴(kuò)展速率拐點(diǎn)的確定也不十分準(zhǔn)確,但是很明顯止焊區(qū)尺寸對裂紋擴(kuò)展速率的影響存在明顯,原因可能是由于裂紋擴(kuò)展到邊界后,試件受力情況發(fā)生變化,裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子存在明顯變化;

在雙對數(shù)坐標(biāo)上,上述試件在止焊區(qū)內(nèi)的擴(kuò)展(A段）da/dN-a曲線呈明顯的線性,從而可采用da/dN=Qab對上述數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合,擬合曲線見圖7,得到的相關(guān)參數(shù)見表2。

圖7 止焊區(qū)內(nèi)裂紋擴(kuò)展速率曲線Fig.7 The da/dN-a curve in the no-welded region

表2 裂紋擴(kuò)展參數(shù)Table 2 The crack growth parameters

顯然:

(1）上述2類試件止焊區(qū)內(nèi)的da/dN-a曲線呈現(xiàn)明顯的雙對數(shù)線性關(guān)系;

(2）兩種試件裂紋擴(kuò)展曲線的截距和斜率統(tǒng)計(jì)無差別,表明止焊區(qū)內(nèi)的裂紋擴(kuò)展行為無明顯差別。

3 結(jié)論

含 φ 12mm和 φ 15mm止焊區(qū)的 TC4鈦合金8mm厚擴(kuò)散連接層合板(3+2+3）擴(kuò)散連接層合板的成組疲勞試驗(yàn)對比試驗(yàn)分析表明:

(1）以沿孔徑方向的裂紋長度表征的止焊區(qū)內(nèi)的裂紋擴(kuò)展規(guī)律可采用da/dN=Qab描述。當(dāng)裂紋形態(tài)相同時(shí),止焊區(qū)大小并未對止焊區(qū)內(nèi)的裂紋擴(kuò)展行為產(chǎn)生明顯影響。

(2）當(dāng)裂紋在止焊區(qū)邊界附近擴(kuò)展時(shí),裂紋擴(kuò)展行為發(fā)生變化,裂紋擴(kuò)展速率出現(xiàn)平臺區(qū)甚至減緩的情況。

(3）止焊區(qū)外的裂紋擴(kuò)展速率隨止焊區(qū)的增大有一定的減緩。

[1]DERBY B,WALLACH E R.Theoretical model for diffusion bonding[J].Metal Science,1982,16(1）:49.

[2]CHAWLA N,MURPHY T F,NARASIMHAN K S.Axial fatigue behavior of binder-treated versus diffusion alloyed powder metallurgy steels[J].Materials Science and Engineering(A）,2001,308:180-188.

[3]ABDOOS H,KHORSAND H,SHAHANI A R.Fatigue behavior of diffusion bonded powder metallurgy steel with heterogeneous microstructure[J].Materials and Design,2009,30:1026-1031.

[4]L I Shu-Xin,XUAN Fu-Zhen,TU Shan-Tung.Fatigue damage of stainless steel diffusion-bonded joints[J].Materials Science and Engineering,2008,A 480:125-129.

[5]李志強(qiáng),郭和平.超塑成形/擴(kuò)散連接技術(shù)的應(yīng)用與發(fā)展現(xiàn)狀[J].航空制造技術(shù),2010(8）:32-35.

[6]FRANKIN W L,WAITZ C R.Built-up low-cost advanced titanium structures(BLATS）.A80-35095.

[7]Kaibyshev O A.Advanced superplastic forming and diffusion bonding of titanium alloy[J].Materials Science and Technology,2006,22(3）:343-348.

[8]郭偉,趙熹華,宋敏霞.擴(kuò)散連接界面理論的現(xiàn)狀與發(fā)展[J].航天制造技術(shù),2004,5:36-39.

[9]HE P,FENG J C,ZHANG B G.Microstructure and strength of diffusion-bonded joints of TiAl base alloy to steel[J].Materials Characterization,2002,48:401-406.

[10]TUPPENA S J,BACHEA M R,VOICE W E.A fatigue assessment of dissimilar titanium alloy diffusion bonds[J].International Journal of Fatigue,2005,27:651-658.

[11]ANTONIO A M,DA SILVA A,JORGE F.et al.Strohaecker.An investigation of the fracture behaviour of diffusion-bonded Ti6Al4V/TiC/10p.[J].Composites Science and Technology,2006,66:2063-2068.

[12]王向明,劉文珽,等.鈦合金結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與應(yīng)用[M].北京:國防工業(yè)出版社,2010.

[13]周克印,徐來,林兆榮,等.TC4鈦板擴(kuò)散連接后的疲勞斷裂特性[J].機(jī)械強(qiáng)度.1998,20(2）:112-115.

[14]楊洪源.冷擠壓強(qiáng)化與鈦合金超塑成形/擴(kuò)散連接層合結(jié)構(gòu)疲勞特性研究[R].北京:北京航空航天大學(xué)博士后研究工作報(bào)告,2009.

Crack Growth Characteristic for Diffusion Bonded Laminates of TC4 Titanium Alloy with Localized No-Welded Area

HE Xiao-fan1, LIU Yan-mao1, LIU Wen-ting1, SUN Yan-peng2, WANG Xiang-ming2
(1.School of Aeronautical Science and Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China;2.Shenyang Aircraft Design and Research Institute,Shenyang 110035,China）

To research the crack growth characteristics of diffusion bonded laminates with localized no-welded region of TC4 titanium alloy,the fatigue tests for 8mm thick TC4 three-layer diffusion bonded laminates with localized φ 12mm and φ 15mm no-welded area were conducted under the constant amplitude fatigue stress of R=0.093 inserted with marker load of R=0.7.The crack growth(a,N）data were obtained by QF.The analysis on the failure surface shows the crack growth could be divided into three phases.The contrast on the da/dN-a curves of those coupons shows that the crack growth characteristic in the no-welded area has no difference,the crack growth rate of the φ 15mm no-welded area is lower than that of φ 12mm no-welded area in the welded boundary area.

titanium alloy;diffusion bonded;laminate;crack growth

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.5.015

V215.5;TG146.2

A

1005-5053(2011）05-0077-05

2011-03-10;

2011-05-31

航空基金(2010ZA51002）;973項(xiàng)目(613658）;中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金

賀小帆(1976—）,博士,講師,(E-mail）xfhe@buaa.edu.cn。