長(zhǎng)壽命高可靠是重大工程裝備的重要指標(biāo)，特別是以先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)和高鐵車軸為代表的關(guān)鍵部件，服役壽命內(nèi)承受了超過107甚至1010周次的循環(huán)載荷作用，進(jìn)入了超高周疲勞（即107周次以上的疲勞）研究范疇，這顛覆了傳統(tǒng)基于疲勞極限（對(duì)應(yīng)107周次）的疲勞強(qiáng)度與壽命設(shè)計(jì)理念，成為近年來疲勞研究的前沿和熱點(diǎn)。因此，揭示超高周疲勞的微觀機(jī)理和規(guī)律等科學(xué)問題，建立疲勞壽命與疲勞強(qiáng)度的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)模型，將具有重要的科學(xué)意義和工程應(yīng)用價(jià)值。

　　力學(xué)所非線性力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室微結(jié)構(gòu)計(jì)算力學(xué)課題組以航空發(fā)動(dòng)機(jī)用TC17鈦合金和增材TC4鈦合金為研究對(duì)象，揭示了疲勞載荷過程中形成的形變孿晶和納米晶是鈦合金超高周疲勞裂紋萌生和演化的重要因素（圖1），提出了鈦合金超高周疲勞裂紋萌生和初始擴(kuò)展機(jī)理（圖2）；通過巧妙的變幅加載設(shè)計(jì)，測(cè)得超高周疲勞裂紋萌生和初始擴(kuò)展區(qū)域的等效裂紋擴(kuò)展速率在10-13~10-11 m/cyc量級(jí)（圖3a和3b），進(jìn)而對(duì)超高周疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合（圖3c）。

　　圖1 TC17鈦合金掃描電子顯微鏡和電子背散射衍射觀測(cè)結(jié)果(σα=588 MPa, R=–1, Nf=1.4×108 cyc). a: 試樣局部區(qū)域掃描電子顯微鏡圖像. b-d: 分別是圖a中方框區(qū)域的反極圖、相圖以及母體晶粒和孿晶變體基面的施密特因子. e: 微裂紋附近掃描電子顯微鏡圖像. f-h: 分別是圖e中方框區(qū)域的反極圖、相圖以及母體晶粒和孿晶變體基面的施密特因子. 加載方向沿著紙面向上和向下。

　　圖2 鈦合金超高周疲勞裂紋萌生和初始擴(kuò)展機(jī)理示意圖. (i) 疲勞載荷過程中位錯(cuò)塞積引起的局部高應(yīng)力誘導(dǎo)孿晶、滑移或微裂紋的形成. (ii) 孿晶系統(tǒng)或位錯(cuò)之間的相互作用導(dǎo)致位錯(cuò)胞或位錯(cuò)墻的形成，進(jìn)而形成微尺度滑移帶和亞微米晶粒，最終形成納米晶粒; 然后，微裂紋沿著納米晶粒-粗晶粒界面或在納米晶粒區(qū)域內(nèi)形成. 此過程中，由于微結(jié)構(gòu)不均勻或變形不協(xié)調(diào)，微裂紋的形成也可以與晶粒細(xì)化無關(guān)，即微裂紋形成于α相團(tuán)簇、較大的α相或α-β界面. (iii) 微裂紋增長(zhǎng)或聯(lián)接，并在疲勞載荷過程中進(jìn)一步誘導(dǎo)晶粒細(xì)化或微裂紋的形成. (iv) 過程(iii)繼續(xù)，直到裂紋萌生和初始擴(kuò)展階段結(jié)束。

　　圖3 增材TC4鈦合金超高周疲勞裂紋萌生和初始擴(kuò)展速率與壽命預(yù)測(cè). a: 變幅加載下SEM照片(σα,H= 600 MPa, σα,L= 400 MPa, R=–1, σα,L下累積1.6×108周次). b: 裂紋萌生和初始擴(kuò)展區(qū)域(Fine Granular Area, FGA)內(nèi)等效裂紋擴(kuò)展速率與文獻(xiàn)中裂紋擴(kuò)展速率的比較. c: 不同應(yīng)力比下S–N數(shù)據(jù)以及R=–1下疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較。

　　研究發(fā)現(xiàn)，材料缺陷不僅會(huì)顯著降低鈦合金的疲勞性能，而且缺陷對(duì)高周和超高周疲勞行為的影響與其引入形式密切有關(guān)。對(duì)于材料內(nèi)部缺陷，高周和超高周疲勞S–N曲線呈現(xiàn)連續(xù)下降特征，而表面人工缺陷試樣S–N曲線具有平臺(tái)區(qū)特征（圖4）。原位顯微鏡觀測(cè)以及掃描電子顯微鏡和透射電子顯微鏡觀測(cè)表明，與內(nèi)部缺陷誘導(dǎo)的超高周疲勞失效不同，表面人工缺陷誘導(dǎo)的超高周疲勞未呈現(xiàn)伴隨納米晶粒形成的、緩慢的裂紋萌生和初始擴(kuò)展過程；一旦裂紋萌生，裂紋將快速增長(zhǎng)，試樣在很少周次內(nèi)發(fā)生失效（圖5）。認(rèn)為這種失效是疲勞載荷與時(shí)間相關(guān)過程（如水氣影響、氫的作用等）的協(xié)同作用所致。進(jìn)一步提出試樣幾何形狀和表面缺陷對(duì)鈦合金高周和超高周疲勞強(qiáng)度的影響模型。該模型不但能用于關(guān)聯(lián)缺陷對(duì)鈦合金疲勞強(qiáng)度的影響（圖6a），而且也有效用于文獻(xiàn)中缺陷（包括裂紋）對(duì)一些金屬材料高周疲勞強(qiáng)度的影響（圖6b-6f）。

　　圖4 缺陷引入形式和缺陷尺寸對(duì)疲勞性能的影響. (a) 缺陷引入形式對(duì)增材TC4疲勞性能影響. (b) 人工表面缺陷對(duì)TC17鈦合金疲勞性能影響. 實(shí)線表示雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)下線性擬合得到的中值S–N曲線。

　　圖5 含表面人工缺陷TC17鈦合金超高周疲勞原位顯微鏡觀測(cè)(σα=368 MPa, R=–1, Nf=1.95×107). 加載方向沿著紙面向上和向下。

　　圖6 缺陷對(duì)高周和超高周疲勞強(qiáng)度影響的模型結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較.

　　對(duì)幾種常用的應(yīng)力比對(duì)高周疲勞強(qiáng)度影響模型在超高周疲勞范疇的預(yù)測(cè)能力也進(jìn)行了對(duì)比研究。多種材料實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，Walker公式σα,R=σα,-1[(1–R)/2]γ相比Goodman公式σa,R=σα,-1[1–(σm/σb)]和Smith-Watson-Topper公式σa,R=σα,-1[(1–R)/2]1/2更好地預(yù)測(cè)應(yīng)力比對(duì)超高周疲勞強(qiáng)度的影響（圖7），其中σα,R和σα,-1分別是應(yīng)力比R和–1下的疲勞強(qiáng)度，σm和σb是平均應(yīng)力和拉伸強(qiáng)度，γ是材料參數(shù)。

　　圖7實(shí)驗(yàn)結(jié)果與不同模型預(yù)測(cè)結(jié)果的比較.

　　相關(guān)研究得到國家自然科學(xué)基金基礎(chǔ)科學(xué)中心“非線性力學(xué)的多尺度力學(xué)研究”項(xiàng)目(11988102)、國家自然科學(xué)基金重大研究計(jì)劃“航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫材料/先進(jìn)制造及故障診斷科學(xué)基礎(chǔ)”培育項(xiàng)目(91860112)等支持。部分研究結(jié)果是與北交大等合作完成，主要研究成果發(fā)表在Int. J. Fatigue 2023, 166: 107299; 2023, 167: 107331; 2022, 160: 106862; Eng. Fract. Mech. 2022, 259: 108136; 2022, 272: 108721; 2022, 276: 108940; J. Mater. Sci. Technol. 2022, 122: 128-140; Theor. Appl. Fract. Mech. 2022, 119: 103380。