TC17鈦合金是一種富含β穩(wěn)定元素的α+β型兩相鈦合金，名義成分為Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr，具有強(qiáng)度高、斷裂韌性好、淬透性好和鍛造溫度范圍寬等優(yōu)點(diǎn)，能夠滿足損傷容限設(shè)計(jì)需求，被廣泛地應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)盤、整體葉盤、鼓筒等關(guān)鍵轉(zhuǎn)動(dòng)件中。大量的航空零件失效分析結(jié)果表明，屬于疲勞失效的零件約占80%，對(duì)重要部件的疲勞壽命進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)與評(píng)估是保證航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行安全的關(guān)鍵。此外，實(shí)際構(gòu)件中往往存在諸多尺寸發(fā)生突變的部位，如凹槽、通氣孔、裝配螺栓孔等，這些幾何不連續(xù)部位往往存在著明顯的應(yīng)力集中，使裂紋的萌生概率和擴(kuò)展速率增大，對(duì)構(gòu)件的強(qiáng)度和壽命產(chǎn)生重大影響。目前，已對(duì)TC17鈦合金開(kāi)展了大量的疲勞性能研究，但大多數(shù)都是光滑試樣的疲勞性能試驗(yàn)，而少有TC17鈦合金圓形開(kāi)孔平板的疲勞性能試驗(yàn)。

　　來(lái)自中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司的彭霜、孫智君等研究人員對(duì)TC17鈦合金圓形開(kāi)孔平板試樣進(jìn)行低循環(huán)疲勞試驗(yàn)，獲得了不同應(yīng)力集中系數(shù)下開(kāi)孔特征的低循環(huán)疲勞數(shù)據(jù)。在室溫環(huán)境下，對(duì)兩種不同應(yīng)力集中系數(shù)下的TC17鈦合金圓形開(kāi)孔平板試樣進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，兩種試樣的應(yīng)力集中系數(shù)Kt分別為2.52和2.1，最大名義應(yīng)力分別為590，700MPa，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)ASTM E466-21《金屬材料 疲勞試驗(yàn)軸向力控制方法》，試驗(yàn)條件為軸向加載，應(yīng)力比為0.1，頻率為20Hz，波形為正弦波，終止條件為試樣完全斷裂。不同試樣的疲勞壽命分布如圖1所示，由圖1可知：對(duì)于Kt為2.52的試樣，其疲勞壽命存在1個(gè)數(shù)量級(jí)差異，但長(zhǎng)壽命與短壽命分布相對(duì)集中；對(duì)于Kt為2.1的試樣，短壽命試樣的疲勞壽命分布相對(duì)集中，長(zhǎng)壽命試樣的疲勞壽命分布較分散，長(zhǎng)壽命與短壽命試樣的疲勞壽命存在明顯差異；兩種不同規(guī)格試樣的實(shí)際應(yīng)力水平相當(dāng)，但二者疲勞壽命存在較大差異，Kt為2.52圓孔試樣的疲勞壽命較長(zhǎng)。研究人員對(duì)該批次試樣疲勞性能差異進(jìn)行了系統(tǒng)性分析，以期對(duì)后續(xù)開(kāi)孔平板疲勞試驗(yàn)的開(kāi)展具有一定的指導(dǎo)作用。

　　01.理化檢驗(yàn)

　　1.1 金相檢驗(yàn)

　　在整體葉盤外緣的試驗(yàn)環(huán)處截取疲勞試驗(yàn)板狀試樣，板狀試樣厚度為4mm，寬度為20mm，長(zhǎng)度為112mm，平行段長(zhǎng)度為14mm。Kt為2.52試樣的中心圓孔直徑為2mm，Kt 為2.1試樣的中心圓孔直徑為6mm，將中心圓孔線切割后，打磨圓孔表面，去除氧化層，以保證加工要求，并對(duì)孔邊進(jìn)行銳角倒圓。試樣材料為TC17鈦合金，橫、縱截面的顯微組織形貌如圖2所示，由圖2可知：其材料組織為β相+斷續(xù)晶界α相，組織均勻，未見(jiàn)冶金缺陷。

　　沿試樣圓孔的縱向切割，觀察孔內(nèi)壁及平板表面的加工質(zhì)量(見(jiàn)圖3)。由圖3可知：各試樣孔內(nèi)壁加工均勻性較差，存在較大的隨機(jī)性；部分試樣內(nèi)壁較光滑，可見(jiàn)多處加工刀痕缺口，但未見(jiàn)明顯機(jī)械加工變形層，試樣孔邊倒圓角處存在加工凸起或缺口，且部分試樣孔邊倒圓角附近可見(jiàn)嚴(yán)重機(jī)械加工變形層，厚度約為2μm。部分平板試樣加工表面可見(jiàn)缺口與嚴(yán)重變形層，較深的缺口深度約為14μm，變形層厚度最大約為19μm。試樣孔內(nèi)壁加工狀態(tài)較板材表面好，試樣板材表面變形層更厚，存在的加工缺口更深。鈦合金屬于缺口敏感型材料，孔內(nèi)壁加工缺口、孔邊倒圓角處損傷、機(jī)械加工產(chǎn)生的變形層等均會(huì)對(duì)疲勞裂紋的起源有促進(jìn)作用。

　　1.2 掃描電鏡(SEM)和能譜分析

　　采用掃描電鏡對(duì)TC17鈦合金疲勞試樣的斷口進(jìn)行觀察，采用光學(xué)顯微鏡對(duì)試樣組織、中心孔內(nèi)壁的完整性進(jìn)行觀察。

　　各試樣疲勞裂紋起源位置如表1所示，按照疲勞循環(huán)周次，將Kt為2.52的試樣從低往高依次排列，得到1# ~11#為較短壽命試樣，12#~25#為較長(zhǎng)壽命試樣，11#與12#試樣的疲勞壽命存在較大差異。對(duì)各試樣斷口進(jìn)行觀察，其微觀形貌如圖4所示。對(duì)于短壽命試樣：部分疲勞裂紋起源位置為圓孔上、下端面倒圓與孔內(nèi)壁轉(zhuǎn)接(即孔邊倒圓角)處，如2#，4#，5#，9#，11#試樣；部分疲勞裂紋起源位置為孔內(nèi)壁加工損傷處，如1#，3#，6#，7#，8#，10#試樣，其中8#試樣孔內(nèi)壁可見(jiàn)多條較深的橫向加工刀痕，裂紋起始于孔內(nèi)壁較深的加工刀痕處。對(duì)長(zhǎng)壽命試樣，裂紋均起源于孔內(nèi)壁亞表面，各裂紋源區(qū)與孔內(nèi)壁距離不一樣，最大距離為84μm。

　　按照疲勞壽命，將Kt=2.1的試樣從低到高依次排序，可見(jiàn)1#~21#試樣的疲勞壽命分布相對(duì)集中，且壽命較短，22#~28#試樣的疲勞壽命相對(duì)較長(zhǎng)，1#試樣與28#試樣的疲勞壽命差異較大。對(duì)Kt=2.1的疲勞試樣斷口進(jìn)行觀察，形貌如圖5所示。根據(jù)裂紋起源位置不同，可以將試樣分為以下4類：①裂紋起源于孔內(nèi)壁加工損傷處[見(jiàn)圖5a)]，大多數(shù)試樣的裂紋均起源于孔內(nèi)壁加工損傷處；②裂紋起源于孔邊倒圓角損傷處[見(jiàn)圖5b)]，9#，18#，19#，21#試樣的裂紋均起源于孔邊倒圓角損傷處；③裂紋起源于孔內(nèi)壁亞表面 [見(jiàn)圖5c)]，24#，26#，27#試樣的裂紋均起源于孔內(nèi)壁亞表面，裂紋源區(qū)與孔內(nèi)壁距離分別為88，69，97μm；④裂紋起源于圓孔附近表面加工損傷或砂粒嵌入位置，如17#，28#試樣裂紋起源于中心圓孔附近表面加工損傷處[見(jiàn)圖5d)~5e)]，源區(qū)附近平板表面可見(jiàn)明顯表面加工損傷[見(jiàn)圖5f)]，22#，25#試樣裂紋起源于板材試樣表面異物嵌入位置[見(jiàn)圖5g)]，源區(qū)附近平板表面可見(jiàn)明顯異物嵌入引起的損傷[見(jiàn)圖5h)]，同時(shí)對(duì)異物進(jìn)行能譜分析，表明異物主要含Al、O元素[見(jiàn)圖5i)~5j)]，為氧化鋁砂粒嵌入。對(duì)于壽命較短的試樣(1#~21#)，裂紋多數(shù)起源于孔內(nèi)壁加工損傷或孔邊倒圓角損傷處；對(duì)于壽命較長(zhǎng)的試樣(22#~28#)，裂紋多數(shù)起源于孔內(nèi)壁亞表面處或試樣表面(非孔內(nèi)壁)缺陷處。

　　1.3 粗糙度檢測(cè)

　　采用粗糙度檢測(cè)儀對(duì)試樣中心圓孔內(nèi)壁進(jìn)行粗糙度檢測(cè)，粗糙度是反映試樣表面質(zhì)量及表面微觀幾何誤差的一個(gè)重要標(biāo)準(zhǔn)，能夠?qū)崿F(xiàn)表面加工溝壑尺寸的定量表征，在外加載荷的作用下，溝壑底部會(huì)產(chǎn)生明顯的應(yīng)力集中，影響試樣的疲勞性能。分別選取Kt=2.52與Kt=2.1的試樣，對(duì)斷后試樣的中心圓孔內(nèi)壁進(jìn)行粗糙度檢測(cè)，檢測(cè)方向?yàn)橹行膱A孔軸向，檢測(cè)結(jié)果如圖6所示(圖中Rv為一個(gè)取樣長(zhǎng)度內(nèi)，最大的輪廓谷深；Rz為一個(gè)取樣長(zhǎng)度內(nèi)，最大輪廓峰高和最大輪廓谷深之和的高度)，各試樣內(nèi)壁Ra(一個(gè)取樣長(zhǎng)度內(nèi)，輪廓縱坐標(biāo)絕對(duì)值的算術(shù)平均值)均小于3.2μm，相較而言，Kt=2.1試樣孔內(nèi)壁的粗糙度控制較好，Kt=2.52個(gè)別試樣孔內(nèi)壁Rp(一個(gè)取樣長(zhǎng)度內(nèi)，最大的輪廓峰高)較高。各試樣疲勞壽命與內(nèi)壁粗糙度變化無(wú)明顯的線性關(guān)系，可能與試樣表面損傷隨機(jī)分布或表面殘余應(yīng)力作用等因素有關(guān)。

　　1.4 殘余應(yīng)力測(cè)試

　　采用X射線衍射技術(shù)測(cè)試試樣中心圓孔內(nèi)壁的軸向表面殘余應(yīng)力。

　　選取6個(gè)Kt=2.1的試樣，對(duì)疲勞試驗(yàn)斷后試樣中心圓孔內(nèi)壁表面進(jìn)行殘余應(yīng)力測(cè)試，測(cè)試應(yīng)力方向沿孔軸向，結(jié)果如圖7所示，各壽命不同的試樣表面均存在較大殘余壓應(yīng)力，但不同試樣的殘余壓應(yīng)力分散性較大，1#試樣表面殘余壓應(yīng)力絕對(duì)值高達(dá)318MPa，27#試樣表面殘余壓應(yīng)力絕對(duì)值為163MPa。已有研究表明，殘余壓應(yīng)力絕對(duì)值低于100MPa時(shí)，疲勞壽命接近表面無(wú)殘余應(yīng)力的試樣，隨著殘余壓應(yīng)力的增大，Nf/N0逐漸增大(Nf為試樣的疲勞壽命；N0為表面無(wú)殘余壓應(yīng)力試樣的平均壽命)，當(dāng)表面殘余壓應(yīng)力達(dá)到-400MPa時(shí)，疲勞壽命延長(zhǎng)100倍。殘余壓應(yīng)力作用導(dǎo)致試樣疲勞壽命延長(zhǎng)，但各試樣表面殘余壓應(yīng)力分布差異較大，對(duì)疲勞壽命的影響程度不一樣，導(dǎo)致疲勞壽命分散，故圓孔內(nèi)壁表面殘余壓應(yīng)力作用是導(dǎo)致試樣疲勞壽命差異較大的主要原因之一。從圖7可以看出：試樣孔內(nèi)壁殘余壓應(yīng)力與疲勞壽命并未表現(xiàn)出線性變化，可能與試樣孔內(nèi)壁表面損傷、表面粗糙度等有關(guān)，殘余壓應(yīng)力較大與表面粗糙度較小的試樣呈現(xiàn)出較長(zhǎng)的疲勞壽命。

　　02.綜合分析

　　Kt=2.52與Kt=2.1試樣的疲勞性能均表現(xiàn)出相同的趨勢(shì)：①短壽命試樣裂紋多起源于孔邊倒圓角損傷或孔內(nèi)壁加工損傷處，試樣各圓孔倒圓角加工狀態(tài)存在差異，部分孔邊倒圓角處存在金屬堆積或變形層，損傷導(dǎo)致材料性能弱化及應(yīng)力集中，孔邊倒圓角處表面狀態(tài)較差以及孔邊內(nèi)壁存在加工缺陷是造成試樣疲勞壽命短的主要原因，孔邊倒圓角以及孔內(nèi)壁加工表面狀態(tài)對(duì)疲勞性能影響較大；②對(duì)于Kt=2.5且壽命較長(zhǎng)的試樣，其裂紋均起源于孔內(nèi)壁亞表面，Kt=2.1試樣的裂紋起源于孔內(nèi)壁亞表面處或非孔內(nèi)壁缺陷處，表明試樣內(nèi)壁存在較大的殘余壓應(yīng)力。Kt=2.52且壽命較長(zhǎng)的14個(gè)試樣的裂紋均起源于孔壁亞表面，相較于Kt=2.1的試樣，其亞表面裂紋起源特征具有較高的一致性，表明Kt=2.52試樣圓孔內(nèi)壁普遍存在較高的殘余壓應(yīng)力；Kt=2.52試樣中心圓孔直徑小，加工難度大，在孔內(nèi)壁更容易形成殘余壓應(yīng)力，殘余壓應(yīng)力作用導(dǎo)致試樣疲勞壽命延長(zhǎng)，故相較Kt=2.1的試樣，孔內(nèi)壁存在較高的殘余壓應(yīng)力是導(dǎo)致Kt=2.52試樣疲勞壽命整體偏長(zhǎng)的原因之一。

　　將兩種不同規(guī)格試樣的疲勞壽命與裂紋起源位置進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，可以發(fā)現(xiàn)：裂紋起源于孔邊倒圓角損傷處與孔內(nèi)壁加工損傷處試樣的平均疲勞壽命明顯較低，低于整體平均值；裂紋起源于孔內(nèi)壁亞表面試樣的平均疲勞壽命最長(zhǎng)，裂紋起源于板狀試樣表面損傷處試樣的平均壽命稍短，表明板狀試樣表面缺陷也會(huì)降低試樣的疲勞性能。對(duì)于Kt=2.52的試樣，當(dāng)裂紋起源于孔邊倒圓角損傷或孔內(nèi)壁加工損傷處時(shí)，其疲勞壽命較整體平均值低約74%，當(dāng)裂紋起源于孔內(nèi)壁亞表面時(shí)，其疲勞壽命較整體平均值高約59%；對(duì)于Kt=2.1的試樣，當(dāng)裂紋起源于孔邊倒圓角損傷或孔內(nèi)壁加工損傷時(shí)，其疲勞壽命較整體平均值低約71%，當(dāng)裂紋起源于孔內(nèi)壁亞表面時(shí)，其疲勞壽命較整體平均值高約219%，當(dāng)裂紋起源于板狀試樣表面缺陷時(shí)，其疲勞壽命較整體平均值高約

　　134%。故孔內(nèi)壁加工缺陷、孔邊倒圓角損傷、板狀試樣表面加工缺陷均導(dǎo)致試樣疲勞性能弱化，孔內(nèi)壁較大的殘余壓應(yīng)力對(duì)疲勞性能有提升作用，試樣加工損傷、孔內(nèi)壁較大殘余壓應(yīng)力、殘余壓應(yīng)力較分散等原因造成了試樣疲勞性能存在較大差異。試樣疲勞性能與裂紋起源位置的統(tǒng)計(jì)分析結(jié)果如圖8所示。

　　疲勞性能數(shù)據(jù)受試樣表面狀態(tài)的影響，裂紋通常從表面萌生，當(dāng)表面存在損傷時(shí)，裂紋易由表面損傷處起始，疲勞性能會(huì)顯著下降且存在較大分散性，不能準(zhǔn)確表征材料的性能，因此，在設(shè)計(jì)試樣的加工工藝時(shí)，應(yīng)盡量避免試樣表面的加工損傷，消除表層加工硬化；另一方面,殘余壓應(yīng)力改變了表面裂紋萌生及裂紋擴(kuò)展的驅(qū)動(dòng)力，殘余壓應(yīng)力可提高疲勞性能。為了得到可靠的疲勞性能數(shù)據(jù)，減小數(shù)據(jù)分散性，必須嚴(yán)格控制試樣表面的殘余應(yīng)力，建議對(duì)TC17鈦合金圓形開(kāi)孔平板試樣進(jìn)行消除殘余壓應(yīng)力處理，以最大限度地減少表面殘余壓應(yīng)力對(duì)材料疲勞性能的影響。

　　03.結(jié)論

　　(1)對(duì)于Kt=2.52的板狀圓孔疲勞試樣，壽命較短試樣的裂紋多起源于孔邊倒圓角加工損傷處或內(nèi)壁加工損傷處，壽命較長(zhǎng)試樣的裂紋多起源于孔內(nèi)壁亞表面處。

　　(2)對(duì)于Kt=2.1的板狀圓孔疲勞試樣，壽命較短試樣的裂紋多起源于孔內(nèi)壁加工損傷或孔邊倒圓角加工損傷處，壽命較長(zhǎng)試樣裂紋起源于板狀試樣表面加工缺陷或孔內(nèi)壁亞表面處。

　　(3)試樣加工損傷、孔內(nèi)壁較大殘余壓應(yīng)力，以及殘余壓應(yīng)力較分散等幾方面因素造成試樣疲勞性能存在較大差異。