采用晶体塑性有限元方法研究973 K下Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的高周及超高周疲劳行为

《Progress in Natural Science: Materials International》：High-cycle and very-high-cycle fatigue behavior at 973?K of Ti-48Al-2Cr-2Nb alloy via crystal plasticity finite element method

　　曹西川|李凯迪|唐斌|赵天飞|李金山中国西安西北工业大学凝固加工国家重点实验室，邮编710072摘要基于晶体塑性有限元方法，研究了973 K下Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的高周疲劳与超高周疲劳行为。通过对比973 K下拉伸试验的实验结果与模拟结果来验证模型的可行性，进一步分析其疲劳行为并预测疲劳寿命。研究结果表明，拉伸断裂模式为解理与晶间断裂的混合形式，而疲劳断裂则表现为准解理与晶间断裂的混合模式。在973 K时，该合金的疲劳寿命随循环应力幅值的增加而降低，且未观察到明显的疲劳极限。在循环载荷作用下，米塞斯应力主要集中在变形差异较大的晶粒附近的晶界处，而塑性应变则集中在取向较软的晶粒内部。几何必需位错主要在晶界附近积累，其中螺旋位错起主导作用。本文引入了一种基于累积塑性应变（Pac）的疲劳指标参数FIP。在严重取向差 的晶界附近，Pac会迅速积累，由此预测的疲劳寿命误差在±2.0范围内。较高的循环应力水平会导致FIP值增大，从而使预测的疲劳寿命缩短。引言由于γ-TiAl合金密度低，且具有优异的疲劳强度、耐腐蚀性和抗蠕变性等性能，因此其在航空发动机中的耐热部件，如涡轮叶片、喷嘴或飞机蒙皮等方面具有广阔的应用前景[[1], [2], [3]]。化学成分和微观结构是影响材料性能的关键因素。由于工作环境条件苛刻，高温下的疲劳失效已成为TiAl合金部件的主要失效模式，尤其是在低压涡轮叶片中。因此，许多研究都致力于探讨TiAl合金的疲劳性能[[4], [5], [6], [7]]。作为工程材料，TiAl合金的设计目标是从107次循环的高周疲劳（HCF）逐步提高到108甚至109次循环的超高周疲劳（VHCF）[8]。考虑到其在室温下的加工性能以及高温下的使用性能，Ti-48Al-2Cr-2Nb合金有望成为一种优秀的耐高温结构材料[9]。在Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的不同微观结构中，裂纹起始点主要出现在等轴γ晶粒、α2/γ晶团边界或层状界面内[[10], [11], [12], [13]]。然而，目前仍有少数研究能够明确界定影响裂纹起始类型的因素，尤其是最常见的那种由γ晶粒解理断裂引发的裂纹起始。微观结构和服务温度是决定TiAl合金疲劳行为的主要因素[14]。唐等人研究了不同微观结构的Ti-(43 - 44)Al-4Nb-1Mo（TNM）合金在室温下的疲劳行为，发现细小的晶粒以及较高比例的等轴γ晶粒有助于提升疲劳强度[15]。此前已有大量研究探讨温度对TiAl合金疲劳强度的影响。Kumpfert等人指出，在1073 K下，完全层状微观结构的合金具有超过105次循环的更高疲劳强度[16]。同样，Balsone等人发现，TiAl合金在1073 K时的疲劳抗力最高，而在873 K时最低，同时他们还注意到，从室温到1073 K，疲劳裂纹扩展行为基本保持不变[17]。目前，由于实验数据分散且耗时较长，数值方法越来越多地被用于模拟循环变形行为以预测疲劳寿命。晶体塑性有限元（CPFE）方法从晶体金属系统的介观尺度行为出发，将相分布、晶粒尺寸和晶体取向等信息纳入模型中[18]。该方法已被广泛用于研究各种材料性能，包括耐高温性能[19]、织构演变[20]、蠕变[21]以及缺陷相互作用[22]。它还能有效预测具有不同微观结构的合金的疲劳寿命。例如，Cong等人利用CPFE方法研究了内部缺陷对耐候钢Q450NQR1疲劳行为的影响，他们的结果表明，空洞对晶粒累积塑性应变的影响比夹杂物更为显著[23]。Shen等人则基于背应力建立的储能密度模型，成功预测了Inconel718超级合金在高周疲劳和超高周疲劳条件下的裂纹起始位置[24]。Zhang等人运用CPFE方法研究了增材制造AlSi10Mg的制备方向对其疲劳性能的影响，他们发现当制备方向与加载轴线垂直时，该材料的疲劳性能最佳。此外，他们还得出结论，基于晶粒尺寸和累积塑性应变的FIP参数能够准确预测疲劳寿命[25]。本文通过CPFE模拟研究了973 K下Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的高周疲劳与超高周疲劳行为，旨在阐明γ晶粒解理对等轴γ-TiAl合金疲劳性能的影响以及其背后的疲劳机制。本文的其余部分结构如下：第2节详细介绍了包括试样制备以及高温拉伸试验和疲劳试验细节在内的研究方法。第3节阐述了晶体塑性本构模型以及参数标定的过程。第4节则对研究结果进行了全面分析并展开详细讨论。材料与试样在本研究中，所使用的材料为未经进一步处理的铸态Ti-48Al-2Cr-2Nb（原子百分比）合金。从铸锭上加工出一个直径为90毫米、高度为75毫米的圆柱形试样，然后在1573 K下进行两阶段轴向锻造，总变形量为50%。随后在1573 K下进行0.5小时的中间退火处理，之后在1173 K下进行8小时的锻造后退火处理，最后将材料在炉中冷却至室温。这样的热机械处理使得该合金的微观结构接近等轴形态。晶体塑性本构定律在本文中，晶体的塑性变形主要由位错滑移来实现。晶体塑性模型是在有限应变框架下建立起来的，整体变形梯度可分解为两个部分[[26], [27], [28]]，即F=Fe·Fp，其中Fe和Fp分别表示弹性变形梯度和塑性变形梯度。塑性速度梯度Lp可表示为Lp=F˙p·(Fp)?1=∑α=1Nγ˙αs0α?n0α，其中N为滑移系的数量；γ˙α为……疲劳裂纹起始机制的分析图8、图9和图10展示了高温疲劳条件下的断口形貌，分别说明了高周疲劳和超高周疲劳的裂纹起始机制。这两种类型的疲劳断裂均表现为解理与晶间断裂的混合模式。图8显示了经过1×105次循环后的疲劳断口表面的微观形貌，该表面相对较为粗糙。疲劳裂纹从试样表面的多个位置起始并向内部扩展。结论本文提出了一种包含动态硬化效应和GND密度演变的晶体塑性模型，并引入了FIP参数来研究973 K下Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的高周疲劳与超高周疲劳行为。本研究的结果可总结如下：（1）在较高应力水平下，973 K下Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的疲劳裂纹从试样表面起始并向内部扩展。随着循环应力幅值的降低，微裂纹逐渐从表面向……作者贡献说明曹西川：模型验证，原文撰写。李凯迪：概念设计，软件应用。唐斌：数据整理，文章审阅与编辑。赵天飞：资源提供，项目监督。李金山：资金筹集，项目管理。利益冲突声明作者声明不存在任何可能影响本文所述工作的已知财务利益或个人关系。致谢本研究得到了中国国家重大科技项目（2025ZD0618602）以及中国西北工业大学凝固加工国家重点实验室的研究经费支持（编号2025 - TS - 07）。作者还要感谢杭州嘉振超声技术有限公司提供的疲劳测试设备。