鎳基高溫合金GH4169鍛件棒材的力學性能

引言

由于GH4169高溫合金材料具有良好的抗疲勞、耐腐蝕性能以及良好的加工性能、焊接性能和組織穩定性[1-2],其在航空工業中的應用比較廣泛,在航空發動機中大量地被用于制造各種靜止件和轉動件，如盤件、機匣、軸、葉片等[3]。

當發動機工作時,高速旋轉的葉片會吸入硬物雜質。這些雜質會對葉片等旋轉結構造成小損傷，表現在宏觀上即為機械缺陷，如缺口和凹坑等，這樣會導致局部應力集中，實際工作中會引起航空發動機部件的疲勞破壞，表現為葉片等結構的高周疲勞失效[4-5] 。能準確地找到這些疲勞損傷，并預測發動機壽命，具有重要的實際應用價值。

由于GH4169的成分復雜，因此采用實驗法研究GH4169高溫合金及其缺口疲勞性能具有重要的工程意義[6-7] 。

1、 GH4169高溫合金靜拉伸試樣制備

該試驗材料由上海某公司提供。材料質量分數如表1所示。參考國標GB228金屬材料室溫拉伸試驗方法制備了 GH4169高溫合金靜拉伸試驗件如圖1所示。試驗件尺寸如圖2所示。靜拉伸試驗件厚度為2.8 mm。

2、靜拉伸結果

本實驗使用的液壓伺服材料試驗機型號為MTS793,整套試驗設備如圖3所示。主要包括載荷框架、控制器及ups電源、水冷控制系統界面以及液壓油源等。

為了得到GH4169高溫合金應力-應變曲線，進而得到材料的屈服強度和抗拉強度，共對GH4169高溫合金進行了兩次重復性靜拉伸試驗。拉伸結果如圖4所示。從圖中可以看岀兩根試驗件的應力-應變曲線重復性較好,這說明材料靜拉伸性能穩定，試驗數據真實有效。

拉伸后的斷裂結果如圖5所示。斷裂位置在試驗件中部，有頸縮現象，試驗有效。

由實驗所得到的GH4169靜拉伸材料特性如表2所示。這個數據結果可以為GH4169疲勞壽命試驗奠定基礎。

3、疲勞試驗及結果

在靜拉伸試驗基礎上進行GH4169高溫合金光滑件和缺口件的疲勞壽命試驗。對光滑試驗件加載級分別為抗拉強度的55%、60%、64%、70%和75%,共5個等級,對應應力分別為 701.25 MPa、765 MPa、817.7 MPa、892.5 MPa和956.25 MPao以名義應力對缺口件進行加載。加載的總名義應力為547.21 MPao加載級別為總名義應力的60%、70%和81%。對應的加載應力分別為328.3 MPa,383.0 MPa和443.2 MPa,應力比為0.1,波形為正弦波，加載頻率為10Hz。試驗時按設定的循環載荷加載,直至試件斷裂，記錄每個試驗件的疲勞壽命。

圖6為GH4169高溫合金光滑件及其斷裂位置。圖7為GH4169缺口件及其斷裂位置。可以看岀，斷裂位置在光滑試驗件平行段和缺口試驗件缺口處。證明數據有效。

表3和表4分別列岀了 GH4169光滑件和GH4169缺口件疲勞斷裂數據。隨著應力增加，試驗件疲勞壽命減小。同一載荷級下，疲勞壽命具有分散性。

所選取的載荷范圍內，疲勞試驗件的疲勞壽命都集中在104~106之間，處于中長壽命范圍內。通過擬合，分別得到光滑件和缺口件的應力-壽命曲線如圖8和圖9所示。從圖中可以看岀，在壽命相同情況下，光滑件的應力大于缺口件應力。

根據擬合結果，得到GH4169高溫合金光滑件應力-壽命方程為

根據擬合結果，得到GH4169高溫合金缺口件應力-壽命方程為

根據缺口疲勞系數定義,定義式為

式中:Sf為光滑件疲勞極限;Sf,為缺口件疲勞極限。

缺口疲勞系數是＞1的。缺口疲勞系數越大,疲勞壽命越短。對于本次研究，試驗壽命選取范圍為104~106,所以選取壽命為106對應的應力為本次研究的疲勞極限。代入式(1)求得光滑件的極限強度為473 MPa。代入式(2)得到缺口件極限強度為267MPa。所以缺口系數為1.772。

4、結語

通過本次實驗研究,可以總結如下幾點：

1) 本文設計GH4169高溫合金靜拉伸試驗件,當試驗件受到拉伸載荷作用時，試驗件中心發生局部頸縮屈服，隨著載荷繼續增大，屈服區域逐漸擴大，最后從頸縮部位開始岀現裂紋直至斷裂，但是總體頸縮現象不太明顯。通過試驗數據獲得接頭的抗拉強度約為1275 MPa。

2) 本文在GH4169高溫合金靜強度試驗的基礎上，開展了 GH4169高溫合金光滑件和缺口件的疲勞性能研究，建立了應力比R = 0.1下的應力-壽命曲線。

3) 通過對光滑件應力壽命方程和缺口應力壽命方程比較、計算，得岀了高溫合金缺口疲勞系數Kf = 1.772。

參考文獻：

[1] BELAN J. The fractography analysis of IN 718 alloy after fatiguetest[ J]. Key Engineering Materia1s,2014,635 ：9-12.

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[4] KONeCn A R, NICOLETTO G, RIVA E. Notch fatigue behavior of Inconel 718 produced by selective laser melting[ J] . Procedia Structural Integrity, 2019,17 : 138-145.

[5] 李德勇，姚衛星.缺口件振動疲勞壽命分析的名義應力法[J].航空學報，2011, 32(11) ：2036-2041.

[6] 萬宏強，高剛，丁鋒.基于貝葉斯評估的航空發動機渦輪盤疲勞壽命可靠性研究[J].機械制造與自動化,2016,45(5) ： 13-15.

[7] 杜兆偉.鎳基高溫合金GH4169電解-磁力復合研磨加工試驗研究[D].鞍山：遼寧科技大學,2016.

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