镍基单晶合金是现役先进航空发动机涡轮叶片的主要材料。高压涡轮叶片的典型振动频率为1 kHz ~ 10 kHz，服役时间100小时的循环周次为3×108~3×109，属于超高周疲劳范畴（寿命≥108）。目前已有的对国外典型二代镍基单晶合金的研究表明，在超高周疲劳范围内，单晶合金仍会发生疲劳断裂，且疲劳强度大幅下降，超高周疲劳成为涡轮叶片使用应当考虑的失效模式之一。目前缺乏对国产单晶合金的高温超高周疲劳研究，且单晶合金的超高周疲劳裂纹萌生机制尚不明晰。
因此，北京航空航天大学的赵子华副教授团队与莱斯特大学Bo Chen教授及北京航空材料研究所的许巍博士合作，系统地研究了典型国产二代镍基单晶合金DD6在典型工作温度（760 ℃、850 ℃及1000 ℃）和极限工作温度（1100 ℃）下的超高周疲劳性能和裂纹萌生、扩展机理，着重研究了裂纹从内部缺陷处和表面氧化处萌生的竞争关系，讨论了氧化、组织退化、再结晶等因素对DD6合金超高周疲劳行为的影响。该研究以题为“Transitionfrom internal to surface crack initiation of a single-crystal superalloy in the very-high-cycle fatigue regime at 1100 °C”发表在International Journal of Fatigue。
论文链接：
https://doi.org/10.1016/j.ijfatigue.2021.106343
研究表明，在典型工作温度下，DD6合金的超高周疲劳裂纹主要从单一内部缺陷（铸造孔洞或疏松）处萌生，沿{111}晶体学平面扩展，这种扩展方式被称为Stage I。而当DD6合金处于极限工作温度时，裂纹萌生位置从内部缺陷处转移到了表面，而且由原来的单源萌生转变为了多源萌生（图1右上角（b））。扩展路径变为与施加应力方向垂直的{001}平面，沿这个路径扩展的方式也被称为mode I（图1右上角（a））。
萌生位置的转变可以归因于1100 ℃下氧化与疲劳的交互作用（图1左下角）。内氧化区域γ′强化相退化，有利于微裂纹的萌生。疲劳裂纹萌生于发生严重内氧化之处，氧元素在超高周疲劳过程中可扩散到裂纹尖端，造成尖端动态脆化，又促进了疲劳裂纹的扩展。图1右下角显示，裂纹尖端附近γ′还发生了局部的筏化。此外研究表明再结晶并不会对DD6合金的超高周疲劳性能和裂纹萌生扩展机理产生影响。
图1所有温度下的超高周疲劳S-N数据图，1100 ℃下裂纹从表面萌生、沿{001}面扩展（mode I）及1100 ℃下的氧化与局部筏化情况汇总，红色箭头指出了除主要源区以外的多个裂纹萌生位置。（图片摘要：DOI：10.1016/j.ijfatigue.2021.106343）
图 2以示意图的方式，说明了超高周疲劳实验过程中裂纹由内部萌生转变为表面萌生的潜在机制。
图2描述超高周疲劳实验过程中裂纹由内部萌生转变为表面萌生的潜在机制的示意图：（a）富铝内氧化的形成；（b）氧化辅助疲劳裂纹萌生；（c）氧化与疲劳交互作用下裂纹扩展。（图11：DOI：10.1016/j.ijfatigue.2021.106343）
致谢：赵子华感谢国家自然科学基金(91860110)和国家科技重大专项(2017-IV-0012-0049,J2019-VI-0022)的资助。陈博感谢英国工程与物理科学研究委员会、EPSRC早期事业资助计划EP/R043973/1的资助。此外陈博感谢北京航空航天大学的宫声凯教授推动了此次合作。
本文来自微信公众号【材料科学与工程】，未经许可谢绝二次转载至其他网站，如需转载请联系微信公众号mse_material
本文版权归原作者所有，文章内容不代表平台观点或立场。如有关于文章内容、版权或其他问题请与我方联系，我方将在核实情况后对相关内容做删除或保留处理！