鈦合金因具有密度低、比強度高、耐蝕性好、導熱系數小、無毒無磁性等特性，廣泛應用于飛機和飛機發動機結構，但是，飛機運行環境非常復雜，其結構需要經受較嚴酷的高溫環境和疲勞載荷，容易造成疲勞失效進而引發災難性后果，其高溫疲勞裂紋擴展性能受到極大關注[1]，為此，國內外開展了大量的航空金屬材料的高溫裂紋擴展性能方面的研究。吳歡等[2]通過試驗研究了高溫對Ti40裂紋擴展性能的影響，結果表明，隨著溫度的升高，材料的裂紋擴展速率增加。Ding等[3]試驗研究了高溫對Ti-6Al-4V疲勞門檻值的影響，結果表明，高溫加速了裂紋擴展的過程，但對裂紋擴展門檻值并無明顯影響。ＺＨＡＮＧAlｉ等[4]、彭小娜等[5]、Ｐｉｌｃｈａｋ等[6]分別對Ti60Ａ、TC4-DT、Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo-0.1Si進行了疲勞斷口分析，研究了高溫環境對裂紋擴展過程的影響及其微觀機制，結果表明，裂紋萌生于晶界、微孔等位置，隨著溫度的升高，裂紋擴展斷面表面粗糙度增加，甚至會引起斷裂模式從韌性微孔特征向晶界脆性特征變化。然而，黃新躍等[7]、Ｐｒａｓａｄ等[8]、Ｍｅｒｃｅｒ等[9]分別對TC11、TiｍｅｔAl834、鈦鋁合金進行的高溫裂紋擴展研究表明，裂紋擴展速率不一定隨著溫度的升高而增加，甚至出現交叉與反轉現象，可見溫度對金屬材料疲勞裂紋擴展性能的影響相當復雜。此外，金屬材料的疲勞裂紋擴展性能還受到頻率[10-11]、應力比[12-13]、組織形態[14-15]、熱處理狀態[16]、腐蝕環境[17-18]等多種因素的影響。由此可見，高溫與載荷聯合作用對裂紋擴展性能及損傷機理的影響尚待進一步認識。

為此，本文以4種典型鈦合金材料TC18、TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI作為研究對象，進行了室溫（25℃）和高溫（250℃）下的恒幅裂紋擴展試驗，通過試驗數據對比和斷口SEM分析，研究了高溫對航空鈦合金材料疲勞裂紋擴展性能的影響機制，為工程應用提供參考。

1、裂紋擴展試驗

為了測定航空鈦合金材料的裂紋擴展性能，制備了4種鈦合金材料（TC18、TC21、TC4-DT、6Al-4V/ELI）的標準Ｍ（Ｔ）試樣，試樣取向與加載方向一致，材料的性能如表1所示（式中Ｅ為彈性模量，σｂ為強度極限，σｓ為屈服極限，δ為延伸率），其幾何形狀和設計尺寸如圖1所示，其中長為300mm，寬為75mm，厚為5mm，兩端各有4個直徑為15mm的加載孔和1個直徑為14mm的定位孔，中心處有1個直徑為2mm的孔，孔的兩側通過線切割加工出長度為8mm的初始切口，并做表面拋光處理。

按照美國材料與實驗協會（ASTM）標準試驗方法[19]，裂紋擴展試驗在ＭＴＳ-880-100ｋＮ疲勞試驗機上進行（如圖2所示），試驗采用恒幅加載方法，應力比Ｒ＝-1，加載波形為正弦波，加載頻率為ｆ＝10Ｈｚ。試驗溫度分別為室溫25℃和高溫250℃，高溫由ＳＤＧＤＹＤ-180/＋350高低溫環境試驗箱（溫度波動不超過2℃）控制。試驗過程中，采用ＷＺＨＤ0850裂紋測量系統（測量精度為0.01mm）觀測裂紋長度。

在試樣夾持好后，對環境箱升溫，達到試驗指定溫度。在保溫30min之后，開始進行裂紋擴展試驗，使用較大載荷，預制裂紋長度為1～2mm，然后，逐級降載直至裂紋擴展速率達到10^-5mm/ｃｙｃｌｅ左右，記錄試驗載荷，然后，保持該載荷繼續進行試驗，裂紋長度每增加0.3～0.5mm，停機測量裂紋擴展長度ａ及其相應循環次數Ｎ，直至試樣最終斷裂。試驗結果如圖3所示，圖中aav表示ａ的平均值，從圖3中可以看出，隨著循環次數Ｎ的增加，試樣的裂紋擴展長度不斷增加，同時，裂紋擴展曲線的斜率越來越大，說明裂紋擴展速率越來越快。

2、斷口SEM分析

為了探究溫度和載荷對航空鈦合金材料裂紋擴展過程微觀機制的影響，在裂紋擴展試驗完成后，從裂紋擴展試樣上切得斷口縱切片（如圖4所示），并利用JSM-6010LA型掃描電鏡對斷口形貌進行觀測并記錄，揭示其失效模式和損傷機理（如圖5所示）。

從圖4中可以看出，溫度的改變對鈦合金材料的表面顏色的變化有很大影響，250℃下4種鈦合金裂紋擴展斷口均呈現淺黃色。鈦合金在溫度小于500℃時，合金表面的鈦與空氣中的氧容易發生化學反應，生成一層穩定的氧化物附著在裂紋表面，可以阻止氧向基體內部的擴散，從而，阻止鈦的進一步氧化。根據鈦合金表面氧化色，可以判斷其氧化程度，氧化色逐漸變淡揭示了裂紋擴展的大致路徑[20]。

從圖5中可以看出，相同環境下，4種鈦合金材料裂紋穩定擴展階段的斷口形貌并沒有本質差異：①室溫環境下4種鈦合金的疲勞條帶均呈現明顯的晶體學特征，這是由于室溫下材料的脆性比較明顯，晶界處位錯阻力較大，裂紋沿著尖端附近不同的晶面擴展，平直的疲勞條帶被臺階切割，生成大量的具有破碎小刻面的晶體學特征（見圖5（ａ）、圖5（ｂ）、圖5（ｃ）和圖5（ｄ））；②隨著溫度的升高，4種鈦合金材料的韌性均得到增強，同時裂紋表面被空氣氧化，生成的氧化產物附著在斷口表面，使得疲勞條帶的脈絡扁平模糊（見圖5（ｅ）、圖5（ｆ）、圖5（ｇ）和圖5（ｈ））；③高溫環境下，晶界處的高溫氧化作用使得晶界脆化，減弱了結合力，加速了裂紋形核，促進滑移的發生，加快裂紋擴展的進程[21]，而隨著溫度的升高，材料的晶粒取向越發不規則，由于裂紋尖端較強的應力集中作用，高溫下大量二次裂紋出現且疲勞條帶短促不連續（見圖5（ｅ）、圖5（ｆ）、圖5（ｇ）和圖5（ｈ）），這使得斷面表面粗糙度增加，二次裂紋的分支作用釋放了裂紋尖端的能量，有助于提高韌性，強化了裂紋閉合效應，進而有利于減緩裂紋擴展速率，這與文獻[22]的研究結果相吻合。

3、數據分析與討論

根據ASTM試驗方法[19]，采用割線法，計算如圖3所示的ａ-Ｎ曲線上相鄰兩個數據點的直線斜率（ｄａ/ｄＮ）ｉ及相應的應力強度因子幅值ΔＫｉ，即

式中ΔＰｉ為載荷幅值；Ｂ為試驗件厚度；Ｗ為試樣寬度；α為考慮有限板寬的修正系數α＝2ａ/Ｗ。利用式（1）和式（2），計算得到的[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]數據如圖6所示。采用Ｐａｒｉｓ公式，對[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]數據進行擬合，即

式中Ｃ和ｍ均為材料常數；ΔＫ為應力強度因子變程。利用式（3），計算得到擬合直線的系數Ｃ和ｍ的值及標準差σ如表2所示，擬合曲線如圖6所示，從表2和圖6可以看出，Ｐａｒｉｓ公式擬合精度良好，反映裂紋擴展數據遵循Ｐａｒｉｓ模型。

根據表2中擬合得到的Ｃ和ｍ值，可以獲得高溫相對于室溫的Ｃ和ｍ變化率，即

式中Ｃｔ和ｍｔ分別為高溫250℃下的Ｃ和ｍ值；Ｃｒｔ和ｍｒｔ分別為室溫25℃下的Ｃ和ｍ值。利用式（4）和式（5），計算得到材料參數的變化率γＣ和γｍ如表3所示。

從圖6和表2、表3的處理結果可以看出：

①在裂紋穩定擴展區（1×10^-5～1×10^-3mm/ｃｙｃｌｅ）范圍內，裂紋擴展速率ｄａ/ｄＮ均隨著應力強度因子幅值ΔＫ的增加而加快，數據點[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]在雙對數坐標下與擬合曲線的相關系數值均在0.9以上（見表2），呈現出良好的線性擬合關系，這說明鈦合金材料在高溫下ｄａ/ｄＮ與ΔＫ之間仍然服從Ｐａｒｉｓ公式規律，利用該公式可以較好的表征鈦合金材料的高溫裂紋擴展性能；②相同應力強度因子幅值ΔＫ下，不同溫度下不同材料裂紋擴展速率之間存在很大的差異性，說明高溫對材料的疲勞裂紋擴展性能的影響很復雜，其中，TC18鈦合金250℃下的裂紋擴展速率略快于室溫下（見圖6（ａ）），兩種溫度下的Ｃ和ｍ相差不大，溫度的變化對該材料的裂紋擴展性能影響不大；TC21鈦合金250℃下的裂紋擴展速率明顯慢于室溫下（見圖6（ｂ）），室溫下的Ｃ值基本是高溫下的10倍，兩者相差一個數量級，ｍ值隨著溫度的升高而變大；TC4-DT鈦合金在低ΔＫ下，250℃下的裂紋擴展速率慢于室溫條件下，而在高ΔＫ下，情況恰恰相反，即存在一個轉捩的應力強度因子幅值，該值約為50ＭＰａ·ｍ0.5（見圖6（ｃ）），室溫下的Ｃ值基本是高溫下的數倍，兩者相差約半個數量級，ｍ值隨著溫度的升高而稍變大，經計算可得相交的ΔＫ＝50.47ＭＰａ·ｍ0.5，與觀察結果相符；Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ鈦合金250℃下的裂紋擴展速率要慢于室溫下（見圖6（ｄ）），室溫下的Ｃ值基本是高溫下的約2倍，ｍ值隨著溫度的升高而稍變大；③裂紋擴展阻力系數Ｃ在1.41×10^-8和9.65×10^-12之間變化（見表2），與室溫相比，高溫系數Ｃ的對數值中TC18降低2.2％，另外3種材料增大3.2％～11.2％，而裂紋擴展指數ｍ值在2.49～4.27之間變化，與室溫相比，TC18的系數ｍ減小5.3％，其他材料增加3.4％～16.5％（見表3），這充分說明溫度對不同鈦合金材料的疲勞裂紋擴展性能的影響效果不盡相同，甚至出現交叉現象。

為了便于比較不同鈦合金材料之間的裂紋擴展性能，將同種溫度下的4種材料的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲線繪制于同一坐標系下，如圖7所示。室溫25℃下，TC18和TC21的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲線比較接近，TC4-DT和Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲線基本重合，TC18和TC21在低ΔＫ下的裂紋擴展速率明顯快于TC4-DT和Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ，隨著ΔＫ的增大，差異性逐漸減?。ㄒ妶D7（ａ））。

高溫250℃下，3種鈦合金材料TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲線比較接近，在低ΔＫ下的裂紋擴展速率明顯慢于TC18，隨著ΔＫ的增大，差異性逐漸減?。ㄒ妶D7（ｂ）），這恰恰和表3中4種材料的Ｃ和ｍ值的變化規律相一致。

4、結論

本文試驗測定了TC18、TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI等4種鈦合金材料在25℃和250℃下的疲勞裂紋擴展性能，并進行了性能對比和SEM分析，得出了如下結論：

1）在裂紋穩定擴展階段，高溫下鈦合金材料的da/dＮ與ΔＫ之間的關系仍然服從Ｐａｒｉｓ公式，不同溫度下的系數值Ｃ和ｍ可以很好地反映出da/dＮ-ΔＫ曲線的變化。

2）溫度變化對TC18裂紋擴展性能影響不大，隨著溫度的升高，和室溫下的裂紋擴展速率相比，在相同的ΔＫ下，TC21和Ti-6Al-4V/ELI的裂紋擴展速率變慢，而TC4-DT伴隨著ΔＫ的增大，其速率經歷了先變快后變慢的過程，這說明溫度和載荷對鈦合金裂紋擴展過程存在著交互作用。

3）無論室溫還是高溫，在4種航空鈦合金中，TC18的裂紋擴展速率均是最快，室溫下TC21相比TC18略慢，但快于TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI，而在高溫250℃下，TC21和TC4-DT、Ti-6Al-4V/ELI的裂紋擴展速率較為接近，性能相當。

4）SEM分析表明，溫度升高導致鈦合金疲勞斷口的表面粗糙度增加，高溫下疲勞裂紋短促不連續并出現大量二次裂紋，同時氧化作用改變了高溫斷口的顏色，使之呈現出淺黃色；氧化作用加速裂紋成核，促進滑移的產生，加快裂紋擴展的進程，而斷面表面粗糙度強化了裂紋閉合效應，有利于減緩裂紋擴展速率，鈦合金裂紋擴展的進程受到閉合與氧化共同作用的影響，不同溫度下鈦合金材料裂紋擴展速率的變化取決于裂紋閉合和氧化作用之間的耦合效果。

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