引言

航空發(fā)動機壓氣機葉片性能直接影響發(fā)動機整體可靠性。鈦合金憑借比強度高、耐腐蝕性強、熱穩(wěn)定性好等特點成為理想葉片材料。由于發(fā)動機向大推重比、長壽命方向發(fā)展，對葉片提出了更嚴格的要求。TC4、TC11、TC17三種典型鈦合金因微觀組織特征各異，在壓氣機不同級別葉片表現(xiàn)出獨特優(yōu)勢。通過系統(tǒng)實驗手段揭示鈦合金葉片服役行為規(guī)律，闡明失效機理，為材料優(yōu)化提供依據(jù)。

1、鈦合金材料特性

鈦合金材料作為航空發(fā)動機壓氣機葉片制造的理想材料，具有密度小、比強度大、抗疲勞性能優(yōu)時效4異等顯著特點。α型鈦合金因室溫下抗拉強度達到950MPa、斷裂韌性達到65MPa·m1/2，滿足壓氣機葉片承受高頻振動負荷需求。近a型鈦合金在600℃高溫環(huán)境下表現(xiàn)出良好的綜合性能，抗蠕變性能高于純α型鈦合金20%，已廣泛應用于壓氣機中高壓級葉片制造。α+β型鈦合金因兼具α相高溫穩(wěn)定性與β相韌性優(yōu)勢，其斷裂延伸率超過12%，在壓氣機前幾級葉片應用效果突出[1]。新型α+β型鈦合金通過調(diào)控α相體積分數(shù)，使高溫持久強度提升至740MPa，顯著改善了葉片抗蠕變性能。鈦合金優(yōu)異的耐腐蝕性體現(xiàn)在表面致密氧化膜對基體金屬起保護作用，使葉片在潮濕含鹽環(huán)境下保持穩(wěn)定服役狀態(tài)。鈦合金導熱系數(shù)低、熱膨脹系數(shù)小，確保了壓氣機葉片在瞬態(tài)工況下尺寸的穩(wěn)定性。通過調(diào)控熱處理工藝參數(shù)，優(yōu)化晶粒尺寸分布，細化組織，進一步提升材料疲勞強度極限。

2、壓氣機葉片用鈦合金力學性能測試

2.1試驗材料與方法

試驗選取TC4、TC11、TC17三種典型鈦合金開展力學性能測試，樣品尺寸按照GB/T228.1-2021要求加工。采用真空熱處理爐對試樣進行固溶處理，TC4鈦合金在920℃保溫2h，TC11鈦合金在955保溫1.5h，TC17鈦合金在850℃保溫1h。為獲得理想的組織性能，對試樣進行時效處理，TC4在550℃，TC11在620℃時效2h，時效4h，TC11在620℃時效2h，TC17在520℃時效8h。試驗裝置選用MTS809材料試驗機，配備高溫爐實現(xiàn)恒溫加熱。拉伸試驗在室溫下進行，加載速率設定為2mm/min。疲勞試驗采用軸向加載方式，應力比為0.1，加載頻率為80Hz。高溫力學性能測試溫度設定在400℃、500℃、600℃三個溫度點，升溫速率控制在5℃/min，達到設定溫度后保溫30min開始加載。顯微組織觀察采用蝕刻液配方為2%氫氟酸、4%硝酸、94%水，蝕刻時間控制在25s。借助掃描電鏡觀察試樣斷口形貌特征。

2.2靜態(tài)力學性能分析

三種鈦合金室溫拉伸試驗結(jié)果顯示各具特色。TC4鈦合金抗拉強度達到980MPa，屈服強度為920MPa，伸長率為15%，斷面收縮率為45%，表現(xiàn)出優(yōu)異塑性;TC11鈦合金抗拉強度達到1050MPa，屈服強度為990MPa，伸長率為12%，斷面收縮率為35%，強度水平最高;TC17鈦合金抗拉強度為1020MPa，屈服強度為960MPa，伸長率為13%，斷面收縮率為38%，綜合性能良好。

金相組織分析發(fā)現(xiàn)，TC4呈等軸α相基體，分布少量針狀α相，晶粒度均勻;TC11組織由等軸初生α相、針狀轉(zhuǎn)變α相構(gòu)成，基體呈板條α組織;TC17組織則由大量等軸α相、彌散分布β相組成。通過斷口分析，三種鈦合金均呈現(xiàn)韌性斷裂特征，TC4斷口呈典型韌窩形貌，TC11斷口存在少量解理面，TC17斷口韌窩尺寸較大，分布均勻。

2.3疲勞性能測試

疲勞試驗獲得三種鈦合金S-N曲線特征(圖1)。

TC4鈦合金在107循環(huán)次數(shù)下疲勞極限為520MPa，裂紋萌生位置多位于表面缺陷處;TC11鈦合金疲勞極限達到580MPa，裂紋源區(qū)呈放射狀紋路特征;TC17鈦合金疲勞極限為550MPa，斷口形貌顯示裂紋擴展區(qū)疲勞條帶清晰。

應力幅值對疲勞壽命影響顯著，當應力幅值由疲勞極限提高至650MPa時，TC4壽命降低至2.5x105次，TC11降至3.2x105次，TC17降至2.8x105次。

掃描電鏡觀察裂紋擴展路徑，發(fā)現(xiàn)TC4沿α相晶界擴展;TC11裂紋多沿針狀α相方向擴展;TC17因基體組織細小均勻，裂紋擴展路徑較短。

循環(huán)載荷作用下，TC4表層出現(xiàn)疲勞滑移帶;TC11針狀組織發(fā)生彎曲變形;TC17位錯密度增加明顯。

2.4高溫力學性能評估

高溫拉伸試驗顯示溫度對鈦合金力學性能影響顯著。TC4鈦合金在400℃時抗拉強度降至850MPa，500℃時降至780MPa，600℃時降至680MPa，塑性隨溫度升高而提高;TC11鈦合金表現(xiàn)出較好的高溫強度，400℃時保持在920MPa，500℃時降至850MPa，600℃時仍有750MPa，源于其針狀組織熱穩(wěn)定性好;TC17鈦合金高溫性能最為優(yōu)異，400℃時強度為900MPa，500℃時為840MPa，600℃時為780MPa，且塑性損失較小。

高溫蠕變試驗表明，在550℃、400MPa應力水平下100h蠕變應變TC4為0.3%，TC11為0.25%，TC17最低僅為0.2%。

組織觀察發(fā)現(xiàn)，TC4高溫下α相長大明顯;TC11針狀組織發(fā)生粗化;TC17由于β相彌散分布抑制了晶粒長大，組織保持穩(wěn)定。

3、鈦合金微觀組織研究

3.1金相組織觀察

壓氣機葉片用TC4、TC11、TC17三種鈦合金經(jīng)固溶時效處理后顯現(xiàn)不同組織特征。TC4鈦合金組織由等軸α相基體構(gòu)成，晶粒尺寸分布在15~20μm，基體中存在少量針狀α相，長度約30~40μm;TC11鈦合金呈針狀轉(zhuǎn)變α相基體，針狀α相長度達50~60μm，寬度2~3μm，形成交織網(wǎng)絡結(jié)構(gòu)2];TC17鈦合金由等軸α相、彌散分布β相組成，α相晶粒尺寸10~15μm，β相呈點狀分布于晶界處，尺寸1~2μm。三種鈦合金經(jīng)優(yōu)化熱處理，組織形態(tài)穩(wěn)定，晶粒取向合理。

3.2相組成分析

通過X射線衍射測試分析三種鈦合金相組成特征(圖2)。

TC4鈦合金主要由α相構(gòu)成，α相衍射峰強度占主導地位，β相含量約為8%，α相晶格參數(shù)測定為a=0.295nm，c=0.468nm;TC11鈦合金中α相含量略低，約為85%，β相含量提高至15%，α相以針狀組織形態(tài)存在，基體中殘余β相分布較為均勻;TC17鈦合金中α相含量降至75%，β相含量提高到25%，β相穩(wěn)定性較好。

能譜分析顯示，TC4中主要合金元素鋁含量為6.2%，釩含量為4.1%;TC11中鋁含量為6.5%，鈦含量為3.5%，鋯含量為1.5%;TC17中鋁含量為5.2%，錫含量為2.0%，鋯含量為2.0%。不同合金元素配比導致三種鈦合金相組成差異，進而影響其性能表現(xiàn)。電子探針分析表明，合金元素在α相、β相中呈現(xiàn)不同的分配規(guī)律。

3.3斷口形貌特征

拉伸試樣斷口形貌分析揭示三種鈦合金斷裂機制差異。TC4鈦合金斷口整體呈現(xiàn)韌性斷裂特征，形成大量等軸韌窩，深度均勻，尺寸分布在5~8μm范圍，韌窩邊緣光滑，局部區(qū)域存在撕裂棱;TC11鈦合金斷口形貌受針狀組織影響明顯，韌窩形狀呈帶狀分布，長徑達12μm，短徑約4μm，部分區(qū)域出現(xiàn)解理臺階，反映斷裂過程存在準解理特征;TC17鈦合金斷口韌窩形態(tài)規(guī)則，尺寸分布均勻，直徑約6μm，韌窩內(nèi)壁光滑，局部區(qū)域可見第二相顆粒，斷裂路徑規(guī)則[3]。

疲勞斷口觀察顯示，TC4疲勞裂紋起源于表面微缺陷;TC11裂紋萌生處見放射狀條紋;TC17斷口面較為平整，疲勞條帶清晰可見。高溫斷口分析表明，隨溫度升高，韌窩尺寸增大，邊緣圓化明顯，顯示材料塑性增強。

3.4組織與性能關(guān)系

微觀組織特征對鈦合金力學性能影響顯著。TC4中等軸α相晶粒分布均勻，強度源于晶粒細化強化，塑性源于晶界滑移變形，高溫下α相長大導致強度降低;TC11針狀α相組織形成位錯運動阻礙，提高了材料強度，針狀組織熱穩(wěn)定性好使高溫強度保持較高水平，但塑性低于TC4;TC17細小均勻α相提供基礎(chǔ)強度，彌散分布β相起釘扎作用，阻礙位錯運動，改善了高溫性能，組織穩(wěn)定性最好。

疲勞性能受組織影響表現(xiàn):TC4等軸晶疲勞裂紋沿晶界擴展;TC11針狀組織導致裂紋沿α片層擴展;TC17細晶組織使裂紋擴展路徑迂回，提高了疲勞壽命。

高溫持久性能差異源于組織演變規(guī)律:TC4高溫組織粗化速率快;TC11針狀組織粗化較慢;TC17彌散β相抑制晶粒長大，性能衰減最小。

4、鈦合金在壓氣機葉片中的應用評價

4.1服役性能分析

航空發(fā)動機壓氣機葉片服役環(huán)境復雜，溫度變化范圍寬，應力譜特征多樣[4]。TC4鈦合金制造的前級葉片服役溫度低于450℃時表現(xiàn)穩(wěn)定，葉片根部抗拉強度保持950MPa水平，葉身部位疲勞強度達500MPa;TC11鈦合金應用于中壓級葉片，工作溫度達500℃時，葉片根部抗拉強度降至880MPa，葉身疲勞強度維持470MPa;TC17鈦合金在高壓級葉片550℃服役環(huán)境下性能優(yōu)異，葉片根部抗拉強度達850MPa，葉身疲勞強度保持450MPa。壓氣機葉片表面氧化膜完整性監(jiān)測顯示，TC17抗氧化性最強，TC11次之，TC4表面出現(xiàn)輕微氧化。

4.2失效機理研究

壓氣機葉片典型失效形式包括疲勞斷裂、蠕變變形、氧化損傷。TC4葉片疲勞裂紋多發(fā)生在葉片根部過渡圓角區(qū)，裂紋沿α相晶界擴展，斷口呈放射棱線狀，葉尖部位出現(xiàn)高溫蠕變變形;TC11葉片疲勞裂紋萌生位置位于葉身最大應力區(qū)，沿針狀組織方向擴展，斷口呈解理特征，高溫服役導致針狀α相粗化;TC17葉片疲勞裂紋擴展速率慢，斷口面平整，裂紋擴展路徑受β相阻礙而彎曲，葉片表面存在應力腐蝕敏感區(qū)。

4.3壽命預測方法

基于鈦合金葉片失效形式建立壽命預測模型。疲勞壽命預測采用應力壽命準則，TC4葉片107循環(huán)壽命為4500h，TC11達5200h，TC17達5800h。

蠕變壽命預測采用L-M參數(shù)法，TC4持久壽命為6000h;TC11為7500h;TC17為8500h。

綜合應力狀態(tài)、溫度場分布，構(gòu)建葉片剩余壽命評估體系，在95%置信度條件下，TC4葉片安全壽命為3500h;TC11為4500h;TC17為5500h。鈦合金葉片壽命預測數(shù)據(jù)對比見表1。

4.4應用優(yōu)化建議

針對鈦合金壓氣機葉片服役特點提出優(yōu)化措施。TC4葉片通過優(yōu)化熱處理工藝，細化晶粒組織，提高疲勞強度，控制葉片根部應力集中[5];TC11葉片優(yōu)化針狀組織形態(tài)，改善高溫穩(wěn)定性，控制葉片型面加工精度;TC17葉片調(diào)控α相和β相比例，優(yōu)化基體組織特征，改進葉片連接結(jié)構(gòu)設計。對三種鈦合金葉片采用防護涂層技術(shù)，提升抗氧化性能，建立狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)，優(yōu)化安裝工藝，保證裝配質(zhì)量。

5、結(jié)語

系統(tǒng)實驗揭示了鈦合金壓氣機葉片應用特性。適當熱處理工藝、微觀組織控制是提升鈦合金性能關(guān)鍵，TC17鈦合金因β相含量分布合理表現(xiàn)最優(yōu)異。實驗數(shù)據(jù)構(gòu)建了葉片壽命預測模型，微觀組織、服役性能、失效機理等研究成果提高了發(fā)動機可靠性。

葉片性能優(yōu)化技術(shù)已實現(xiàn)全方位提升，但服役安全性仍需持續(xù)關(guān)注。

表1 鈦合金葉片壽命預測數(shù)據(jù)對比

*注:壽命提升比例=(合金安全壽命-TC4安全壽命)/TC4安全壽命X100%

參考文獻

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[5]杜天瑋.航空發(fā)動機壓氣機葉片外物損傷及裂紋擴展研究[D].天津:天津科技大學,2022.

作者簡介:付航(1975.04-)，女，漢族，四川達州人，碩士研究生，高級工程師，研究方向:航空發(fā)動機零部件加工、航空發(fā)動機材料;

甘世旭(1990.09-)，男，漢族，重慶人，本科，工程師，研究方向:航空發(fā)動機零部件加工、航空發(fā)動機材料。

（注，原文標題：鈦合金在航空發(fā)動機壓氣機葉片中的應用及力學性能分析）

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