镍基高温合金GH4169锻件棒材的力学性能

引言

由于GH4169高温合金材料具有良好的抗疲劳、耐腐蚀性能以及良好的加工性能、焊接性能和组织稳定性[1-2],其在航空工业中的应用比较广泛,在航空发动机中大量地被用于制造各种静止件和转动件，如盘件、机匣、轴、叶片等[3]。

当发动机工作时,高速旋转的叶片会吸入硬物杂质。这些杂质会对叶片等旋转结构造成小损伤，表现在宏观上即为机械缺陷，如缺口和凹坑等，这样会导致局部应力集中，实际工作中会引起航空发动机部件的疲劳破坏，表现为叶片等结构的高周疲劳失效[4-5] 。能准确地找到这些疲劳损伤，并预测发动机寿命，具有重要的实际应用价值。

由于GH4169的成分复杂，因此采用实验法研究GH4169高温合金及其缺口疲劳性能具有重要的工程意义[6-7] 。

1、 GH4169高温合金静拉伸试样制备

该试验材料由上海某公司提供。材料质量分数如表1所示。参考国标GB228金属材料室温拉伸试验方法制备了 GH4169高温合金静拉伸试验件如图1所示。试验件尺寸如图2所示。静拉伸试验件厚度为2.8 mm。

2、静拉伸结果

本实验使用的液压伺服材料试验机型号为MTS793,整套试验设备如图3所示。主要包括载荷框架、控制器及ups电源、水冷控制系统界面以及液压油源等。

为了得到GH4169高温合金应力-应变曲线，进而得到材料的屈服强度和抗拉强度，共对GH4169高温合金进行了两次重复性静拉伸试验。拉伸结果如图4所示。从图中可以看岀两根试验件的应力-应变曲线重复性较好,这说明材料静拉伸性能稳定，试验数据真实有效。

拉伸后的断裂结果如图5所示。断裂位置在试验件中部，有颈缩现象，试验有效。

由实验所得到的GH4169静拉伸材料特性如表2所示。这个数据结果可以为GH4169疲劳寿命试验奠定基础。

3、疲劳试验及结果

在静拉伸试验基础上进行GH4169高温合金光滑件和缺口件的疲劳寿命试验。对光滑试验件加载级分别为抗拉强度的55%、60%、64%、70%和75%,共5个等级,对应应力分别为 701.25 MPa、765 MPa、817.7 MPa、892.5 MPa和956.25 MPao以名义应力对缺口件进行加载。加载的总名义应力为547.21 MPao加载级别为总名义应力的60%、70%和81%。对应的加载应力分别为328.3 MPa,383.0 MPa和443.2 MPa,应力比为0.1,波形为正弦波，加载频率为10Hz。试验时按设定的循环载荷加载,直至试件断裂，记录每个试验件的疲劳寿命。

图6为GH4169高温合金光滑件及其断裂位置。图7为GH4169缺口件及其断裂位置。可以看岀，断裂位置在光滑试验件平行段和缺口试验件缺口处。证明数据有效。

表3和表4分别列岀了 GH4169光滑件和GH4169缺口件疲劳断裂数据。随着应力增加，试验件疲劳寿命减小。同一载荷级下，疲劳寿命具有分散性。

所选取的载荷范围内，疲劳试验件的疲劳寿命都集中在104~106之间，处于中长寿命范围内。通过拟合，分别得到光滑件和缺口件的应力-寿命曲线如图8和图9所示。从图中可以看岀，在寿命相同情况下，光滑件的应力大于缺口件应力。

根据拟合结果，得到GH4169高温合金光滑件应力-寿命方程为

根据拟合结果，得到GH4169高温合金缺口件应力-寿命方程为

根据缺口疲劳系数定义,定义式为

式中:Sf为光滑件疲劳极限;Sf,为缺口件疲劳极限。

缺口疲劳系数是＞1的。缺口疲劳系数越大,疲劳寿命越短。对于本次研究，试验寿命选取范围为104~106,所以选取寿命为106对应的应力为本次研究的疲劳极限。代入式(1)求得光滑件的极限强度为473 MPa。代入式(2)得到缺口件极限强度为267MPa。所以缺口系数为1.772。

4、结语

通过本次实验研究,可以总结如下几点：

1) 本文设计GH4169高温合金静拉伸试验件,当试验件受到拉伸载荷作用时，试验件中心发生局部颈缩屈服，随着载荷继续增大，屈服区域逐渐扩大，最后从颈缩部位开始岀现裂纹直至断裂，但是总体颈缩现象不太明显。通过试验数据获得接头的抗拉强度约为1275 MPa。

2) 本文在GH4169高温合金静强度试验的基础上，开展了 GH4169高温合金光滑件和缺口件的疲劳性能研究，建立了应力比R = 0.1下的应力-寿命曲线。

3) 通过对光滑件应力寿命方程和缺口应力寿命方程比较、计算，得岀了高温合金缺口疲劳系数Kf = 1.772。

参考文献：

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

[2] 薄鑫涛.GH4169合金的介绍[J].热处理,2018,33(4) ：47.

[3] 李彤.69111、GH4169材料的研究与应用[J].科技资讯，2010,8(6) ：39-40.

[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，姚卫星.缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法[J].航空学报，2011, 32(11) ：2036-2041.

[6] 万宏强，高刚，丁锋.基于贝叶斯评估的航空发动机涡轮盘疲劳寿命可靠性研究[J].机械制造与自动化,2016,45(5) ： 13-15.

[7] 杜兆伟.镍基高温合金GH4169电解-磁力复合研磨加工试验研究[D].鞍山：辽宁科技大学,2016.

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