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Ti-6Al-4V合金因具有比强度、比刚度高及韧性好等优良特性被广泛应用于制造航空航天结构件。对于承受交变载荷的航空航天结构件,高周疲劳(HCF)失效是其主要失效方式之一。尽管研究者们针对钛合金的高周疲劳行为开展了大量的研究,但是关于显微组织以及循环加载条件对钛合金高周疲劳行为的影响规律目前仍存在争议,对疲劳损伤机理认识仍不够深入。本文以数值建模仿真与理论分析为主,并结合一定的实验验证,对Ti-6Al-4V合金的纳米压痕变形和高周疲劳行为进行了深入的研究,主要研究内容和结果如下:分别基于曲率驱动晶粒生长元胞自动机模型与剖分Voronoi晶粒法建立二维与三维等轴、双态、全片层组织模型,并开发了基于ABAQUS平台的钛合金微观组织建模软件。通过在率相关晶体塑性本构模型中引入非局部的几何必需位错(GND)密度,并采用一种改进的Armstrong-Frederick非线性运动硬化方程考虑循环软化效应,建立了适用于钛合金循环加载的非局部晶体塑性本构模型。采用载荷控制和位移控制两种加载模式对等轴组织和双态组织的Ti-6Al-4V合金进行纳米压痕实验,结合局部与非局部晶体塑性有限元模拟,研究了影响α相纳米压痕变形行为的各个因素,分析了pileup的成因。单次纳米压痕结果表明,晶粒取向对α相纳米压痕行为影响显著;晶界对纳米压痕变形行为有一定影响,压头尖端距晶界越近其影响越大;Berkovich压头方向对pileup形态影响较小;α相纳米压痕形成的pileup主要源于柱面滑移系开动引起的局部应变累积;Pileup形态随纳米压痕加载及卸载的过程而演变,卸载阶段的弹性恢复对pileup的高度影响显著。循环纳米压痕结果表明,α相表现出循环软化现象,不同晶粒取向下的循环软化程度不同。宏观应变控制循环变形实验发现,等轴组织和双态组织的Ti-6Al-4V合金在循环变形初期表现出循环软化效应,等轴组织的软化幅度大于双态组织。采用晶体塑性有限元法(CPFEM)研究了组织因素(初生α相体积分数、α片层宽度、晶体取向分布)和循环加载条件(应力水平、应力比、加载频率)对Ti-6Al-4V合金高周疲劳过程中的循环微塑性行为的影响。结果表明,在循环变形的初期,随着循环周次的增加,塑性应变不断积累,GND密度也不断增大;塑性应变主要集中于处于软取向的晶粒,GND主要集中于晶界处。在相同的循环加载条件下,平均等效塑性应变随初生α相体积分数的增大和α片层宽度的增大而增大;平均GND密度随初生α相体积分数的增大和α片层宽度的增大而减小;晶体取向分布显著影响塑性应变的分布,而对GND密度的影响较小。在相同的组织(双态)下,平均等效塑性应变和平均GND密度均随应力水平的增大、应力比的增大和加载频率的减小而增大。对大量等轴组织和双态组织统计体积单元进行循环载荷下的晶体塑性有限元模拟,结合极值统计,研究了组织因素和循环加载条件对Ti-6Al-4V合金高周疲劳行为的影响。研究表明,等轴组织中晶粒尺寸越大,Fatemi-Socie疲劳指示参数(FS-FIP)的特征极大值越大,即越容易形成疲劳裂纹;出现FS-FIP极值的晶粒取向主要位于基面滑移系施密特因子在0.35~0.5的范围内,在该范围内柱面滑移系的施密特因子主要介于0.25~0.4,即晶粒位于基面滑移系易于开动的取向时更容易产生疲劳裂纹。双态组织中初生α相体积分数越小,FS-FIP的特征极大值越小,其抗疲劳裂纹萌生能力越强;初生α相晶粒中的疲劳指示参数的特征极大值大于片层团晶粒,表明疲劳裂纹更易于在初生α相晶粒中形核;片层团中α片层宽度越小,FS-FIP特征极大值越小,表明α片层宽度越小组织的抗疲劳性能越好。对于等轴组织,循环加载的应力水平越高、应力比越大、频率越低,FS-FIP的特征极大值越大,越容易形成疲劳裂纹;应力水平越低、应力比越小、频率越低,FS-FIP极值的分散性越大,疲劳裂纹的形成对组织越敏感。对组织因素进行极值统计分析时,GND密度极值规律与FS-FIP规律不一致,而对循环加载条件进行极值统计分析时其与FS-FIP规律一致,表明GND密度作为FIP适用于研究循环加载条件对高周疲劳行为的影响,而不适用于研究组织因素对高周疲劳行为的影响,这是由GND的尺寸依赖本质所决定的。