拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响

D01:10.13374.isml00103x.2009.06.017 第31卷第5期 北京科技大学学报 Vol.31 No.5 2009年5月 Journal of University of Science and Technology Beijing May 2009 拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用 超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响 王冲曾燕屏谢锡善 北京科技大学材料科学与工程学院.北京100083 摘要为了研究非金属夹杂物对航空用超高强度钢性能的影响，采用扫描电镜原位观测的方法，跟踪观察了拉伸和低周疲 劳载荷作用下两种航空用超高强度钢中不同种类、形态和尺寸的夹杂物导致裂纹萌生与扩展的微观行为.结果表明，对于单 个TN和AN夹杂，在拉伸载荷作用下，裂纹均首先在夹杂内部萌生.夹杂面积越大，夹杂内萌生的裂纹条数趣多，第1条裂 纹萌生所需的应力越小.在疲劳载荷作用下，对于单个TN夹杂，裂纹也首先萌生于夹杂内部.但对于以点链状形式存在的 AN夹杂，无论是在拉伸还是疲劳载荷作用下，裂纹均首先在点链状夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生，然后沿点链状夹杂向 两侧扩展.以点链状形式存在的夹杂对材料疲劳性能的危害比单个夹杂严重得多，夹杂物对材料疲劳性能的危害远大于对拉 伸性能的危害. 关键词超高强度钢：夹杂物：特征参数：裂纹萌生与扩展 分类号TG132.32 Influence of characteristic inclusion parameters on crack initiation and propaga- tion in ultra-high strength steels for aerospace application under tensile and low cyclic fatigue loading WANG Chong,ZENG Yan-ping,XIE Xi-shan School of Materials Science and Engireering.University of Science and Technology Biing.Beiing 100083.China ABSTRACT In order to study the effect of nommetallic inclusions on the mechanical properties of ultrahigh strength steels for aerospace application,the microbehavior of inclusion inducing crack initiation and propagation in two ultrahigh strength steels under tensile and low cyclic fatigue loading was investigated by means of SEM in situ observations.The influence of indusions shape and size on crack initiation and propagation was analy zed.The results show that cracks initiate in a TiN or AlN inclusion alone under ten sile loading.The larger the size of an inclusion.the more the number of cracks initiated in the indusion is,and the lower the initiation stress of the first crack is.Cracks also initiate in a TiN inclusion alone under fatigue loading.But for a chain of AIN inclusions,cracks initiate in the matrix between two inclusions under tensile and fatigue loading.A chain of inclusions is more harmful to the fatigue properties of ultra-high strength steels than an inclusion alone,and an inclusion is more harmful to the fatigue properties than to the tensile properties. KEY WORDS ultrarhigh strengthen steel indlusions characteristic inclusion parameters crack initiation and propagation 马氏体时效钢MA250被广泛用于制造燃气涡 要有很好的疲劳性能.但是，要得到强度高、疲劳性 轮发动机中涡轮与叶片的连接轴).由于该轴既承 能好的MA250钢是非常困难的.因为它以沉淀析 受扭转低周疲劳载荷又承受单轴低周与高周疲劳载 出的金属间化合物Ni3Mo和Ni3Ti为强化相，为了 荷，因此要求MA250钢既要有很高的屈服强度，又 得到较高的强度，钢中必须添加一定量的合金元素 收稿日期：200806-02 基金项目：美国通用(GE)航空发动机公司资助项目 作者简介：王冲(1984一），男，顾士研究生，E-mail.wangchong-.zm乌yaho.cmm.cr曾燕屏(1963-），女，副教授，博士

拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用 超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响 王 冲 曾燕屏 谢锡善 北京科技大学材料科学与工程学院, 北京 100083 摘 要 为了研究非金属夹杂物对航空用超高强度钢性能的影响, 采用扫描电镜原位观测的方法, 跟踪观察了拉伸和低周疲 劳载荷作用下两种航空用超高强度钢中不同种类、形态和尺寸的夹杂物导致裂纹萌生与扩展的微观行为.结果表明, 对于单 个 TiN 和 AlN 夹杂, 在拉伸载荷作用下, 裂纹均首先在夹杂内部萌生.夹杂面积越大, 夹杂内萌生的裂纹条数越多, 第 1 条裂 纹萌生所需的应力越小.在疲劳载荷作用下, 对于单个 TiN 夹杂, 裂纹也首先萌生于夹杂内部.但对于以点链状形式存在的 AlN 夹杂, 无论是在拉伸还是疲劳载荷作用下, 裂纹均首先在点链状夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生, 然后沿点链状夹杂向 两侧扩展.以点链状形式存在的夹杂对材料疲劳性能的危害比单个夹杂严重得多, 夹杂物对材料疲劳性能的危害远大于对拉 伸性能的危害. 关键词 超高强度钢;夹杂物;特征参数;裂纹萌生与扩展 分类号 TG132.3 +2 Influence of characteristic inclusion parameters on crack initiation and propaga￾tion in ultra-high strength steels for aerospace application under tensile and low cyclic fatigue loading WANG Chong, ZENG Yan-ping, XIE Xi-shan S chool of Materials S cience and Engineering, Universit y of Science and Technology Beijing, Beijing 100083, China ABSTRACT In order to study the effect of no n-metallic inclusions on the mechanical properties of ultra-hig h strength steels fo r aerospace application, the micro-behavio r of inclusion inducing crack initiation and propagation in two ultra-high streng th steels under tensile and low cyclic fatigue loading was investigated by means of SEM in situ observations.The influence of inclusio ns' shape and size on crack initiation and propagation was analy zed.The results show that cracksinitiate in a TiN or AlN inclusion alone under ten￾sile loading .The larger the size of an inclusion, the more the number of cracks initiated in the inclusion is, and the lower the initiation stress of the first crack is .Cracks also initiate in a TiN inclusio n alone under fatigue loading.But for a chain of AlN inclusions, cracks initiate in the matrix between tw o inclusions under tensile and fatigue loading .A chain of inclusions is mo re harmful to the fatigue properties of ultra-high streng th steels than an inclusion alone, and an inclusion is more harmful to the fatigue properties than to the tensile properties. KEY WORDS ultra-high streng then steel;inclusions;characteristic inclusion parameters;crack initiatio n and propagation 收稿日期:2008-06-02 基金项目:美国通用(GE) 航空发动机公司资助项目 作者简介:王 冲( 1984—) , 男, 硕士研究生, E-mail:wangchong -zzu@yahoo .com .cn;曾燕屏( 1963—) , 女, 副教授, 博士 马氏体时效钢 MA250 被广泛用于制造燃气涡 轮发动机中涡轮与叶片的连接轴[ 1] .由于该轴既承 受扭转低周疲劳载荷又承受单轴低周与高周疲劳载 荷, 因此要求 MA250 钢既要有很高的屈服强度, 又 要有很好的疲劳性能.但是, 要得到强度高、疲劳性 能好的 MA250 钢是非常困难的.因为它以沉淀析 出的金属间化合物 Ni3Mo 和 Ni3Ti 为强化相, 为了 得到较高的强度, 钢中必须添加一定量的合金元素 第 31 卷 第 5 期 2009 年 5 月 北 京 科 技 大 学 学 报 Journal of University of Science and Technology Beijing Vol .31 No.5 May 2009 DOI :10.13374/j .issn1001 -053x.2009.05.017

·558 北京科技大学学报 第31卷 伏一9.钛是一种强碳、氮化物形成元素，在钢中氮 空用超高强度钢疲劳性能如何影响的问题是一个亟 含量极低的情况下，也能形成TN或Ti(C,N)非金 待解决的问题，研究航空用超高强度钢中夹杂物特 属夹杂物.TN或Ti(C,N)是具有尖锐棱角的多边 征参数对疲劳裂纹萌生与扩展的影响具有重要的工 形夹杂物，对MA250钢的疲劳性能危害很大， 程价值.本文采用扫描电镜原位观测的方法，跟踪 致使MA250钢的强度与疲劳性能不能同时得以提 观察拉伸和低周疲劳载荷作用下这两种超高强度钢 高.为了消除TiN或T(C,N)夹杂物，得到具有高 中夹杂物导致裂纹萌生及扩展的微观行为，研究不 强度、高疲劳性能的结构钢，20世纪90年代美国通 同加载方式下夹杂物特征参数（即种类、形态及尺 用(GE航空发动机公司的Rhoads等进行了大量实 寸)对裂纹萌生与扩展的影响，为材料疲劳性能的预 验研究，得到了以合金碳化物与金属间化合物 测及合金设计与制备提供可靠的依据， Ni3Al、NiA1为强化相的高性能超高强度钢g10.他 1实验材料和方法 们预期，这种高性能超高强度钢中夹杂物主要为 A203,由于Ab03夹杂的形状比较圆滑，对钢疲劳 两种超高强度钢均采用VM十VAR(真空感应 性能的危害应比TN夹杂小得多，因此认为这种高 熔化十真空自耗重熔)法治炼，其主要化学成分如 性能超高强度钢的疲劳性能应比马氏体时效钢好. 表1所示. 由此可见，夹杂物种类、形状和尺寸等特征参数对航 表1两种超高强度钢的主要化学成分（质量分数） Table I Main chemical composition of two ultra-high strength steels % 钢种 Ni Co Mo Ti Al C N Fe MA250 1814 831 5.04 045 0.09 017 00014 Q02 余量 高性能钢 1400 1000 1.40 000 090 250 00015 0217 余量 从表1可以看出，高性能钢中不含Ti,且Ni和 寸为8~10m,弹性模量E=600GPa:高性能钢中 Mo含量也比MA250钢少，因而钢中不生成Ni3Ti 的夹杂物主要为AN而非Al2O3,有的以单个形式 强化相，Ni3Mo强化相的数量也比MA250钢少.为 存在，有的以点链状形式存在，形状大多为长方形或 了弥补因强化相数量减少而使钢强度下降的缺陷， 近似长方形，单个夹杂的平均尺寸约4m,弹性模 钢中增加C、A1和Cr含量，以形成合金碳化物与 量E=308GPa.与表2所示母材的弹性模量相比， Ni3Al、NiA1强化相，并增加Co含量. TiN、AIN夹杂均属硬质夹杂， 两种超高强度钢的主要热处理工艺为：对于 表2两种超高强度钢室温下的主要力学性能 MA250钢，先将其加热至940~970℃固溶处理1h Table 2 Main mechanical properties of two ultra-high stmength steels at 后空冷至90℃以下，然后再将其加热至(790士 room temperature 14)℃保温1.5h后空冷至室温，最后将它加热到 钢种 00./M Pa a/M Pa % %E/GPa (455士140时效9h后空冷至室温：对于高性能超 MA250 1848 1910 12-1550-55 190 高强度钢，先将其加热至885~912℃固溶处理1h, 高性能钢 1889 2068 12-1550-55 190 空冷至90℃以下，然后在24h内对材料进行冷处 理，即将材料降温至一59~一87℃保温1h后放入 将大块试样线切割成0.5mm厚的薄片，并将 空气中升温，待温度升至室温后，将其放入190~ 其表面抛光，然后在光学显微镜下寻找合适的夹杂 218℃的加热炉中保温5~8h,而后空冷至室温，最 物，并在试样表面标定其位置.采用SEM及EDS 后将它加热至(496士9)℃保温10h后空冷至室温. 确定其成分，选定所需类型的夹杂物作为原位观测 两种超高强度钢室温下的主要力学性能如表2 用夹杂物.将试片线切割成图1所示的试样，并使 所示.从表2可以看出，高性能钢的屈服强度和抗 所选夹杂物位于试样标距中心.适当腐蚀，使夹杂 拉强度均比MA250钢略高，而其延伸率、断面收缩 物与母材界面清晰，便于观察.为了能在SEM下快 率和弹性模量则与MA250钢完全相同. 速准确地找到所要观测的夹杂物，在所选夹杂物附 SEM(扫描电子显微镜)及EDS(X射线能量色 近用9.8N、30s的加载方式打压痕. 散谱)分析表明：MA250钢中的夹杂物主要为TiN, 原位拉伸与疲劳实验均在SS一550型带扫描电 基本以单个形式存在，具有规则的几何外形，平均尺 镜高温电液伺服疲劳试验机上进行，实验温度为室

钛 [ 2-4] .钛是一种强碳 、氮化物形成元素, 在钢中氮 含量极低的情况下, 也能形成 TiN 或 Ti( C, N) 非金 属夹杂物 .TiN 或 Ti( C, N) 是具有尖锐棱角的多边 形夹杂物, 对 MA250 钢的疲劳性能危害很大[ 5-8] , 致使 MA250 钢的强度与疲劳性能不能同时得以提 高.为了消除 TiN 或 Ti( C, N) 夹杂物, 得到具有高 强度、高疲劳性能的结构钢, 20 世纪 90 年代美国通 用( GE) 航空发动机公司的 Rhoads 等进行了大量实 验研究, 得到了以合金碳化物与金属间化合物 Ni3Al 、NiAl 为强化相的高性能超高强度钢[ 9-10] .他 们预期, 这种高性能超高强度钢中夹杂物主要为 Al2O3, 由于 Al2O3 夹杂的形状比较圆滑, 对钢疲劳 性能的危害应比 TiN 夹杂小得多, 因此认为这种高 性能超高强度钢的疲劳性能应比马氏体时效钢好 . 由此可见, 夹杂物种类、形状和尺寸等特征参数对航 空用超高强度钢疲劳性能如何影响的问题是一个亟 待解决的问题, 研究航空用超高强度钢中夹杂物特 征参数对疲劳裂纹萌生与扩展的影响具有重要的工 程价值.本文采用扫描电镜原位观测的方法, 跟踪 观察拉伸和低周疲劳载荷作用下这两种超高强度钢 中夹杂物导致裂纹萌生及扩展的微观行为, 研究不 同加载方式下夹杂物特征参数( 即种类 、形态及尺 寸) 对裂纹萌生与扩展的影响, 为材料疲劳性能的预 测及合金设计与制备提供可靠的依据 . 1 实验材料和方法 两种超高强度钢均采用 V IM +VAR( 真空感应 熔化 +真空自耗重熔) 法冶炼, 其主要化学成分如 表 1 所示. 表 1 两种超高强度钢的主要化学成分( 质量分数) Table 1 Main chemical composition of two ultra-high strength st eels % 钢种 Ni Co M o Ti Al Cr N C Fe MA250 18.14 8.31 5.04 0.45 0.09 0.17 0.001 4 0.002 余量 高性能钢 14.00 10.00 1.40 0.00 0.90 2.50 0.001 5 0.217 余量 从表 1 可以看出, 高性能钢中不含 Ti, 且 Ni 和 M o 含量也比 MA250 钢少, 因而钢中不生成 Ni3 Ti 强化相, Ni3Mo 强化相的数量也比 MA250 钢少 .为 了弥补因强化相数量减少而使钢强度下降的缺陷, 钢中增加 C 、Al 和 Cr 含量, 以形成合金碳化物与 Ni3Al 、NiAl 强化相, 并增加 Co 含量. 两种超高强度钢的主要热处理工艺为 :对于 M A250 钢, 先将其加热至 940 ～ 970 ℃固溶处理 1 h 后空冷至 90 ℃以下, 然后再将其加热至( 790 ± 14) ℃保温 1.5 h 后空冷至室温, 最后将它加热到 ( 455 ±14) ℃时效 9 h 后空冷至室温;对于高性能超 高强度钢, 先将其加热至 885 ～ 912 ℃固溶处理 1 h, 空冷至 90 ℃以下, 然后在 24 h 内对材料进行冷处 理, 即将材料降温至 -59 ～ -87 ℃保温 1 h 后放入 空气中升温, 待温度升至室温后, 将其放入 190 ～ 218 ℃的加热炉中保温 5 ～ 8 h, 而后空冷至室温, 最 后将它加热至( 496 ±9) ℃保温 10 h 后空冷至室温 . 两种超高强度钢室温下的主要力学性能如表 2 所示.从表 2 可以看出, 高性能钢的屈服强度和抗 拉强度均比 M A250 钢略高, 而其延伸率、断面收缩 率和弹性模量则与 MA250 钢完全相同. SEM( 扫描电子显微镜) 及 EDS( X 射线能量色 散谱) 分析表明 :MA250 钢中的夹杂物主要为 TiN, 基本以单个形式存在, 具有规则的几何外形, 平均尺 寸为 8 ～ 10μm, 弹性模量 E =600 GPa;高性能钢中 的夹杂物主要为 AlN 而非 Al2O3, 有的以单个形式 存在, 有的以点链状形式存在, 形状大多为长方形或 近似长方形, 单个夹杂的平均尺寸约 4 μm, 弹性模 量 E =308GPa .与表 2 所示母材的弹性模量相比, TiN 、AlN 夹杂均属硬质夹杂. 表 2 两种超高强度钢室温下的主要力学性能 Table 2 Main mechanical properties of tw o ultra-high strength st eels at room temperature 钢种 σ0.2 /M Pa σb /M Pa δ/ % ψ/ % E/ GPa MA250 1 848 1 910 12 ～ 15 50 ～ 55 190 高性能钢 1 889 2 068 12 ～ 15 50 ～ 55 190 将大块试样线切割成 0.5 mm 厚的薄片, 并将 其表面抛光, 然后在光学显微镜下寻找合适的夹杂 物,并在试样表面标定其位置.采用 SEM 及 EDS 确定其成分, 选定所需类型的夹杂物作为原位观测 用夹杂物 .将试片线切割成图 1 所示的试样, 并使 所选夹杂物位于试样标距中心 .适当腐蚀, 使夹杂 物与母材界面清晰, 便于观察.为了能在 SEM 下快 速准确地找到所要观测的夹杂物, 在所选夹杂物附 近用 9.8 N 、30 s 的加载方式打压痕 . 原位拉伸与疲劳实验均在 SS -550 型带扫描电 镜高温电液伺服疲劳试验机上进行, 实验温度为室 · 558 · 北 京 科 技 大 学 学 报 第 31 卷

第5期王冲等：拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响·559· R15 更加明显（图2(）).由于2夹杂尺寸较小，整个加 载过程中其变化不太明显，只是夹杂内部原有裂纹 略微变宽 (a) 图1原位实验用试样的形状和尺单位：mm) Fig.I Shape and size of a sample for SEM in situ testing (unit: mm) 温.拉伸实验载荷从零开始直至试样断裂，应变速 5 um 5山m 率为1.0X103mms1.疲劳实验采用载荷控制， 1.5 加载波形为拉-拉正弦波，最大应力oma=0.75o, () 应力幅值比R=0.1,实验时载荷频率f=5Hz,观 05 察时载荷频率f=0.01Hz,图像采集均在最大拉应 020.4 0.6 力下进行 位移mm 2实验结果及讨论 图2三个TN夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程的 载荷一位移曲线 2.1拉伸载荷作用下夹杂物导致裂纹萌生与扩展 Fig.2 Micro-behavior of TiN inclusions and loaddisplacement 的微观行为 curve during inrsit u tension process 图2显示了12#和3三颗TiN夹杂在单轴 拉伸过程中的微观行为”，图中同时给出了该过程 图3显示了尺寸约为5.5m×2m的长方型 的载荷一位移曲线（如图2(0所示，曲线上的点a~ A1N夹杂在单轴拉伸过程中的微观行为，图中同时 e分别对应于图2(a)~(e). 给出了该过程的载荷-位移曲线（如图3(e)所示）， 由图2(a)可以看出，1、2和3夹杂的形状均 载荷-位移曲线上的点a~d分别对应于图3(a)~ 可近似为长方形.1夹杂的几何长轴与加载方向 (d. (外加载荷方向如图2(b)中双箭头所示)垂直，尺寸 (a) (b 约为8m×5.5m,2、3夹杂的几何长轴与加载 5 um 5 um 方向平行，尺寸分别约为2.4m×26m和 (d) 10m×12m.加载前2和3夹杂内部均有一条 5 um 5 um 很微小的裂纹存在（如图2(）中箭头所示).随着外 1.5m 加载荷的增加，在外加载荷达到载荷一位移曲线上 (e) 的点b(即σ/σ，≈0.62)前，夹杂与母材形貌均无明 s052o。 7 显改变：但当外加载荷达到载荷一位移曲线上的点b 位移mm 时虽然2#与3夹杂内部原有的裂纹无明显改变， 但是在3#夹杂内部距下边界约1m处却产生了一 图3单个AN夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程的 条垂直于外加载荷方向的小裂纹，裂纹长度约2m 载荷位移曲线 Fig.3 Micro-behavior of an AIN inclusion and load-displacement (如图2(b)中箭头所示).载荷继续增加，此裂纹明 curve during imsitu tension process 显变长变宽，当外加载荷达到载荷一位移曲线上的 点c时，该裂纹长度增加到约6m,同时3#夹杂内 由图3可以看出：随着外加载荷（外加载荷方向 部原有裂纹也变宽（图2（©）.当外加载荷达到载荷 如图3(b)中双箭头所示)的增加，在外加载荷达到 位移曲线上的点d时，3夹杂内部己产生数条贯穿 材料屈服点之前，夹杂与母材均无明显改变：但当外 整个夹杂且基本与加载方向垂直的裂纹，1夹杂内 加载荷超过材料屈服点达到载荷一位移曲线上的点 部也产生了两条垂直于外加载荷方向并贯穿整个夹b时，夹杂内部立刻产生一条垂直于外加载荷方向 杂的裂纹，这些裂纹把两个夹杂分裂成数个宽度不 的裂纹（图3(b)),此时母材变形仍不明显.继续加 等的小夹杂，同时母材变形也很明显（图2（山）.试 载，夹杂内的裂纹逐渐变宽，待外加载荷达到载荷一 样断裂前，两个夹杂中的裂纹己变得很宽，母材变形 位移曲线上的点c时，夹杂内的裂纹己变得很宽，并

图 1 原位实验用试样的形状和尺寸( 单位:mm) Fig.1 Shape and size of a sample for SEM in-situ t esting ( unit : mm) 温.拉伸实验载荷从零开始直至试样断裂, 应变速 率为 1.0 ×10 -3 mm·s -1 .疲劳实验采用载荷控制, 加载波形为拉-拉正弦波, 最大应力 σmax =0.75 σs, 应力幅值比 R =0.1, 实验时载荷频率 f =5 Hz, 观 察时载荷频率 f =0.01 Hz, 图像采集均在最大拉应 力下进行 . 2 实验结果及讨论 2.1 拉伸载荷作用下夹杂物导致裂纹萌生与扩展 的微观行为 图 2 显示了 1 #、2 #和 3 #三颗 TiN 夹杂在单轴 拉伸过程中的微观行为 [ 11] , 图中同时给出了该过程 的载荷-位移曲线( 如图 2( f) 所示) , 曲线上的点 a ～ e 分别对应于图 2( a) ～ ( e) . 由图 2( a) 可以看出, 1 # 、2 #和 3 #夹杂的形状均 可近似为长方形.1 #夹杂的几何长轴与加载方向 ( 外加载荷方向如图 2( b) 中双箭头所示) 垂直, 尺寸 约为 8 μm ×5.5 μm, 2 # 、3 #夹杂的几何长轴与加载 方向平 行, 尺 寸分 别约 为 2.4 μm ×2.6 μm 和 10 μm ×12 μm .加载前 2 #和 3 #夹杂内部均有一条 很微小的裂纹存在( 如图 2( a) 中箭头所示) .随着外 加载荷的增加, 在外加载荷达到载荷-位移曲线上 的点 b( 即 σ/ σs ≈0.62) 前, 夹杂与母材形貌均无明 显改变;但当外加载荷达到载荷-位移曲线上的点 b 时, 虽然 2 #与 3 #夹杂内部原有的裂纹无明显改变, 但是在 3 #夹杂内部距下边界约 1 μm 处却产生了一 条垂直于外加载荷方向的小裂纹, 裂纹长度约 2 μm ( 如图 2( b) 中箭头所示) .载荷继续增加, 此裂纹明 显变长变宽, 当外加载荷达到载荷-位移曲线上的 点 c 时, 该裂纹长度增加到约 6 μm, 同时 3 #夹杂内 部原有裂纹也变宽( 图 2( c) ) .当外加载荷达到载荷- 位移曲线上的点 d 时, 3 #夹杂内部已产生数条贯穿 整个夹杂且基本与加载方向垂直的裂纹, 1 #夹杂内 部也产生了两条垂直于外加载荷方向并贯穿整个夹 杂的裂纹, 这些裂纹把两个夹杂分裂成数个宽度不 等的小夹杂, 同时母材变形也很明显( 图 2( d) ) .试 样断裂前, 两个夹杂中的裂纹已变得很宽, 母材变形 更加明显( 图 2(e) ) .由于 2 #夹杂尺寸较小, 整个加 载过程中其变化不太明显, 只是夹杂内部原有裂纹 略微变宽. 图 2 三个 TiN 夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程的 载荷-位移曲线 Fig.2 Micro-behavi or of TiN inclusions and load-displacement cu rve during in-situ t ension process 图 3 显示了尺寸约为 5.5 μm ×2 μm 的长方型 AlN 夹杂在单轴拉伸过程中的微观行为, 图中同时 给出了该过程的载荷-位移曲线( 如图 3( e ) 所示) , 载荷-位移曲线上的点 a ～ d 分别对应于图 3( a) ～ ( d) . 图 3 单个 AlN 夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程的 载荷-位移曲线 Fig.3 Micro-behavior of an AlN inclusion and load-displacement cu rve during in-situ t ension process 由图 3 可以看出:随着外加载荷( 外加载荷方向 如图 3( b) 中双箭头所示) 的增加, 在外加载荷达到 材料屈服点之前, 夹杂与母材均无明显改变;但当外 加载荷超过材料屈服点达到载荷-位移曲线上的点 b 时, 夹杂内部立刻产生一条垂直于外加载荷方向 的裂纹( 图 3( b) ) , 此时母材变形仍不明显.继续加 载, 夹杂内的裂纹逐渐变宽, 待外加载荷达到载荷- 位移曲线上的点 c 时, 夹杂内的裂纹已变得很宽, 并 第 5 期 王 冲等:拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响 · 559 ·

。560 北京科技大学学报 第31卷 把夹杂分成了两部分（图3（©）.当外加载荷达到载 出了在上述几个夹杂中萌生的裂纹条数以及第1条 荷一位移曲线上的点d时，夹杂内裂纹变得更宽，母 裂纹萌生时的应力与夹杂面积之间的关系.从表3 材也明显变形（图3(d).继续加载，试样突然断裂. 可以看出：夹杂面积越大，夹杂内萌生的裂纹条数越 图4显示了一串总长度约为80m的点链状 多，第1条裂纹萌生所需的应力越小：当夹杂面积较 AN夹杂在单轴拉伸过程中的微观行为，图中同时 大时，裂纹萌生可发生在材料屈服之前：但当夹杂面 给出了该过程的载荷-位移曲线（如图4(d所示）， 积很小时，裂纹将不会在夹杂内萌生.对于以点链 载荷-位移曲线上的点a~c分别对应于图4(a)~ 状形式存在的AN夹杂，由于每个夹杂的尺寸都较 (c. 小，因此在拉伸载荷作用下，裂纹首先在点链状夹杂 由图4(a)可以看出，加载前夹杂内部没有裂纹 内部两夹杂之间的母材中萌生，然后向点链状夹杂 存在.随着外加载荷（外加载荷方向如图4(b)中双 两侧扩展，裂纹所到之处，或者夹杂自身开裂，或者 箭头所示)的增加，在外加载荷达到材料屈服点之 夹杂与母材界面脱粘.从上述实验结果还可以看 前，夹杂与母材均无明显改变；当外加载荷超过材料 出，在拉伸载荷作用下，无论是单个夹杂还是点链状 屈服点达到载荷一位移曲线上的点b时，在点链状 夹杂，所跟踪夹杂内萌生的裂纹均未能在母材中扩 夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生了两条垂直于外 展，成为导致试样断裂的主裂纹， 加载荷方向长度分别约为3.5m和2.4m的小裂 表3夹杂物内萌生的裂纹条数和第1条裂纹萌生时的应力与夹杂 纹（如图4(b)中箭头所示）.随着实验的进行，左边 物面积之间的关系 一条裂纹无明显变化，右边一条裂纹向点链状夹杂 Table 3 Relationship of the number of cracks in an inclusion and the 两侧扩展，裂纹所到之处，或者夹杂自身开裂，或者 stess of the first crack initiation to the inclusion'saa 夹杂与母材界面脱粘.当外加载荷达到载荷一位移 夹杂物 第1条裂纹萌生时的应力，。， 裂纹数 曲线上的点c时，右边裂纹的长度己增加到约16.8 面积/m2 屈服前 屈服后 m(图4(d).继续加载，试样突然断裂. 120 7 0622 44 0994 (a) 11 1 0988 10μm 6 0 10m 2.2疲劳载荷作用下夹杂物导致裂纹萌生与扩展 (c) 的微观行为 104m 图5显示了一颗尺寸约为15.5m×13.2m 1.5m (d) 的长方形TN夹杂在疲劳载荷作用下导致裂纹萌 生与扩展的微观行为.由图5(b)可以看出，虽然夹 06020.40.60.81.0 杂表面不很平整，但裂纹并不在夹杂表面缺陷处萌 位移mrm 生，而是当循环周次N=501时，在夹杂内部两尖角 图4点链状AN夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程 处分别萌生了两条长度约为6m和2.6m的裂纹 的载荷一位移曲线 (如图5(b)中箭头所示)，且都与外加载荷方向（外 Fig.4 Micro-behavior of AIN inclusions and load displacement 加载荷方向如图5(b)中双箭头所示)垂直.随着循 curve during in-situ tension process 环周次的增加，这两条裂纹逐渐变长，在夹杂内部相 从实验结果可以看出，对于单个夹杂，无论是 互连结，最终贯穿整个夹杂.当N=80541时，裂纹 TN还是AN,在拉伸载荷作用下，裂纹首先在夹杂 扩展进入母材，此时裂纹长度约为19m(图5(c): 内部萌生，且与外加载荷方向垂直.这是由于TN 循环周次继续增加，裂纹在夹杂两侧的母材中不断 和AIN夹杂的弹性模量（分别为6O0GPa和 扩展，当N=141494时，裂纹长度达到约63.6m 308GPad)均远大于母材(190GPa),属硬质夹杂，在（图5(d)；当N=264028时，裂纹长度达到约 外加载荷作用下，夹杂所承受的载荷将远大于母材， 1485m(图5(e);当N=295610时，裂纹左端开 因而易发生夹杂自身开裂，且裂纹在夹杂内瞬间即 始沿与外加载荷方向约成45角的方向扩展，此时 可形成.由于夹杂尺寸不同，夹杂内萌生的裂纹条 裂纹长度达到约308m(图5(f)):当N=297298 数以及第1条裂纹萌生时的应力也不相同.表3给 时，裂纹右端扩展到试样边界，此时裂纹长度达到约

把夹杂分成了两部分( 图 3( c) ) .当外加载荷达到载 荷-位移曲线上的点 d 时, 夹杂内裂纹变得更宽, 母 材也明显变形( 图3( d) ) .继续加载, 试样突然断裂 . 图4 显示了一串总长度约为 80 μm 的点链状 AlN 夹杂在单轴拉伸过程中的微观行为, 图中同时 给出了该过程的载荷-位移曲线( 如图 4( d) 所示) , 载荷-位移曲线上的点 a ～ c 分别对应于图 4( a) ～ ( c) . 由图 4( a) 可以看出, 加载前夹杂内部没有裂纹 存在.随着外加载荷( 外加载荷方向如图 4( b) 中双 箭头所示) 的增加, 在外加载荷达到材料屈服点之 前, 夹杂与母材均无明显改变 ;当外加载荷超过材料 屈服点达到载荷-位移曲线上的点 b 时, 在点链状 夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生了两条垂直于外 加载荷方向长度分别约为 3.5 μm 和 2.4 μm 的小裂 纹( 如图 4( b) 中箭头所示) .随着实验的进行, 左边 一条裂纹无明显变化, 右边一条裂纹向点链状夹杂 两侧扩展, 裂纹所到之处, 或者夹杂自身开裂, 或者 夹杂与母材界面脱粘 .当外加载荷达到载荷-位移 曲线上的点 c 时, 右边裂纹的长度已增加到约 16.8 μm( 图 4( c) ) .继续加载, 试样突然断裂 . 图 4 点链状 AlN 夹杂在原位拉伸过程中的微观行为及该过程 的载荷-位移曲线 Fig.4 Mi cro-behavior of AlN inclusions and load-displacement curve during in-situ tension process 从实验结果可以看出, 对于单个夹杂, 无论是 TiN 还是 AlN, 在拉伸载荷作用下, 裂纹首先在夹杂 内部萌生, 且与外加载荷方向垂直.这是由于 TiN 和 AlN 夹 杂 的弹 性 模 量 ( 分 别为 600 GPa 和 308 GPa) 均远大于母材( 190 GPa) , 属硬质夹杂, 在 外加载荷作用下, 夹杂所承受的载荷将远大于母材, 因而易发生夹杂自身开裂, 且裂纹在夹杂内瞬间即 可形成 .由于夹杂尺寸不同, 夹杂内萌生的裂纹条 数以及第 1 条裂纹萌生时的应力也不相同.表 3 给 出了在上述几个夹杂中萌生的裂纹条数以及第 1 条 裂纹萌生时的应力与夹杂面积之间的关系 .从表 3 可以看出:夹杂面积越大, 夹杂内萌生的裂纹条数越 多, 第 1 条裂纹萌生所需的应力越小 ;当夹杂面积较 大时, 裂纹萌生可发生在材料屈服之前;但当夹杂面 积很小时, 裂纹将不会在夹杂内萌生.对于以点链 状形式存在的 AlN 夹杂, 由于每个夹杂的尺寸都较 小, 因此在拉伸载荷作用下, 裂纹首先在点链状夹杂 内部两夹杂之间的母材中萌生, 然后向点链状夹杂 两侧扩展, 裂纹所到之处, 或者夹杂自身开裂, 或者 夹杂与母材界面脱粘 .从上述实验结果还可以看 出, 在拉伸载荷作用下, 无论是单个夹杂还是点链状 夹杂, 所跟踪夹杂内萌生的裂纹均未能在母材中扩 展, 成为导致试样断裂的主裂纹 . 表 3 夹杂物内萌生的裂纹条数和第 1 条裂纹萌生时的应力与夹杂 物面积之间的关系 Table 3 Relationship of the number of cracks in an inclusion and the stress of the first crack initiation to the inclusion' s area 夹杂物 面积/μm2 裂纹数 第 1 条裂纹萌生时的应力, σ/ σs 屈服前 屈服后 120 7 0.622 — 44 2 — 0.994 11 1 — 0.988 6 0 — — 2.2 疲劳载荷作用下夹杂物导致裂纹萌生与扩展 的微观行为 图 5 显示了一颗尺寸约为 15.5 μm ×13.2 μm 的长方形 TiN 夹杂在疲劳载荷作用下导致裂纹萌 生与扩展的微观行为 .由图 5( b) 可以看出, 虽然夹 杂表面不很平整, 但裂纹并不在夹杂表面缺陷处萌 生, 而是当循环周次 N =501 时, 在夹杂内部两尖角 处分别萌生了两条长度约为 6 μm 和 2.6 μm 的裂纹 ( 如图 5( b) 中箭头所示) , 且都与外加载荷方向( 外 加载荷方向如图 5( b) 中双箭头所示) 垂直 .随着循 环周次的增加, 这两条裂纹逐渐变长, 在夹杂内部相 互连结, 最终贯穿整个夹杂 .当 N =80 541 时, 裂纹 扩展进入母材, 此时裂纹长度约为 19 μm( 图 5( c) ) ; 循环周次继续增加, 裂纹在夹杂两侧的母材中不断 扩展, 当 N =141 494 时, 裂纹长度达到约 63.6 μm (图 5( d) ) ;当 N =264 028 时, 裂纹长度达到约 148.5 μm( 图 5( e) ) ;当 N =295 610 时, 裂纹左端开 始沿与外加载荷方向约成 45°角的方向扩展, 此时 裂纹长度达到约 308 μm( 图 5( f) ) ;当 N =297 298 时, 裂纹右端扩展到试样边界, 此时裂纹长度达到约 · 560 · 北 京 科 技 大 学 学 报 第 31 卷

第5期王冲等：拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响·561· 493m(图5(g)).继续加载，当N=297582时，试 垂直距离达到约630m,为试样宽度的45% 样断裂.试样断裂前，裂纹长度约为567m,最大开 (图6(h)).继续加载，当N=133006时，试样断 口宽度约为16m(图5(h). 裂. (b) (a) (b) 10 um 10 um 20 um 20m d (c) (d) 10m 10um 20m 20μm (e) (e) () 20m 50m 20m 50μm (g) (h) (g) (h) 100 um 100um 50μm 100m 图5疲劳载荷作用下单个TN夹杂导致裂纹萌生和扩展的微 图6疲劳载荷作用下点链状AN夹杂导致裂纹萌生和扩展的 观行为.(a)N=0(b)N=501;(c)N=80541:(d)N= 微观行为(aN=0(b)N=30000:(cN=107645:(dN= 141494:(e)N=264028:(f0N=295610:(g)N=297298: 112665:(e）N=117660:(DN=129518:(g)N=132558: (h)N=297562 (h)N=132984 Fig.5 Micm-behavior of a TiN incusion during bw cydic fatigue Fig.6 Micro-behavior of a chain of A IN inclusions during low cyclic pmcess9(aN=0:(b)N=501:(c）N=80541:(d)N= fatigue process:(a)N=0;(b)N=30000:(c)N=107645;(d) 141494:(e)N=264028:(f)N=295610:(g)N=297298: W=112665:(e)N=117660:(f)N=129518(g)N= (h)N=297562 132558:(h)W=132984 图6显示了一串总长约为88m的点链状AIN 从实验结果可以看出，对于单个TN夹杂，在 夹杂在疲劳载荷作用下导致裂纹萌生与扩展的微观 疲劳载荷作用下，裂纹也首先萌生于夹杂内部，且与 行为. 外加载荷方向垂直.与拉伸载荷作用下相比，所不 由图6(a)可以看出，加载前点链状夹杂内部没 同的是，在所研究的夹杂物尺寸范围内，无论夹杂有 有裂纹存在.随着循环周次的增加，当N=30000 多大，一个夹杂中也只萌生一条裂纹，裂纹一旦形成 时，在点链状夹杂中部、两夹杂之间的母材中萌生了 便不断向母材扩展，最终导致试样断裂.由于本文 一条垂直于外加载荷方向（外加载荷方向如图6(b) 所研究的材料中，单个AN夹杂的尺寸较小（平均 中双箭头所示)长度约为85m的小裂纹（如 尺寸约为4m),因而未能观察到其导致疲劳裂纹 图6(b)中箭头所示).该裂纹随循环周次的增加不 萌生与扩展的行为 断向点链状夹杂两侧扩展，裂纹所到之处，或者夹杂 对于以点链状形式存在的AN夹杂，在疲劳载 自身开裂，或者夹杂与母材界面脱粘.当N= 荷作用下，裂纹也同样萌生于点链状夹杂内部两夹 107645时，裂纹贯穿夹杂右侧（图6(c)):当N= 杂之间的母材中，裂纹一旦萌生便不断沿点链状夹 112665时，裂纹扩展进入右侧母材（如图6(d)中箭 杂向两侧及母材中扩展，最终导致试样断裂.由此 头所示)：当N=117660时，裂纹扩展进入左侧母材 可见，非金属夹杂物对材料疲劳性能的危害远大于 (图6()).此后随循环周次的进一步增加，裂纹不 对拉伸性能的危害. 断向两侧母材扩展，裂纹长度和开口宽度均不断增 另外，从上述实验结果还可以看出，虽然单个 大.当N=129518时，裂纹长度达到约227m AIN夹杂尺寸较小，对材料疲劳性能危害不大，但这 (图6())：当N=132558时，裂纹扩展方向开始变 些夹杂一旦连成串，就会对材料疲劳性能产生较大 化，不再按照点链状夹杂的长度方向扩展，裂纹两端 危害.表4给出了几个含夹杂试样的疲劳寿命.从 逐渐向下弯曲.此时裂纹长度达到约453m 表4可以看出，含点链状夹杂试样的疲劳寿命比含 (图6(g)；当N=132984时，裂纹左端已扩展至试 单个夹杂的试样短得多：这是由于点链状夹杂的总 样边缘，裂纹长度达到约635m,裂纹两端之间的 长度比单个夹杂的尺寸大得多，它们对材料疲劳性

493 μm( 图 5( g) ) .继续加载, 当 N =297 582 时, 试 样断裂.试样断裂前, 裂纹长度约为 567 μm, 最大开 口宽度约为 16 μm( 图 5( h) ) . 图 5 疲劳载荷作用下单个 TiN 夹杂导致裂纹萌生和扩展的微 观行为.( a) N =0;( b ) N =501;( c) N =80 541;( d) N = 141 494;( e) N =264 028;( f) N =295 610;( g) N =297 298; ( h) N =297 562 Fig.5 Micro-behavior of a TiN inclusion during low cyclic f atigue process:( a) N =0;( b) N =501;( c) N =80 541;( d) N = 141 494;( e) N =264 028;( f) N =295 610;( g) N =297 298; ( h) N =297 562 图 6 显示了一串总长约为 88μm 的点链状 AlN 夹杂在疲劳载荷作用下导致裂纹萌生与扩展的微观 行为 . 由图 6( a) 可以看出, 加载前点链状夹杂内部没 有裂纹存在 .随着循环周次的增加, 当 N =30 000 时, 在点链状夹杂中部、两夹杂之间的母材中萌生了 一条垂直于外加载荷方向( 外加载荷方向如图 6( b) 中双箭头所示) 长度约为 8.5 μm 的小裂纹( 如 图 6( b) 中箭头所示) .该裂纹随循环周次的增加不 断向点链状夹杂两侧扩展, 裂纹所到之处, 或者夹杂 自身 开裂, 或者夹杂 与母材 界面脱 粘.当 N = 107 645时, 裂纹贯穿夹杂右侧( 图 6 ( c) ) ;当 N = 112 665时, 裂纹扩展进入右侧母材( 如图 6( d) 中箭 头所示) ;当N =117 660时, 裂纹扩展进入左侧母材 ( 图 6( e) ) .此后随循环周次的进一步增加, 裂纹不 断向两侧母材扩展, 裂纹长度和开口宽度均不断增 大.当 N =129 518 时, 裂纹长度达到约 227 μm ( 图 6( f) ) ;当 N =132 558 时, 裂纹扩展方向开始变 化, 不再按照点链状夹杂的长度方向扩展, 裂纹两端 逐渐向 下弯 曲, 此 时裂 纹长 度达 到约 453 μm ( 图 6( g ) ) ;当 N =132 984 时, 裂纹左端已扩展至试 样边缘, 裂纹长度达到约 635 μm, 裂纹两端之间的 垂直 距离 达到 约 630 μm, 为试 样 宽度 的 45 % ( 图 6( h) ) .继续加载, 当 N =133 006 时, 试样断 裂 . 图 6 疲劳载荷作用下点链状 AlN 夹杂导致裂纹萌生和扩展的 微观行为.( a) N =0;(b) N =30 000;( c) N =107 645;( d) N = 112 665;( e) N =117 660;( f) N =129 518;( g) N =132 558; ( h) N =132 984 Fig.6 Micro-behavior of a chain of AlN inclusions during low cyclic f ati gue process:( a) N =0;( b) N =30000;( c) N =107 645;( d) N =112 665;( e) N =117 660;( f) N =129 518;( g ) N = 132 558;( h) N =132 984 从实验结果可以看出, 对于单个 TiN 夹杂, 在 疲劳载荷作用下, 裂纹也首先萌生于夹杂内部, 且与 外加载荷方向垂直 .与拉伸载荷作用下相比, 所不 同的是, 在所研究的夹杂物尺寸范围内, 无论夹杂有 多大, 一个夹杂中也只萌生一条裂纹, 裂纹一旦形成 便不断向母材扩展, 最终导致试样断裂 .由于本文 所研究的材料中, 单个 AlN 夹杂的尺寸较小( 平均 尺寸约为 4 μm) , 因而未能观察到其导致疲劳裂纹 萌生与扩展的行为 . 对于以点链状形式存在的 AlN 夹杂, 在疲劳载 荷作用下, 裂纹也同样萌生于点链状夹杂内部两夹 杂之间的母材中, 裂纹一旦萌生便不断沿点链状夹 杂向两侧及母材中扩展, 最终导致试样断裂 .由此 可见, 非金属夹杂物对材料疲劳性能的危害远大于 对拉伸性能的危害 . 另外, 从上述实验结果还可以看出, 虽然单个 AlN 夹杂尺寸较小, 对材料疲劳性能危害不大, 但这 些夹杂一旦连成串, 就会对材料疲劳性能产生较大 危害 .表 4 给出了几个含夹杂试样的疲劳寿命.从 表 4 可以看出, 含点链状夹杂试样的疲劳寿命比含 单个夹杂的试样短得多 ;这是由于点链状夹杂的总 长度比单个夹杂的尺寸大得多, 它们对材料疲劳性 第 5 期 王 冲等:拉伸与低周疲劳载荷作用下夹杂物特征参数对航空用超高强度钢中裂纹萌生与扩展的影响 · 561 ·

。562 北京科技大学学报 第31卷 能的危害必将比单个夹杂严重得多. 参考文献 表4含不同形态夹杂物试样的疲劳寿命 [I]Garrison W M Jr.Ultrahigh-strength steels for aerspace applica Table 4 Fatigue life of samples with different foms ofinclusions ions.JMed.1990.42(5):20 编号 夹杂物形态 夹杂物尺寸 疲劳寿命，N Sha W.Ageing precipitation products in a maraging stedl.Iron Stee,1994.2911):47 单个夹杂 6m×11#m 432950 (沙维.马氏体时效钢的时效析出产物.钢铁，1994,29(11)： 2 单个夹杂 104mX12'm 221767 47 3 点链状夹杂 71mX 4m 133006 [3 Yin Z D.Li X D.Li H B.et al.Aging mechanism of 18Ni 4 点链状夹杂 85mX5平m 22326 maraging steel.Acta Metall Sin,1995.31(1):7 (尹钟大李晓东，李海滨，等.18Ni马氏体时效钢时效机理 5 点链状夹杂 55μmX24m 15767 的研究.金属学报，1995,31(1)：7) [4 Jiang S T.Metallographic Structure and properties of 3结论 NigCo MoTi maraging steel.Solid Rocket Technol,1995.18 (1):69 (I)对于单个夹杂，无论是TiN还是AIN,在拉 (姜树田.Ni1 CooMosTi马氏体时效钢的金相组织与性能.固 伸载荷作用下，裂纹均首先在夹杂内部萌生，且与外 体火箭技术.1995.18(1)：69 加载荷方向垂直.夹杂面积越大，夹杂内萌生的裂 L习 Tamaka K,M uma T.Theory of fatigue crack initiation at inch- 纹条数越多，第1条裂纹萌生所需的应力越小， sions.Metall Trans A,1982,13(1):117 [6 LiS X.The influence of inclusion on fatigue behaviors of high (2)就单个TN夹杂而言，在疲劳载荷作用下， strength steel.China Basic Sci,2005,7(4):14 裂纹也首先萌生于夹杂内部，且与外加载荷方向垂 (李守新.夹杂对高强钢疲劳性能影响的研究.中国基础科 直.与拉伸载荷作用下相比，所不同的是，在所研究 学，2005,7(4)：14) 的夹杂物尺寸范围内，无论夹杂有多大，一个夹杂中 [7 Wang Q Y,Bathias C.Kaw aqoishi N.et al.Effect of indlusion 也只萌生一条裂纹. on subsurface crack initiation and gigacyck fatigue strength.Int Fatigue,.2002,2412):1269 (3)对于以点链状形式存在的AN夹杂，无论 [8 Shenoy M M.Kumar R S.MeDowell D L.Modeling effects of 是在拉伸还是疲劳载荷作用下，裂纹均首先在点链 nonmetalicinclsions on LCF in DS nickeHbase supemlloys.Int 状夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生，然后沿点链 Fatigue,.2005,27(2):113 状夹杂向两侧扩展，裂纹所到之处，或者夹杂自身开 [9 Garrison W M Jr,Rhoads M A.An evaluation of an ultra high 裂，或者夹杂与母材界面脱粘， stmength steel strengthened by alby carbide and intemetallic pre cipitates Trans Indian Inst Met,1996.49 3):151 (4)无论是单个夹杂还是点链状夹杂，在拉伸 [10 Rhoads M A.Raymond E L Garrison W M J.High Strength. 载荷作用下，所跟踪夹杂内萌生的裂纹均未能在母 High Fatigue Structural Steel:Int.CL6 C22C 38/52.1995 材中扩展，成为导致试样断裂的主裂纹.在疲劳载 11]Fan H M,Zeng Y P,Wang X S,et al.Infhence of characteris 荷作用下，裂纹一旦在所跟踪夹杂内萌生便不断向 tic inclusion parameters on crack initiation and propagation in uh 母材扩展，最终导致试样断裂.由此可见，非金属夹杂 trahigh strength steel under tensile load.J Aeronaut Mater. 2007,27(4):6 物对材料疲劳性能的危害远大于对拉伸性能的危害. (范红妹，曾燕屏，王习术，等.夹杂物特征参数对拉伸截荷 (5)以点链状形式存在的夹杂对材料疲劳性能 下超高强度钢裂纹萌生与扩展的影响.航空材料学报， 的危害比单个夹杂严重得多. 2007,27(4):6)

能的危害必将比单个夹杂严重得多 . 表 4 含不同形态夹杂物试样的疲劳寿命 Table 4 Fatigue life of samples with diff erent f orms of inclusions 编号 夹杂物形态 夹杂物尺寸 疲劳寿命, N 1 单个夹杂 6μm ×11μm 432 950 2 单个夹杂 10μm ×12μm 221 767 3 点链状夹杂 71μm ×4μm 133 006 4 点链状夹杂 85μm ×5μm 22 326 5 点链状夹杂 55μm ×24μm 15 767 3 结论 ( 1) 对于单个夹杂, 无论是 TiN 还是 AlN, 在拉 伸载荷作用下, 裂纹均首先在夹杂内部萌生, 且与外 加载荷方向垂直.夹杂面积越大, 夹杂内萌生的裂 纹条数越多, 第 1 条裂纹萌生所需的应力越小 . ( 2) 就单个 TiN 夹杂而言, 在疲劳载荷作用下, 裂纹也首先萌生于夹杂内部, 且与外加载荷方向垂 直.与拉伸载荷作用下相比, 所不同的是, 在所研究 的夹杂物尺寸范围内, 无论夹杂有多大, 一个夹杂中 也只萌生一条裂纹. ( 3) 对于以点链状形式存在的 AlN 夹杂, 无论 是在拉伸还是疲劳载荷作用下, 裂纹均首先在点链 状夹杂内部两夹杂之间的母材中萌生, 然后沿点链 状夹杂向两侧扩展, 裂纹所到之处, 或者夹杂自身开 裂, 或者夹杂与母材界面脱粘 . (4) 无论是单个夹杂还是点链状夹杂, 在拉伸 载荷作用下, 所跟踪夹杂内萌生的裂纹均未能在母 材中扩展, 成为导致试样断裂的主裂纹.在疲劳载 荷作用下, 裂纹一旦在所跟踪夹杂内萌生便不断向 母材扩展, 最终导致试样断裂.由此可见, 非金属夹杂 物对材料疲劳性能的危害远大于对拉伸性能的危害. ( 5) 以点链状形式存在的夹杂对材料疲劳性能 的危害比单个夹杂严重得多. 参 考 文 献 [ 1] Garrison W M Jr .Ultrahigh-strength st eels for aerospace applica￾tions.J Met, 1990, 42( 5) :20 [ 2] Sha W.Ageing precipitation products in a maraging st eel.Iron S teel, 1994, 29( 11) :47 ( 沙维.马氏体时效钢的时效析出产物.钢铁, 1994, 29( 11 ) : 47) [ 3] Yin Z D, Li X D, Li H B, et al.Aging mechanism of 18Ni maraging steel.Acta Metall S in , 1995, 31( 1) :7 ( 尹钟大, 李晓东, 李海滨, 等.18Ni 马氏体时效钢时效机理 的研究.金属学报, 1995, 31( 1) :7) [ 4] Jiang S T . Metallographic Structu re and properties of Ni 18Co9Mo5Ti maraging steel.J Solid Rocket Technol, 1995, 18 ( 1) :69 ( 姜树田.Ni18Co9Mo5Ti 马氏体时效钢的金相组织与性能.固 体火箭技术, 1995, 18( 1) :69) [ 5] Tanaka K, M ura T .Theory of f atigue crack initiation at inclu￾sions.Metall Trans A, 1982, 13( 1) :117 [ 6] Li S X .The influence of inclusion on f atigue behaviors of high￾strength steel.China Basi c S ci, 2005, 7( 4) :14 (李守新.夹杂对高强钢疲劳性能影响的研究.中国基础科 学, 2005, 7( 4) :14) [ 7] Wang Q Y, Bathias C, Kaw aqoishi N, et al.Eff ect of inclusion on subsurface crack initiation and gigacycle fatigue strength.Int J Fatigue, 2002, 24( 12) :1269 [ 8] Shenoy M M, Kumar R S, McDow ell D L .M odeling effects of nonmetalli c inclusions on LC F in DS nickel-base superalloys.Int J Fatigue, 2005, 27( 2) :113 [ 9] Garrison W M Jr, Rhoads M A .An evaluation of an ultra-high strength steel strengthened by alloy carbide and intermetallic pre￾cipitates.Trans Indian Inst Met, 1996, 49( 3) :151 [ 10] Rhoads M A, Raymond E L, Garrison W M J.High S treng th , High Fatigue S tructural S teel :Int.CL 6 C 22C 38/ 52.1995 [ 11] Fan H M, Zeng Y P, Wang X S, et al.Influence of characteris￾tic inclusion parameters on crack initiation and propagation in ul￾tra-high strength steel under t ensile load.J Aeronaut Mat er, 2007, 27( 4) :6 ( 范红妹, 曾燕屏, 王习术, 等.夹杂物特征参数对拉伸载荷 下超高强度钢裂纹萌生与扩展的影响.航空材料 学报, 2007, 27( 4) :6) · 562 · 北 京 科 技 大 学 学 报 第 31 卷