CC BY
18
ИСПЫТАНИЯ И КОНТРОЛЬ КАЧЕСТВА
УДК 620.178.3
DOI: 10.24412/0321-4664-2023-2-54-61
ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКИХ ОБРАЗЦОВ С ВНЕДРЕННЫМ ДЕФЕКТОМ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ РОСТА ТРЕЩИНЫ УСТАЛОСТИ В ВАКУУМЕ
Дмитрий Владимирович Немцев1, Сергей Давидович Потапов2, канд. техн. наук,
Максим Анатольевич Артамонов1, канд. физ.-матем. наук
1ОКБ им. А. Люльки - филиал ПАО «ОДК-УМПО», Москва, Россия, e-mail: dmitrij_n@inbox.ru 2ФАУ «ЦИАМ им. П.И. Баранова», Москва, Россия, e-mail: sdpotapov@ciam.ru
Аннотация. Разработана методика и образцы для определения скорости роста трещины усталости (СРТУ) в вакууме для гранулируемых никелевых сплавов без использования вакуумной камеры. Проведены циклические испытания цилиндрических образцов двух типов из сплава ЭП741НП с внедренным дефектом. Результаты испытания показали, что для принятой температуры испытаний в среднем СРТУ в вакууме в 12,7 раза медленнее СРТУ на воздухе. Проведены предварительные фрактографические исследования полученных изломов образцов и выделены участки роста трещины на разных этапах.
Ключевые слова: трещиностойкость дисков ГТД; скорость роста трещины усталости в вакууме; гранулируемый никелевый сплав ЭП741НП
Preliminary Analysis of the Test Results of Cylindrical Specimens with an Embedded Defect to Determine the Fatigue Crack Growth Rate in Vacuum. Dmitry
V. Nemtsev1, Cand. of Sci. (Eng.) Sergey D. Potapov2, Cand. of Sci. (Phys.-Math.) Maxim A. Artamonov1
1 A. Lyulka Experimental Design Bureau - Branch of PJSC «UEC-UMPO», Moscow, Russia, e-mail: dmitrij_n@inbox.ru
2 FAI «Central Institute for Aviation Motor Development named after P.I. Baranov», Moscow, Russia, e-mail: sdpotapov@ciam.ru
Abstract. A technique and specimens have been developed to determine the fatigue crack growth rate (FCGR) in vacuum for powder Ni-based alloys without the use of a vacuum chamber. Cyclic tests of two types of cylindrical specimens made of EP741NP alloy with an embedded defect were carried out. The test results showed that, on average, FCGR in vacuum is 12.7 times lower than that in air for the accepted test temperature. Preliminary fractography investigations of the fracture surfaces of the specimens were carried out and areas of crack growth at different stages were identified.
Keywords: crack resistance of GTE discs; fatigue crack growth rate in vacuum; EP741NP powder Ni-based alloy
Введение ментов конструкции. В процессе эксплуатации
Диски авиационных газотурбинных двига- диски подвергаются воздействию ^кл^шх телей являются одними из важнейших эле- и статических нагрузок. Наибольший вклад
в накопление повреждения дисков вносит механизм малоцикловой усталости. За счет массы и высокой частоты вращения при разрушении обломки диска не локализуются внутри двигателя, что может привести к опасным последствиям для летательного аппарата. В связи с этим важное значение при проектировании и эксплуатации дисков имеет циклическая долговечность.
Широкое применение при изготовлении дисков приобрела технология получения заготовок методами гранульной металлургии. Диски, изготовленные по этой технологии обладают такими преимуществами, как повышенные прочностные свойства и структурная однородность по сравнению с технологией деформирования слитка. Вместе с тем для деталей, изготовленных из гранулируемых сплавов, характерны такие дефекты структуры, как инородные неметаллические включения [1].
При циклических нагрузках в материале диска от таких дефектов могут развиваться трещины усталости. Для определения расчетной долговечности дисков при наличии в них дефектов необходимы характеристики трещиностойкости материала. Эти характеристики определяются на основе испытаний образцов на СРТУ
Из [2] известно, что при развитии трещин от дефектов, находящихся на поверхности детали, в вершину трещины поступает воздух и рост трещины происходит в условиях окисления поверхностей разрушения. Для трещин, развивающихся от дефектов, находящихся внутри детали и не имеющих доступа воздуха к вершине трещины, рост трещины происходит в условиях вакуума.
Результаты испытаний в воздушной среде и вакууме приводятся в исследованиях гранулируемых сплавов Rene 95 и Waspaloy [3], RR1000 [4, 5], Udimet 720LI [4, 6], N18 [4]. Во всех случаях отмечено снижение СРТУ в вакууме по сравнению с СРТУ на воздухе. Используемый образец в данных исследованиях - стандартный плоский на внецентренное растяжение [7, 8]. Для получения характеристик в вакууме применяют специальную вакуумную камеру, в которую помещают испытуемый образец.
Несмотря на более низкую скорость роста трещины в вакууме, общее количество дефектов, присутствующих внутри детали, значитель-
но превышает количество дефектов, находящихся на поверхности, что существенно влияет на определение ресурса дисков по концепции безопасного развития дефекта (КБРД) по вероятностному подходу. Данный подход предполагает учитывать распределение дефектов по всему объему диска в соответствии с заранее определенной вероятностной характеристикой дефектности материала. Использование при расчетах долговечности дисков от внутренних дефектов свойств трещиностойкости, полученных в воздушной среде, может приводить к чрезмерно консервативным оценкам ресурса.
В настоящее время не существует исследований по определению скорости роста трещины усталости в вакууме для отечественных гранулируемых никелевых сплавов из-за отсутствия вакуумных камер в составе испытательных установок для исследований на СРТУ.
Разработка образцов для испытаний СРТУ в вакууме
Для определения характеристик СРТУ в вакууме без использования вакуумной камеры были разработаны специальные образцы, представленные на рис. 1 (концепция образцов предложена С.Д. Потаповым). Образ-
а
Рис. 1. Невентилируемый (а) и вентилируемый (б) образцы
цы имеют цилиндрическую форму, сходную с формой образцов, используемых для испытаний на малоцикловую усталость [9, 10], но отличаются наличием в центре рабочей части плоского неметаллического дефекта, расположенного перпендикулярно оси образца и выполняющего функцию, аналогичную надрезу в стандартных образцах [7, 8]. Внедренный дефект изготовлен из оксида алюминия, не вступающего во взаимодействие с материалом образца при его изготовлении и проведении испытаний. Так как образцы изготавливают методом изостатического прессования гранулируемых сплавов, то данный дефект позиционируется в образце на этапе засыпки гранул в капсульную оснастку.
Два типа специальных образцов - вентилируемый и невентилируемый - имеют длину и диаметр рабочей части ^раб и Ораб, общую длину и посадочный диаметр резьбы ^обр и Орез. В центре рабочей части располагается начальный дефект диаметром Одеф. Отличием вентилируемого образца от невентилируемо-го является наличие сквозного осевого отверстия диаметром Оотв для подвода воздушной среды к вершине трещины. Соответственно невентилируемый образец служит для получения характеристик СРТУ в вакууме, а вентилируемый - для получения характеристик СРТУ на воздухе.
Размах КИН ДК
Рис. 2. Кинетическая диаграмма роста трещины
Рис. 3. Сечение образца в месте развития трещины
При циклическом нагружении от нагрузки, направленной по оси образца, от внедренного дефекта развивается усталостная трещина. Испытания проводят до разрушения образца. В дальнейшем с помощью электронной микроскопии исследуется поверхность излома образца, восстанавливаются фронты распространения трещины и проводится поиск участков, на которых наблюдается формирование усталостных бороздок с последующим их измерением [11].
Ширина шага усталостных бороздок соответствует величине приращения длины трещины за один цикл нагружения А/ [12], т.е. С// СЫ. Усталостные бороздки характеризуют период устойчивого роста трещины (рис. 2), описываемого уравнением Пэриса
С//СЫ = САКт [13, 14],
где С и т - коэффициенты, получаемые эмпирическим путем; АК = Ктах - Кт|П - размах коэффициентов интенсивности напряжений (КИН) за один цикл нагружения. Получить значения КИН, необходимые для построения кинетической диаграммы, можно, используя реконструкцию формы фронта трещины (при фрактографических исследованиях) и последующее моделирование методом конечных элементов (МКЭ) [15-17].
Диаметры образца и дефекта подбирают таким образом, чтобы при заданной максимальной нагрузке цикла нагружения в сечении с трещиной обеспечивалась величина номинальных напряжений стном, меньше предела пропорциональности стпц материала образца при температуре испытаний. На рис. 3 представлена модель сечения с трещиной, включающая зону роста при упругих номинальных напряжениях (зеленая область) и зону до перехода трещины к неустойчивому росту на третьем участке при достижении КИН АК2-3 (см. рис. 2, на рис. 3 зеленая и красная области).
Технология изготовления образцов
Заготовки с внедренным дефектом для образцов изготовлены в ООО «Лаборатория новых технологий». Механическая обработка полученных заготовок выполнена на Лыткарин-ском машиностроительном заводе - филиале
ПАО «ОДК-УМПО». Изготовление специальных образцов из никелевого гранулируемого сплава ЭП741НП включает следующие этапы.
1. Изготовление капсульной оснастки для заготовок образцов с последующей засыпкой гранул крупностью не более 140 мкм. При засыпке внутри капсул с помощью специальной оснастки размещали плоский цилиндрический дефект, изготовленный из оксида алюминия.
2. После засыпки и проверки герметичности проводили операции термической дегазации и горячего изостатического прессования (ГИП). После ГИП заготовки подвергали термической обработке по стандартному для дисков из сплава ЭП741НП режиму.
3. После закалки заготовки подвергали механической обработке. Для заготовок вентилируемых образцов дополнительно выполняли сквозное осевое отверстие методом электроискрового прожига. На рис. 4 показан
Рис. 4. Сечение вдоль оси вентилируемого образца в области внедренного дефекта и осевого отверстия
Рис. 5. Рентгеноскопия вентилируемого образца
разрезанный вдоль оси вентилируемый образец в области нахождения дефекта и осевого отверстия. Заметны изменения в структуре материала вблизи отверстия, соразмерные закладываемому дефекту.
Для контроля механических свойств из данной партии специальных образцов были изготовлены стандартные образцы на растяжение и длительную прочность. Результаты испытаний стандартных образцов показали соответствие характеристик сплава техническим условиям.
Контроль размещения начального дефекта внутри заготовок определяли методом рентгеноскопии (рис. 5).
Результаты испытаний
Циклические испытания выполняли на испытательных машинах Атв1ег 300 и LFV-100НН в мягком цикле нагружения при постоянной максимальной нагрузке цикла, коэффициенте асимметрии 0,1, частотах нагружения от 0,5 до 90 Гц и температуре испытаний 400 °С. Испытания проводили до разрушения образцов.
В таблице представлены данные о количестве циклов до разрушения вентилируемых и невентилируемых образцов. По результатам испытаний первого образца проводили доработку геометрии рабочей части остальных образцов и корректировали максимальную нагрузку в цикле нагружения для обеспечения уровня номинальных напряжений в рабочем сечении с трещиной, не превышающего предела пропорциональности материала при температуре испытаний.
Вентилируемые образцы 2 и 6 разрушились в рабочей части не по месту расположения дефекта. Разрушение данных образцов не от керамического дефекта обусловлено образованием концентратора напряжений на поверхности сквозного отверстия, изготавливаемого методом электроискрового прожига. В остальных случаях разрушение происходило от трещины, развившейся от внедренного дефекта.
Вентилируемые образцы 6, 8 и невенти-лируемые образцы 3, 5, 7 имеют одинаковый диаметр рабочей части. Среднее число циклов до разрушения для невентилируемых образцов (3, 5, 7) в 12,7 раза больше, чем для вентилируемых (6, 8), что указывает на значи-
Результаты циклических испытаний
Тип образца Номер образца ^раб^деф ^ном^пц в момент начала испытаний Число циклов до разрушения Среднее число циклов до разрушения
Вентилируемые 2 4,5 0,41 136 550 -
6 3,0 0,52 284 861 212 178
8 3,0 0,52 139 495
Невентилируемые 3 3,0 0,52 2 228 935 2 684 318
5 3,0 0,52 2 900 504
7 3,0 0,52 2 923 515
Рис. 6. Поверхности излома невентилируемых образцов 3, 5, 7
Рис. 7. Поверхности излома вентилируемых образцов 2, 6, 8
тельно более медленное развитие трещины в вакууме. В данном сравнении не учитывался образец 2, так как его диаметр больше, а номинальные напряжения в сечении с трещиной меньше, чем для остальных образцов.
На рис. 6, 7 приведен вид поверхностей изломов образцов, полученных на электронном микроскопе. На этих рисунках выделены области: 1 - область, где усталостные бороздки отсутствуют; 2 - область, где наблюдаются усталостные бороздки; 3 - внедренный дефект; 4 - сквозное отверстие; 5 - область, где фрак-тографический анализ не проводился. Для вентилируемых образцов (рис. 7) формирование усталостных бороздок наблюдается практически по всей площади распространения трещины, кроме участка вблизи дефекта, что свидетельствует о том, что рост трещины происходил преимущественно (практически от зоны зарождения трещины) по механизму устойчивого роста (см. рис. 2, участок II). Формирование усталостных бороздок в невентилируемых образцах (см. рис. 6) наблюдается в узкой зоне только на границе перехода усталостной трещины к неустойчивому росту (к участку III на рис. 2). Это свидетельствует о том, что рост трещины происходил преимущественно при низких СРТУ, соответствующих механизму неустойчивого роста трещины (см. рис. 2, участок I).
Для всех образцов наблюдается отсутствие симметрии формы трещины относительно центра образца, что связано с наличием изгиба образцов при проведении испытаний. Изгиб возник из-за того, что в испытательной машине при установке крупногабаритных образцов пришлось убрать систему компенсации перекоса. Для возможности учета величины изгиба в последующей обработке результатов испытаний перед началом испытаний была определена величина изгиба для каждого образца под нагрузкой в испытательной машине с помощью восьми тензодатчиков, расположенных в двух сечениях по оси рабочей части образца с шагом 90° по окружности. Для образцов 3, 6, 8 разница в напряжениях между противоположно расположенными тензодат-чиками достигает 20 %, тогда как для образцов 5 и 7 максимальная разница составляет 4 %. Трещина в образце 5 имеет наиболее близкую к симметрии форму по сравнению
с остальными образцами. Форма трещины в образце 7 обусловлена расслаиванием материала, возникшего на этапе изготовления образца. Тензометрирование образца 2 не проводили, так как испытание этого образца выполняли первым и о наличии изгиба при на-гружении до анализа поверхности излома образца не было известно.
Следует отметить, что в образце 6 зарождение трещины произошло от сквозного отверстия, имеющего существенно меньший диаметр по сравнению с диаметром закладываемого дефекта. Но несмотря на это число циклов до разрушения образца 6 в 9,4 раза меньше, чем среднее число циклов до разрушения невентилируемых образцов, началом разрушения в которых во всех случаях послужил заложенный в рабочей части дефект. Что также косвенно свидетельствует о существенно большей СРТУ на воздухе, чем в вакууме.
Образец 2 разрушился в два раза быстрее образца 6, хотя номинальные напряжения в сечении с трещиной в образце 2 были ниже, а отношение диаметров Ораб к Одеф было больше. Так как в обоих случаях зарождение трещины произошло от поверхности сквозного отверстия, возможной причиной более быстрого разрушения образца 2 является меньшая величина инкубационного периода развития трещины, чем для образца 6.
На основе полученных данных начато моделирование в программном комплексе А^ SYS фронтов трещин, полученных при испытаниях, с целью определения значений разма-хов КИН и построения кинетических диаграмм СРТУ в вакууме и на воздухе.
Выводы
1. Разработана методика определения скорости роста трещины усталости в вакууме для гранулируемых никелевых сплавов без использования вакуумной камеры. Разработана конструкция специальных образцов с внедренным дефектом, геометрические параметры которых обеспечивают продолжительный рост трещины в области упругих номинальных напряжений в сечении с трещиной, позволяющих получать характеристики трещиностойко-сти в вакууме и воздушной среде.
2. Проведены испытания образцов двух типов - вентилируемых и невентилируемых. По результатам испытаний среднее число циклов до разрушения для невентилируемых образцов в 12,7 раза больше, чем для вентилируемых, что указывает на значительно более медленное развитие трещины в вакууме.
3. Проведены предварительные фрактогра-фические исследования изломов образцов. Определены участки расположения усталостных бороздок, характеризующих устойчивый период роста трещины. Для вентилируемых образцов усталостные бороздки наблюдаются
практически по всей площади развития трещины, кроме участка вблизи дефекта, что свидетельствует о том, что рост трещины происходил преимущественно (практически от зоны зарождения трещины) по механизму устойчивого роста. Для невентилируемых образцов усталостные бороздки расположены в узкой зоне только вблизи границы перехода усталостной трещины к неустойчивому росту (к участку III на рис. 2), что свидетельствует о том, что рост трещины в вакууме происходил преимущественно при низких СРТУ, соответствующих механизму неустойчивого роста трещины (см. рис. 2, участок I).
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Волков А.М., Востриков А.В. Сопротивление гранулируемых жаропрочных никелевых сплавов разрушению при малоцикловой усталости (обзор) // Авиационные материалы и технологии. № S1. 2016. С. 74-79.
2. Школьник Л.М. Скорость роста трещин и живучесть металла. М.: Металлургия, 1973. 216 с.
3. Gayda J., Gabb T.P., Miner R.V. Fatigue Crack Propagation of Nickel-Base Superalloys at 650 °C // NASA Technical Memorandum 87150.
4. Everitt E., Starink M.J., Reed P.A.S. Temperature and Dwell Dependence of Fatigue Crack Propagation in Various Heat Treated Turbine Disc Alloys // Superalloys 2008. 2008. P.741-750.
5. Hunt D.W., Skelton D.K., Knowles D.M. Microstructural Stability and Crack Growth Behaviour of a Polycrystalline Nickel-Base Superalloy // Superalloys 2000. 2000. P. 795-802.
6. Hide N.J., Henderson M.B., Reed P.A.S. Effects of Grain and Precipitate Size Variation on Creep-Fatigue Behaviour of Udimet 720LI in Both Air and Vacuum // Superalloys 2000. 2000. P. 495-503.
7. ОСТ 1 92127-90. Металлы. Метод определения скорости роста усталостной трещины при испытании с постоянной амплитудой нагрузки.
8. ASTM E647. Standard Test Method for Measurement of Fatigue Crack Growth Rates. 15 e1.
9. ГОСТ 25.502-79. Расчеты и испытания на прочность в машиностроении. Методы механических испытаний металлов. Методы испытаний на усталость.
10. ASTM E606/E606M. Standard Test Method for Strain-Controlled Fatigue Testing. 12.
11. Немцев Д.В., Артамонов М.А. Основанная на вейвлет-преобразовании методика для автоматизированного определения шага усталостных бороздок образцов, испытанных на МЦУ // Научные труды 6-й Международной научно-технической конференции «Живучесть и конструкционное материаловедение» (ЖивКоМ - 2022) / Под ред. Романова А.Н. М.: ИМАШ РАН. 2022. С. 265-268.
12. Шанявский А.А. Безопасное усталостное разрушение элементов авиаконструкций. Уфа: Монография, 2003. 802 с.
13. Schijve J. Fatigue of Structures and Materials. Second Edition - Springler. 2009. 622 p.
14. Партон В.З., Морозов Е.М. Механика упругопла-стического разрушения. М.: Наука, 1985. 416 с.
15. Артамонов М.А., Немцев Д.В., Меденцов В.Э., Соловьев В.С. Исследование испытанных на малоцикловую усталость цилиндрических образцов из никелевого сплава ЭП741НП для определения параметров Периса и периода зарождения трещины // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2019. № 56. С. 103-113.
16. Artamonov M.A., Nemtsev D.V., Medentsov V.E., Solov'yev V.S. The Influence of Temperature and Stress Cycle Asymmetry at Fatigue Cracks Initiation and Propagation in Cylindrical Specimens of Ni-based Alloy EP741NP // Procedia Structural Integrity. 2019. 23. Р. 257-262.
17. Морозов Е.М. ANSYS в руках инженера. Механика разрушения. М.: Ленанд, 2010. 456 с.
REFERENCES
1. Volkov A.M., Vostrikov A.V. Soprotivleniye granu-liruyemykh zharoprochnykh nikelevykh splavov raz-rusheniyu pri malotsiklovoy ustalosti (obzor) // Aviatsi-onnyye materialy i tekhnologii. № S1. 2016. S. 74-79.
2. Shkol'nik L.M. Skorost' rosta treshchin i zhivuchest' metalla. M.: Metallurgiya, 1973. 216 s.
3. Gayda J., Gabb T.P., Miner R.V. Fatigue Crack Propagation of Nickel-Base Superalloys at 650 °C // NASA Technical Memorandum 87150.
4. Everitt E., Starink M.J., Reed P.A.S. Temperature and Dwell Dependence of Fatigue Crack Propagation in Various Heat Treated Turbine Disc Alloys // Superalloys 2008. 2008. P. 741-750.
5. Hunt D.W., Skelton D.K., Knowles D.M. Microstructural Stability and Crack Growth Behaviour of a Polycrystalline Nickel-Base Superalloy // Superalloys 2000. 2000. P. 795-802.
6. Hide N.J., Henderson M.B., Reed P.A.S. Effects of Grain and Precipitate Size Variation on Creep-Fatigue Behaviour of Udimet 720LI in Both Air and Vacuum // Superalloys 2000. 2000. P. 495-503.
7. OCT 1—92127-90. Metally. Metod opredeleniya skorosti rosta ustalostnoi treshchiny pri ispytanii s postoyannoi amplitudoi nagruzki.
8. ASTM E647. Standard Test Method for Measurement of Fatigue Crack Growth Rates. 15 e1.
9. GOST 25.502-79. Raschety i ispytaniya na proch-nost' v mashinostroyenii. Metody mekhanicheskikh ispytaniy metallov. Metody ispytaniy na ustalost'.
10. ASTM E606/E606M. Standard Test Method for Strain-Controlled Fatigue Testing. 12.
11. Nemtsev D.V., Artamonov M.A. Osnovannaya na veyvlet-preobrazovanii metodika dlya avtoma-tizirovannogo opredeleniya shaga ustalostnykh boro-zdok obraztsov, ispytannykh na MTSU // Nauchnyye trudy 6-y Mezhdunarodnoy nauchno-tekhnicheskoy konferentsii «Zhivuchest' i konstruktsionnoye materi-alovedeniye» (ZhivKoM - 2022) / Pod red. Romanova A.N. M.: IMASH RAN. 2022. S. 265-268.
12. Shanyavskiy A.A. Bezopasnoye ustalostnoye raz-rusheniye elementov aviakonstruktsiy. Ufa: Mono-grafiya, 2003. 802 s.
13. Schijve J. Fatigue of Structures and Materials. Second Edition - Springier. 2009. 622 p.
14. Parton V.Z., Morozov Ye.M. Mekhanika uprugoplas-ticheskogo razrusheniya. M.: Nauka, 1985. 416 s.
15. Artamonov M.A., Nemtsev D.V., Medentsov V.E., Solov'yev V.S. Issledovaniye ispytannykh na malotsikl-ovuyu ustalost' tsilindricheskikh obraztsov iz nikelevogo splava EP741NP dlya opredeleniya parametrov Perisa i perioda zarozhdeniya treshchiny // Vestnik PNIPU. Aerokosmicheskaya tekhnika. 2019. № 5. S.103-113.
16. Artamonov M.A., Nemtsev D.V., Medentsov V.E., Solov'yev V.S. The Influence of Temperature and Stress Cycle Asymmetry at Fatigue Cracks Initiation and Propagation in Cylindrical Specimens of Ni-based Alloy EP741NP // Procedia Structural Integrity. 2019. 23. P 257-262.
17. Morozov Ye.M. ANSYS v rukakh inzhenera. Mekhanika razrusheniya. M.: Lenand, 2010. 456 s.
