DD6单晶高温合金振动疲劳性能及断裂机理
不同温度下DD6_单晶高温合金的燃气热腐蚀行为研究
装备环境工程第20卷第12期·20·EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING2023年12月不同温度下DD6单晶高温合金的燃气热腐蚀行为研究杨丽媛，张骐，孙志华，刘明，赵明亮（北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室，北京 100095）摘要：目的研究DD6高温合金在650、800、950 ℃等3种典型温度的燃气热腐环境下的耐腐蚀性能。
方法采用X射线衍射（XRD）、扫描电镜（SEM）、能谱仪（EDS）等测试方法，研究不同温度下DD6高温合金的热腐蚀行为。
结果与结论随着温度的升高，合金的腐蚀速率呈逐渐增加的趋势。
当温度为650、800 ℃时，合金的腐蚀速率较小；当温度为950 ℃时，表面腐蚀产物明显剥落，腐蚀程度明显增加。
在650 ℃下，DD6合金的腐蚀层较薄，主要为NiO、Al2O3等氧化物。
在800、950 ℃下，腐蚀层分为2层，外层由2部分构成，最外侧为一薄层NiO和Co3O4等的混合物，次外层为相对疏松的NiO，内层为Al2O3和Cr2O3构成的相对致密的腐蚀层。
腐蚀层下方的基体中，出现了γ'相退化区，并且出现了明显的内硫化现象，加剧了热腐蚀作用。
关键词：DD6；单晶高温合金；燃气热腐蚀；微观形貌；内硫化中图分类号：TG132.3 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)12-0020-06DOI：10.7643/ issn.1672-9242.2023.12.003Hot Gas Corrosion Behavior of Single Crystal Superalloy DD6 at Different Temperature YANG Li-yuan, ZHANG Qi, SUN Zhi-hua, LIU Ming, ZHAO Ming-liang(Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Corrosion and Protection for Aviation Material,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China)ABSTRACT: The work aims to study the corrosion resistance of DD6 super alloy in three typical hot gas corrosion environ-ments at 650 ℃, 800 ℃ and 950 ℃. The corrosion behavior of DD6 super alloy was investigated by X-Ray Diffraction, scan-ning election microscopy and energy dispersive X-ray spectrum (EDS). The hot corrosion rate of alloy increased with the in-crease of temperature. The hot corrosion rates at 650 ℃ and 800 ℃ were relatively low. Significant spallation of corrosion products and obvious corrosion occurred at 950 ℃. The corrosion layer of DD6 alloy at 650 ℃ was relatively thin, mainly composed of oxides such as NiO and Al2O3. The corrosion products were divided into two layers at 800 ℃ and 950 ℃. The outer layer consisted of two parts, the outermost layer was a mixture of a thin layer of NiO and Co3O4, the secondary layer was loose NiO and the inner layer was a relatively dense corrosion layer composed of Al2O3 and Cr2O3. The phase γ' degradation zone appeared in the alloy below the corrosion layer, and there was obvious internal vulcanization phenomenon which acceler-ated the hot corrosion.KEY WORDS: DD6; single crystal super alloy; hot gas corrosion; microstructure; internal vulcanization收稿日期：2023-10-29；修订日期：2023-12-11Received：2023-10-29；Revised：2023-12-11引文格式：杨丽媛, 张骐, 孙志华, 等. 不同温度下DD6单晶高温合金的燃气热腐蚀行为研究[J]. 装备环境工程, 2023, 20(12): 20-25. YANG Li-yuan, ZHANG Qi, SUN Zhi-hua, et al. Hot Gas Corrosion Behavior of Single Crystal Superalloy DD6 at Different Temperature[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(12): 20-25.第20卷第12期杨丽媛，等：不同温度下DD6单晶高温合金的燃气热腐蚀行为研究·21·DD6单晶高温合金具有优异的综合力学性能（拉伸、持久、蠕变）和良好的抗氧化性，目前已广泛应用于航空发动机和燃气轮机关键热端部件[1-8]。
工程材料力学性能每章重要知识点
第一章1.应力-应变曲线（拉伸力-伸长曲线）。
拉伸力在Fe以下阶段，为弹性变形阶段，到达Fa后，试样开始发生塑性变形，最初试样局部区域产生不均匀屈服塑形变形，曲线上出现平台或锯齿，直至C点结束。
继而进入均匀塑形变形阶段。
达到最大拉伸Fb时，试样在此产生不均匀塑形变形，在局部区域产生缩颈。
最终，在拉伸力Fk处，试样断裂。
2.弹性变形现象及指标弹性变形：是可逆性变形，是金属晶格中原子自平衡位置产生可逆位移的反映。
弹性变形指标：①弹性模量，是产生100%弹性变形所需应力。
②弹性比功（弹性比能、应变比能），表示金属吸收弹性变形功的能力。
③滞弹性：在弹性范围内快速加载或卸载后，随时间延长产生附加弹性应变的现象。
④循环韧性：金属材料在交变载荷（振动）下吸收不可逆变形功的能力。
3.塑性变形现象及指标金属材料常见塑性变形方式主要为滑移和孪生。
滑移：金属材料在切应力作用下位错沿滑移面和滑移方向运动而进行切变得过程。
孪生：金属材料在切应力作用下沿特定晶面和特性晶向进行的塑性变形。
塑性变形特点：①各晶粒变形的不同时性和均匀性；②各晶粒变形的相互协调性。
塑性变形指标：⑴屈服强度，屈服强度及金属材料拉伸时，试样在外力不增加（保持恒定）仍能继续伸长时的应力。
屈服现象：金属材料开始产生宏观塑形变形的标志。
屈服现象相关因素：①材料变形前可动位错密度很小；②随塑性变形的发生，位错能快速增殖；③位错的运动速率与外加应力有强烈的依存关系。
屈服现象指标：规定非比例伸长应力；规定残余伸长应力；规定总伸长应力。
影响屈服强度因素：①内在因素：金属本性和晶格类型；晶粒的大小和亚结构；溶质元素；第二相。
②外在因素：温度、应变速率、应力状态。
⑵应变硬化：金属材料阻止继续塑形变形的能力，塑性变形是硬化的原因，硬化是结果。
⑶缩颈：韧性金属材料在拉伸试验时变形集中于局部区域的特殊现象，是应变硬化与截面减小共同作用的结果。
抗拉强度：韧性金属试样拉断过程中最大力所对应的应力。
哈尔滨工业大学材料科学与工程学科
哈尔滨工业大学材料科学与工程学科
第十三届博士生学术论坛
会议日程
注：参会博士生必须参加论坛全部议程，并于19日上午、下午报告开始前到本人所在会场秘书处签到；如无故缺席，本次中期检查视为无效；如有特殊情况，需提前向王宁老师和秦少华老师请假备案。
第一组 (物化+铸造)
地点：材料楼220
主席：黄永江
委员：方海涛隋解和李伟力孟祥龙李邦盛吴士平宁志良
第二组 (材料学)
地点：材料楼322
主席：郑明毅
委员：孙东立张学习王亚明黄陆军杨治华
第三组 (材料学+空间+光电)
地点：材料楼521
主席：王文
委员：邵文柱李保强黄小萧姜建堂吴宜勇国凤云张勇
主席：王国峰
委员：单德彬胡连喜王忠金刘钢徐永超徐文臣王春举
主席：闫久春
委员：冯吉才方洪渊刘会杰田艳红李卓然张丽霞
主席：黄永宪
委员：高洪明何鹏李俐群张广军陶汪。
金属断裂机理
金属断裂机理
金属断裂是指金属材料在外力作用下发生破裂或断裂的过程。
金属的断裂机理主要包括以下几种：
1. 脆性断裂：脆性断裂是指金属材料在受到外力作用下几乎没有可见的塑性变形就突然破裂。
脆性断裂主要由金属的晶体结构和缺陷引起，如晶界的弱化、镍效应等。
常见的脆性断裂包括贝氏体断裂、冷脆断裂等。
2. 韧性断裂：韧性断裂是指金属材料在受到外力作用下先经历一定的可见塑性变形，然后发生破裂。
韧性断裂主要由金属的晶体结构、析出物和晶界等因素影响。
常见的韧性断裂模式包括韧突型断裂、韧性断裂等。
3. 疲劳断裂：疲劳断裂是指金属材料在长时间受到周期性应力作用下发生的破裂。
疲劳断裂主要由金属的晶间滑移、晶界变形和微观裂纹的扩展等因素引起。
疲劳断裂常发生在受振动或循环应力作用下的金属构件中。
4. 腐蚀断裂：腐蚀断裂是指金属材料在受到腐蚀介质作用下发生的破裂。
腐蚀断裂主要由金属与环境介质之间的电化学反应引起，如应力腐蚀断裂、氢脆断裂等。
总之，金属断裂机理是一个复杂的过程，受到多种因素的综合影响。
为了提高金属材料的断裂强度和韧性，需要通过合理的合金设计、热处理和表面处理等方法来改善金属的断裂性能。
镍基单晶高温合金研究进展.
镍基单晶高温合金研究进展孙晓峰，金涛，周亦胄，胡壮麒（中国科学院金属研究所，沈阳 110016）摘要：单晶高温合金具有较高的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、优异的蠕变与疲劳抗力、良好的组织稳定性和使用可靠性，广泛应用于涡轮发动机等先进动力推进系统涡轮叶片等部件。
由于采用定向凝固工艺消除了晶界，单晶高温合金明显减少了降低熔点的晶界强化元素，使合金的初熔温度提高，能够在较高温度范围进行固溶和时效处理，其高温强度比等轴晶和定向柱晶高温合金大幅度提高。
经过几十年的发展，单晶高温合金已经在合金设计方法、组织结构与力学性能关系、纯净化冶炼工艺和定向凝固工艺等方面取得了重要进展。
本文从单晶高温合金成分特点、合金元素作用、强化机理、力学性能各向异性、凝固过程及缺陷控制、单晶制备工艺等方面，简要介绍了单晶高温合金的主要研究进展。
关键词：单晶高温合金；强化机理；定向凝固；各向异性Research Progress of Nickel-base Single Crystal SuperalloysSun Xiaofeng, Jin Tao, Zhou Yizhou, Hu Zhuangqi(Institute of Metal Research, Chinese Academy of Sciences, Shenyang 110016, China)Abstract:Single crystal superalloys have been widely used to make turbine blades and guide vanes for aero-engines and industrial gas turbines because of improved strength, creep-rupture, fatigue, oxidation and hot corrosion properties as well as stable microstructure and reliability at high temperature environments. After removal of grain boundary by using directional solidification technique, grain boundary elements which decrease the incipient melting temperature were reduced remarkably in single crystal superalloys. Consequently, the solution and aging treatment of single crystal superalloys can be done at higher temperature due to the enhanced incipient melting temperature, and then the high temperature strength of single crystal superalloys is higher than that of equiaxed and directionally solidified superalloys. There were great progress on approach of alloy design, relationship between structure and mechanical performances, process of pure smelting and processing of directional solidification in the last decades. The present work reviews these progress from compositions of alloys, role of elements, mechanism of strengthening, anisotropy of mechanical properties, procedure of solidification, control of defects and processing of single crystal superalloys.Key words：single crystal superalloy；mechanism of strengthening；directional solidification；anisotropy of properties——————————————————基金项目：国家973计划项目（2010CB631206）通讯作者：孙晓峰，男，1964年生，研究员，博士生导师1引言高温合金（Superalloy）是以铁、镍、钴为基体的一类高温结构材料，可以在600℃以上高温环境服役，并能承受苛刻的机械应力。
高温及环境下的材料力学性能
需要加强跨学科合作，将材 料科学、物理学、化学等多 学科理论和方法结合起来， 深入研究材料在高温及环境 下的力学性能，推动相关领 域的发展。
需要加强实验研究和理论分 析的结合，通过建立更为精 准的力学模型和理论框架， 更好地解释和预测材料在高 温及环境下的力学行为，为 工程应用提供更为可靠的依 据。
探讨温度、湿度、气氛等环境因素对材料力学性能的影响机制。
材料失效与可靠性评估
分析高温及环境下材料的失效模式和机理，评估材料的可靠性和使 用寿命。
研究目的和意义
揭示高温及环境因素对材料力学性能的作用机制
通过深入研究高温及环境因素对材料力学性能的影响，有助于深入理解材料在不同环境 下的行为和变化规律。
疲劳性能的降低可能与裂纹扩展速率增加 、应力集中等因素有关。
03
02
材料在高温和环境下的力学性能变化主要受 微观结构、相变、热膨胀等因素影响。
04 结论
材料在高温和环境下的力学性能表现出明 显的变化，需要特别关注其应用安全性。
05
06
对材料的微观结构和相变行为进行深入研 究有助于理解其高温力学性能。
材料需具备足够的强度 和韧性，以承受高温下
的各种应力。
环境因素下材料的优化设计
环境适应性
根据使用环境的特点，如温度、湿度、压力 等，对材料进行优化设计。
耐腐蚀性
通过表面处理、合金化等方法提高材料的耐 腐蚀性能。
疲劳性能
提高材料的抗疲劳性能，以适应周期性变化 的应力或应变。
轻量化设计
在满足性能要求的前提下，尽量减轻材料的 重量。
温度对材料硬度和韧性的影响
硬度
随着温度升高，材料硬度通常会降低 ，因为高温会导致原子或分子的振动 增加，使得材料变软。
航空关键动部件的开裂分析及检测应用
收稿日期：2021-07-04基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：刘甜甜（1985），女，硕士，高级工程师。
引用格式：刘甜甜，徐桂荣，迟天佐，等.航空关键动部件的开裂分析及检测应用[J].航空发动机，2023，49（4）：162-167.LIU Tiantian ，XUGuirong ，CHITianzuo ，et al.Cracking analysis and inspection application of aviation key moving part[J].Aeroengine ，2023，49（4）：162-167.第49卷第4期2023年8月Vol.49No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine航空关键动部件的开裂分析及检测应用刘甜甜，徐桂荣，迟天佐，邓浩（航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，哈尔滨150066）摘要：针对航空关键动部件生产制造及验收试验中出现的提前失效问题，采用多种疲劳失效分析方法和工具，进行了疲劳试验出现失效的原因分析，从宏观和微观分析、金相分析、能谱分析及疲劳试验过程中的应力分析等方面对产生的缺陷进行了系统研究。
了解了其疲劳开裂的原因，并对缺陷性质及零件制造工艺过程进行分析。
结果表明：应力集中区是最容易出现开裂的位置，也是检测的关键部位，要进一步加强在制件及在役件的表面缺陷的检测，细化其检测实施方式及关键控制点，是保证动部件试验质量的关键。
通过加强受力部位的无损检测，为及早发现和及时处理潜在的缺陷提供重要依据，从而降低关键动部件的试验失败的风险，提高产品试验质量及使用寿命，有助于其它机型更好地改进检测的设计要求及应用，为其提供了重要的依据和研究方向。
关键词：疲劳试验；关键动部件；应力集中；无损检测；表面裂纹；检测方法中图分类号：V263.6文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.021Cracking Analysis and Inspection Application of Aviation Key Moving PartLIU Tian-tian ，XU Gui-rong ，CHI Tian-zuo ，DENG Hao （AVIC Hafei Aviation Industry Co.，Ltd.，Harbin150066，China ）Abstract ：In response to the occurrence of premature failure in the manufacture and acceptance test of a key aviation moving part ，the causes of the failure in the fatigue test of the part were analyzed by using a variety of fatigue failure analysis methods and tools ，and the de⁃fects were systematically studied from macro and micro analysis ，metallographic analysis ，energy spectrum analysis and stress analysis during the fatigue test.The research revealed causes of the fatigue cracking ，and analyzed the nature of the defect and the manufacturing process of the part.The results show that the stress concentration area is the most prone to cracking and the key part of detection throughthe analysis of defect properties and parts manufacturing process.To ensure the test quality of moving parts ，it is crucial to further strength⁃en the detection of surface defects in both new parts and in-service parts ，and refine the detection methods and critical control points.By strengthening the non-destructive testing of stressed areas ，early detection and timely treatment of potential defects are made possible ，thereby reducing the risk of test failure of key moving parts ，improving product test quality and service life ，and helping other models bet⁃ter improve the design requirements and applications of testing ，providing an important basis and research direction.Key words ：fatigue test ；key moving parts ；stress concentration ；non-destructive testing ；surface cracks ；testing methods0引言近年来，在重复载荷作用下的结构疲劳断裂仍然是影响飞机结构安全性和可靠性的主要因素，飞机结构疲劳和断裂特性的研究一直是航空工程中最为复杂的问题之一。
振动疲劳基础知识
振动疲劳基础入门：产品设计过程中的抗振性能优化及疲劳寿命评估振动疲劳基础知识振动基本概念振动是指物体沿一定路径往复运动的现象。
在机械系统中，振动是一种常见的运动形式，它可以是周期性的，也可以是非周期性的。
周期性振动包括正弦振动和余弦振动，而非周期性振动则表现为随机振动和瞬态振动。
振动的产生可以由各种各样的原因导致，如引擎的运转、地震、海浪等自然现象，或是人为因素如车辆行驶、建筑施工等。
振动的特征可以从频率、振幅、相位、波形等不同的方面进行描述。
疲劳失效疲劳失效是指结构在循环载荷作用下，逐渐产生微观结构的变化，导致结构在低于其承受静载强度的条件下发生破坏的现象。
疲劳失效通常发生在金属材料制成的结构中，是机械工程中一种常见的失效形式。
疲劳失效的原理主要是由于循环载荷作用下，材料内部的应力-应变循环会导致微观结构发生变化，如位错、滑移、微裂纹等。
这些微结构变化逐渐累积，最终导致材料出现宏观裂纹并发生破坏。
影响疲劳失效的因素包括材料本身的特性，如材料的强度、硬度、韧性等，同时也与循环载荷的大小、波形、频率等有关。
此外，环境因素如温度、湿度、介质等也会对疲劳失效产生影响。
振动疲劳实验振动疲劳实验是为了研究结构在振动载荷作用下的疲劳性能和疲劳失效机理而进行的实验。
实验的主要目的是确定结构的疲劳极限，了解结构的疲劳行为，以及探寻防止结构疲劳失效的措施。
振动疲劳实验通常采用振动台或激振器来对结构施加振动载荷。
实验过程中需要对结构的响应进行测量和记录，包括位移、速度、加速度、应力、应变等参数。
同时，还需要对结构进行无损检测，如超声检测、射线检测、磁粉检测等，以发现和评估结构的微观裂纹和宏观裂纹。
振动疲劳分析方法振动疲劳分析是根据实验数据和理论模型对结构的疲劳性能进行评估和预测的过程。
常用的振动疲劳分析方法包括：（1）理论分析法：根据材料的力学性能和结构的几何形状、尺寸等因素，建立疲劳分析的力学模型，推导出疲劳载荷谱和疲劳寿命计算公式。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
DD6单晶高温合金振动疲劳性能及断裂机理刘丽玉;高翔宇;杨宪锋;何玉怀【摘要】Room Temperature vibration fatigue S-N curves of single crystal superalloy DD6 with [001] orientation was investigated and room temperature vibration fatigue limit was obtained .The fracture mechanism was studied by OM ,SEM and EBSD .The results show that based on S-N method ,vibra-tion fatigue limit of DD6 single crystal superalloy with [001] orientation is estimated to be around 337 .5M Pa .Vibration fatigue fracture presents single or several {111} octahedral slip planes .SEM observations show that fracture has two regions :fatigue source region and the fatigue crack propaga-tion regions ,the fatigue cracks initiate at the surface or internal defect of the cross-section with the maximumstress ,and exhibits a single source feature ,fatigue crack propagation region exhibits quasi-cleavage fracture ,no typical fatigue striationfeature .Crystal plane slip along {111} is the main de-formation mechanism of RT vibration fatigue fracture of single crystal superalloy DD 6 ,quasi-cleavage propagation plane in fracture and quasi-cleavage patterns in microstructure are the main features of RT vibration fatigue fracture of single crystal superalloy DD 6.%研究[001]取向的DD6单晶高温合金的室温振动疲劳S-N曲线,并获得了其室温振动疲劳极限.利用体视显微镜、扫描电子显微镜、背散射衍射等手段对DD6单晶高温合金振动疲劳断裂机制进行分析.结果表明:采用S-N法估算得到的[001]取向的DD6单晶高温合金室温振动疲劳极限约为337.5M Pa.振动疲劳裂纹断口呈现单个或多个沿{111}晶体学扩展平面组成的形貌特征,断口上分为疲劳源区和疲劳扩展区两个阶段,裂纹在应力最大截面处的表面或内部缺陷处萌生,呈单源特征,疲劳扩展区呈现类解理断裂特征,未出现典型的疲劳条带特征.说明沿{111}晶面滑移是DD6单晶高温合金室温振动疲劳断裂的主要变形机制,断口上的类解理扩展平面以及微观上类解理花样是DD6单晶高温合金室温振动疲劳断裂的主要特征.【期刊名称】《材料工程》【年(卷),期】2018(046)002【总页数】6页(P128-133)【关键词】DD6单晶高温合金;振动疲劳;断裂机理;类解理平面【作者】刘丽玉;高翔宇;杨宪锋;何玉怀【作者单位】中国航发北京航空材料研究院,北京100095;航空材料检测与评价北京市重点实验室,北京100095;材料检测与评价航空科技重点实验室,北京100095;中国航发北京航空材料研究院,北京100095;航空材料检测与评价北京市重点实验室,北京100095;材料检测与评价航空科技重点实验室,北京100095;中国航发北京航空材料研究院,北京100095;航空材料检测与评价北京市重点实验室,北京100095;材料检测与评价航空科技重点实验室,北京100095;中国航发北京航空材料研究院,北京100095;航空材料检测与评价北京市重点实验室,北京100095;材料检测与评价航空科技重点实验室,北京100095【正文语种】中文【中图分类】V241现代航空发动机发展的主要特点是提高涡轮前温度，以有效地改善发动机性能，而涡轮前温度的提高很大程度上取决于涡轮叶片的承温能力[1]。
DD6单晶高温合金为我国自主研制的第二代镍基单晶高温合金，以其优异的高温性能成为目前高推重比、高功重比航空发动机涡轮工作叶片优先考虑选用的材料[2-3] 。
国内学者对其组织[3-4]、常规性能[5-7]等开展了大量的研究，但对于与工程应用息息相关的振动疲劳性能却鲜有报道。
DD6单晶高温合金一般用于涡轮转子叶片用料，疲劳失效是涡轮叶片中最常见的一类失效[8-9]，往往都与振动有关。
与常规的疲劳不同，振动疲劳实验是指合金和构件在承受振动、冲击、噪声等动态交变载荷时，激励频率分布与结构固有频率相近，使结构产生共振所导致的疲劳破坏现象[10] ，是合金或构件综合性能的考核。
构件的振动疲劳极限不仅与合金材料振动疲劳极限有关，还与构件形状、尺寸以及表面状态有关，即与构件本身因素有关，但合金材料的振动疲劳极限是构件振动疲劳极限的研究基础。
目前，由于缺乏单晶高温合金材料的振动疲劳性能数据，很多型号在单晶涡轮叶片的振动疲劳考核、工程失效等方面均缺乏相关的数据支持和参考。
此外，DD6单晶高温合金作为一种新型高温合金，其化学成分和组织状态与普通铸造高温合金区别较大，其断裂特征和损伤机理与普通铸造高温合金相比也存在较大差异[11]。
因此，研究DD6单晶高温合金振动疲劳性能，以及断裂机理对DD6单晶高温合金的工程化应用有重要的指导意义。
构件振动疲劳破坏最典型、最重要的就是一阶弯曲振动疲劳，由于其振动阶次低、能量高、引起的破坏大，因此，振动疲劳实验往往指的是一阶弯曲振动疲劳实验，且目前构件振动疲劳考核都是在室温下进行的。
为进一步了解DD6单晶高温合金构件振动疲劳特性，以及振动下的疲劳断裂特征及机理，本工作研究了[001]取向的DD6单晶高温合金的室温振动疲劳极限，并利用体视显微镜、扫描电镜、EBSD等分析DD6单晶高温合金室温振动疲劳断裂机理。
1 实验材料及方法采用纯净的原材料真空熔炼DD6母合金，其主要的化学成分(质量分数，%，下同)：Cr 3.8，Co 8.5，W 7.0，Al 5.2，Ta 6.0，Re 1.6，Mo 1.5，Ni为余量。
在真空定向凝固炉上重熔合金，分别浇注并定向凝固 [001]取向单晶试块。
然后对单晶试块进行热处理：1290℃/1h+1300℃/2h+1315℃/4h/空冷+1120℃/4h/空冷+870℃/32h/空冷。
单晶试块试样加工前均采用X射线法测定晶体取向，不同的试块取向存在一定差异，但保证所有试样轴向和单晶[001]生长方向的夹角最大偏离角小于15°。
将试块加工成如图1所示的振动疲劳光滑试样，通过有限元对振动疲劳实验的应力分布进行模拟，最大应力位置在试样U型弯截面处，见图2。
在试样最大应力位置进行贴片，然后将试样通过夹具安装于电磁振动台的台面上。
设定加载频率及加速度g值(加载频率为151～154Hz，且此频率下，振动疲劳实验过程中试样并没有出现温升)，参照HB5277-84进行振动疲劳测试。
实验的应力选择，先根据DD6单晶高温合金室温拉伸性能预测其振动疲劳极限，第1个试样的应力水平选在略高于预计疲劳极限下进行实验，以后根据上一根试样的实验结果决定下一根试样的实验应力。
每次通过应变片及动态信号采集分析系统记录试样的应力和频率变化，直至试样一阶固有频率下降超过1%(判断出现裂纹)或循环周次超出1×107，停止实验。
通过不同应力水平下的循环数得到S-N曲线，并通过数据拟合计算得到振动疲劳极限。
图1 悬臂梁试样尺寸Fig.1 Dimension of test beam图2 振动疲劳试样应力云图Fig.2 Stress nephogram of vibration fatigue specimen振动疲劳实验后的裂纹试样采用线切割方法沿宽度方向进行切割，切割过程以不破坏裂纹为原则，并将裂纹敲断形成断口。
利用体视显微镜和CS3100型扫描电镜对振动疲劳实验的裂纹断口进行观察分析；利用EBSD对裂纹断面取向进行分析。
2 实验结果与分析2.1 [001]取向DD6单晶高温合金室温光滑振动疲劳极限研究[001]取向DD6单晶高温合金室温振动疲劳S-N曲线如图3所示。
可知，合金的整条S-N曲线呈现连续下降型特征，随后出现水平平台，即在循环周次107左右出现水平渐近线，记为[001]取向DD6单晶高温合金振动疲劳极限。
拟合后得到的S-N曲线方程为lgNf=7.092455-0.774838lg(Smax-336.1776)，相关系数为0.972。
图3 DD6单晶高温合金室温振动疲劳S-N曲线Fig.3 Vibration fatigue S-N curve of DD6 single crystal superalloy at RT从S-N曲线的数据结果看，数据稳定性较好，拟合系数较高，说明当合金取向偏离角小于15°时，[001]取向的DD6单晶高温合金室温振动疲劳实验数据波动较小。
根据实验数据估算得到[001]取向的DD6单晶高温合金室温振动疲劳极限约为337.5MPa，从此数值看，[001]取向的DD6单晶高温合金室温振动疲劳性能，并不比一些与其抗拉强度级别相当的材料(如TC11钛合金振动疲劳极限约为480MPa)更优。
此外，从目前工程上的DD6单晶叶片构件的室温振动疲劳实验考核上看，其构件振动疲劳极限也远低于材料本身的振动疲劳极限。
上述研究结果表明，[001]取向的DD6单晶高温合金室温下的振动疲劳极限相对较低，且构件结构因素影响大，叶片构件振动疲劳极限远不能和合金的疲劳极限相比。
DD6单晶叶片工程应用利用的是其优良的高温性能，与室温性能存在较大的差异，尤其是室温和高温屈强比的差异可能带来不同温度下疲劳性能方面较大的差异。
因此，现阶段工程应用上所采用的室温振动疲劳实验对DD6单晶叶片有较大的局限性，在单晶叶片的设计和实验考核上，应充分考虑叶片实际服役条件下与考核条件下的差异性。