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背景简介

镍基高温合金由于其优异的力学性能以及良好的耐高温氧化和抗腐蚀性能，已成为制造航空航天装备的关键材料。特别是IN718高温合金广泛应用于高温航空航天领域，例如喷气发动机涡轮盘和液体燃料火箭部件。

对于先进的航空发动机，热端应用在高温下长期使用。除了温度的影响外，旋转应用必须承受更大的离心应力。离心应力与温度的耦合作用必然会对合金的组织和性能产生巨大的影响。因此，明确IN718高温合金在温度/应力耦合场下的拉伸变形行为，对于确定其拉伸性能的退化机制，准确预测其使用寿命具有重要意义。

实验条件以及试样尺寸：

本研究将试样在电热炉中老化，由万能试验机在700℃下施加应力(300 MPa)，持续500、1000、2000、3000和4000小时。作为比较，相同数量的试样在相同温度下老化(无应力)500、1000、2000、3000和4000小时。拉伸实验的试样尺寸如图1所示。

图1 用于拉伸实验的标准试样(单位：mm)

成果介绍

（1）施加应力老化试样的屈服强度和抗拉强度低于无应力老化试样（图2a），这主要是由于γ''相的长大粗化和体积分数的降低，导致强化效果明显减弱。如表1所示，相同老化时间下，施加应力老化试样的组织中相邻的间距大于无应力老化试样组织中相邻γ''的距离。同时，对比施加应力老化和无应力老化试样，前者的γ''相的平均尺寸大于后者，然而对于γ''相的占比前者小于后者。随着γ''相尺寸和相邻γ''相间距的增大, 位错更加容易绕过γ''相。因此，施加应力老化试样的γ''相容易被位错绕过，导致γ''的强化效果降低。

图2  （a）不同老化时间下合金的屈服强度和抗拉强度，（b）不同老化时间下合金的伸长率

表1 施加应力和无应力老化试样中析出相的平均尺寸和体积分数

（2）施加应力老化试样的塑性低于无应力老化试样的塑性（如图2b）。此外，图3结果表明，在老化时间相同的情况下，施加应力老化的试样拉伸断口表面的浅韧窝数量较少。表明施加应力老化试样的塑性低于无应力老化试样。主要原因如下：由于γ''粗化的原因，导致γ''相积累位错的能力随着数量的减少而降低，使加工硬化率降低，导致合金塑性下降。通过表1对比可以发现，试样在施加应力老化下δ相的平均尺寸大于无应力老化下的δ相的平均尺寸，当在晶界处析出的δ相较大时，尤其是长针状δ相析出时，δ相既不能通过变形缓解应力，也不能促进塑性变形的协调。此时，长针状δ相容易断裂，成为裂纹源，导致合金塑性下降。

图3 IN718合金不同老化时间后的拉伸断口形貌： (a, d) 500 h， (b, e) 2000 h，(c, f) 4000h， (a，b，c)为没有施加应力状态，(d，e，f)为施加应力状态

（3）相较于无应力老化试样，施加应力老化试样的微裂纹更容易萌生和扩展。主要原因如下：形成微裂纹所需的应力随着δ相尺寸的增大而减小，由于施加应力老化试样的δ相尺寸大于无应力老化试样，因此施加应力老化试样更容易形成微裂纹。同时滑移位错很容易绕过粗大的γ''相或穿过没有γ''相的区域向形成的微裂纹移动，加速了微裂纹的扩展。不同条件下IN718合金变形和断裂的示意图如图4所示，位错绕过碳化物和δ相，并在其周围积累，造成应力集中(如图4(a)、(d)和(g)所示)。施加应力老化试样的碳化物和δ相位错积累速率快于无应力老化试样 (如图4(b)、(e)和(h)所示)。此外，施加应力老化试样的相尺寸大，数量多。因此，施加应力老化试样中的δ相和碳化物更容易断裂，从而形成更多的微裂纹(如图4(e)和(h)所示)。位错向形成的微裂纹方向运动导致了微裂纹的扩展，由于粗化过程中相邻γ''相间距明显增大，位错很容易沿γ''相向微裂纹方向移动，从而加速了微裂纹的扩展(如图4 (c)、(f)和(i)所示)。此外，在长针状δ相周围形成的无γ''相的大面积区域对位错运动的阻力很小。因此，当长针状δ相处形成许多微裂纹时，位错倾向于向微裂纹方向移动，导致微裂纹沿无γ''相区快速扩展。

图4 温度/应力耦合场老化对合金变形和断裂影响的示意图:（a-c）为标准热处理，（d-f）为没有施加应力条件下老化，（g-i）为施加应力条件下老化。

致谢

本研究由国家航空发动机与燃气轮机重大工程项目(No.J2019-VI-0020-0136)、国家重点研发计划项目(No.2022YFB3705102)资助。本文通讯作者：王磊（东北大学材料各向异性与织构教育部重点实验室）。

     本期小编：郑聪祥（整理）

杨逸璠（校对）

程　航（审核）

闵　琳（发布）