专利名称：一种t型裂纹冲击韧性测试方法
技术领域：
本发明涉及金属材料理化性能检测技术，特别提供了一种T型裂纹冲击韧性测试 方法。
背景技术：
金属夏比V型缺口冲击试验方法是一种常规的冲击韧性检测方法，其使用的试 验样品不含有裂纹，所测量的是V型缺口状态下的冲击韧性，不能代替T型缺口(含有裂 纹)样品的冲击性能。在材料检验标准Q/3B259-2002及Q/3B1198-2002中规定，当材料相变点超过规定 温度时需要补充测定T型缺口冲击试样的冲击韧性KCT。由于国内还没开展这个测试项目， 没有可执行的相关试验方法及标准，所以给这个项目的材料入厂检验带来了一定困难。要 解决这个检测问题，关键是试验样品的设计，T型缺口裂纹的制作方法和裂纹长度的设计， 裂纹长度的测量方法，以及试验结果的处理等。
发明内容
本的目的是提供一种T型裂纹冲击韧性测试方法。本发明所述T型裂纹冲击韧性测试方法是在金属夏比V型缺口冲击试验方法的基 础上，增加了裂纹的制作技术，规定了裂纹长度的测量方法，试验结果的处理等。本发明一种T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击韧性测试 方法中，包含有如下内容裂纹制作、冲击韧性试验和试验结果的处理；其中1) T型缺口裂纹的制作具体应达到如下要求首先在试样上制作V型缺口 采用机械加工方式(例如成形磨等各类可用方式) 获得V型缺口，然后采用三点弯曲夹具将试样固定在工作台上，在试样的V型缺口底部预制 疲劳裂纹；2)冲击韧性试验冲击试验；要求冲击试验机摆锤的最大冲击能量应使冲击功之 值不得少于所采用的摆锤最大冲击能量的10% ；试验中的优选要求是将制备有T型裂纹 试样放于试验机支座上，T型刻槽背对摆锤，刻槽底部与摆锤刃口运行轨迹重合；试验后记 录冲击功，测量裂纹深度及剩余面积；3)试验结果的处理冲击韧性(KCT)按照以下公式计算KCT = K/S0 ；式中K表示冲击功，Stl表示试样 刻槽处剩余横截面积，KCT为T型缺口冲击韧性值；断口分析及数据有效性的判定根据T型裂纹冲击试验断口形貌进行下述判断 其中当断口形貌中疲劳裂纹前沿为清晰的弧形线，试样两端开裂，且两端均有一定长 度的裂纹产生时为正常断口 ；当试样只在一个侧面开裂，而另一面没有疲劳裂纹时为异常断口 ；该类型断口的产生是由于预制疲劳裂纹时试样两端受力不均勻造成的；当试样断口形貌没有清晰的疲劳裂纹前沿线时为异常断口 ；这种试样是由于预 制疲劳裂纹时，裂纹瞬间扩展造成在测量刻槽深度时无法得到准确的数据；当冲击试验时试样在试验机支座上的位置没有使冲击试样缺口位于支座的中心 时，致使冲击试验时试样打偏造成明显的斜状断口。从异常断口的试验数据可以看出，当试样一端未开裂时，冲击功显著增大；而当裂 纹没有明显的前沿线时，冲击功明显降低；由此可见产生异常断口的试验结果应判为无效 数据。本发明所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述试样基材首先经过热处理后，用 刨床加工后，再用磨床磨削；之后才以此种棒材为基体采用机械加工方式获得V型缺口。所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述试样基材可以是TC6或BTlSy，所述棒材 的热处理制度分别可以是1) TC6材料热处理制度退火900°C，保温1. 5h，随炉冷却到630°C，保温2h，空冷；2)BT18y材料热处理制度退火930°C，保温2. 5h，空冷。本发明所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，在试样的V型缺口底部预制疲劳裂纹 的具体要求是选用正弦波压向的力值加载模式，在试样开裂后，观察裂纹的扩展情况；当裂纹达 到要求长度时，停机；要求循环次数大于3000次，以保证裂纹前沿平直尖锐；高频疲劳试验机振动频率较高，压力值小，试样在高频振动状态下会发生位置移 动。为了解决这一问题，对三点弯曲夹具进行改进，在支座上配置了位置可调的挡板，可将 试样的前后位置固定，解决了试验中试样前后移动的问题，在实际应用中的到了理想的疲 劳裂纹。所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，还要求对试样挠度进行测量试样的挠度大 小，在一定程度上，反映了冲击试样试验截面上的变形程度及试验面的受力状态以及冲击 试验时，试样在冲击试验机支座的位置，直接影响着试样吸收功的大小，所以试样挠度必须 满足标准的规定，而且越小越好。利用大型光学显微镜测量T型裂纹试样的挠度，即在试样 全长55mm的范围内测量试样的最大挠曲变形量。从测试的结果可以看出，以TC6材料和 BTlSy材料这两种材料的试样为例，测量参照标准是对于55mm长标准试样，其挠曲变形要 求小于0.25mm。其他规格和材质可以参照使用。本发明所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述的裂纹冲击试验时将制备的T型 裂纹试样放于试验机支座上，T型刻槽背对摆锤，刻槽底部与摆锤刃口运行轨迹重合。试验 后记录冲击功。另外，所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，在所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深 度及剩余面积的测量的基础上，通过下述计算得到试验数据冲击韧性等于冲击吸收功除 以试样的剩余面积所得的商；试样的剩余面积等于裂纹深度与试样宽度的乘积；所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深度测量的 具体方法是利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测量裂纹深度，将所测裂纹深度 取平均值。由此可见，测量裂纹深度的准确性直接影响着试验的最终结果，根据T型刻槽裂纹前沿大多为弧形的特点，示意图见图6，利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测 量裂纹深度，将所测裂纹深度取平均值，并计算试样的剩余面积。所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，以TC6材料和BTlSy材料这两种材料的试样 为例，所述的试样类型可以为IOXllmm尺寸的试样。我们针对试样类型为10X11尺寸的 试样进行考核，其冲击韧性值明显低于尺寸为7. 5Xllmm和5X9mm的两种试样，并且冲击 韧性值与之相差较大。所以可以初步得出结论大尺寸试样的冲击韧性值偏低。同时，小尺 寸试样在制备疲劳裂纹时，试验状态及裂纹深度不容易控制。所以，在测定T型缺口冲击韧 性时，应首选大尺寸试样。本发明所述的T型裂纹冲击韧性测试方法，解决了现有测试标准无法解决的试验 项目，填补了技术空白。
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明图1为T型裂纹冲击试验断口形貌之一具体为疲劳裂纹前沿为清晰的弧形线，试 样两端开裂，且两端均有一定长度的裂纹产生的正常断口形貌；图2为T型裂纹冲击试验断口形貌之二 试样只在一个侧面开裂，而另一面没有疲 劳裂纹，该类型断口的产生是由于预制疲劳裂纹时试样两端受力不均勻造成的；属于异常 断口 ；图3为T型裂纹冲击试验断口形貌之三试样断口形貌没有清晰的疲劳裂纹前沿 线，这种试样是由于预制疲劳裂纹时，裂纹瞬间扩展造成；在测量刻槽深度时无法得到准确 的数据，属于异常断口 ；图4为T型裂纹冲击试验断口形貌之四冲击试验时试样在试验机支座上的位置 没有使冲击试样缺口位于支座的中心，致使冲击时试样打偏造成明显的斜状断口 ；属于异 常断口 ；图5为实施例1对应的带有V型缺口的试样结构简图；具体试样类型尺寸见表1 ； 其中切口深hi为机械切口深度，总的刻槽深度hp为机械切口与裂纹长度之和；图6为实施例1中裂纹深度及剩余面积的测量过程中的原理图；冲击韧性是由冲 击吸收功除以试样的剩余面积所得的商，而裂纹深度与试样宽度的乘积即为试样的剩余面 积。由此可见，测量裂纹深度的准确性直接影响着试验的最终结果，根据T型刻槽裂纹前沿 大多为弧形的特点，我们在具体操作时利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测量 裂纹深度，将所测裂纹深度取平均值，并计算试样的剩余面积。
具体实施例方式实施例1T型裂纹冲击韧性测试技术，是在金属夏比V型缺口冲击试验方法的基础上，增加 了裂纹的制作技术，规定了裂纹长度的测量方法，试验结果的处理等。金属夏比V型缺口冲击试验方法是一种常规的冲击韧性检测方法，其使用的试验 样品不含有裂纹，所测量的是V型缺口状态下的冲击韧性，不能代替T型缺口(含有裂纹) 样品的冲击性能。
本实施例要解决的技术问题在材料检验标准Q/3B259-2002及Q/3B1198-2002中 规定，当材料相变点超过规定温度时需要补充测定T型缺口冲击试样的冲击韧性KCT。由于 国内还没开展这个测试项目，没有可执行的相关试验方法及标准，所以给我公司这个项目 的材料入厂检验带来了一定困难。要解决这个检测问题，关键是试验样品的设计，T型缺口 裂纹的制作方法和裂纹长度的设计，裂纹长度的测量方法，以及试验结果的处理等。本实施例的具体技术解决方案1、试样类型及尺寸参见表1。为得到稳定可靠的试验结果，T型缺口裂纹的制作应 达到以下要求·.刻槽深度hp -.3. 0+0. 6mm ；制取T型裂纹的循环次数不少于3000次；在T型 试样上刻裂纹时所产生的试样全长剩余挠度< 0. 25mm。2、使用材料材料牌号BT18Y、TC6。两者规格分别为Φ 18，棒材；Φ 20，棒材。首先对试样基材进行热处理，热处理制度具体如下TC6材料热处理制度退火900°C，保温1. 5h，随炉冷却到630°C，保温2h，空冷；BT18y材料热处理制度退火930°C,保温2. 5h，空冷。3、使用设备试样加工设备刨床、磨床；PLG-100C高频拉压疲劳试验机，最大载荷100KN ；JB-5型摆锤式冲击试验机，最大冲击能量29. 4J。4、试样设计及加工工艺设计试样图见图5，试样类型尺寸见表1。其中切口深hi为机械切口深度，总的刻 槽深度hp为机械切口与裂纹长度之和。表1试样类型及尺寸(尺寸mm) 试样加工工艺棒材毛坯经热处理后，经刨床加工后，用磨床磨削。其中ν型槽的 加工尤为重要，采用成型磨的方法可得到较为理想的ν型缺口。5、制备裂纹的夹具T型裂纹的制备是保证试验能否得到满意结果的前提，由于 试样规格小，在制备裂纹时试验机振动频率较高，压力值小，试样在高频振动状态下会发生 位置移动。为了解决这一问题，对三点弯曲夹具进行改进，在支座上配置了位置可调的挡 板，可将试样的前后位置固定，解决了试验中试样前后移动的问题，在实际应用中的到了理 想的疲劳裂纹。6、预制疲劳裂纹利用PLG-100C型高频疲劳试验机及改进的三点弯曲夹具，在试样的V型缺口底部预制疲劳裂纹.选用压一压的加载模式，应力比R = O. 1，跨距50mm，频 率60-75HZ，在试样开裂后，观察裂纹的扩展情况.当裂纹达到要求长度时，停机，循环次数 大于3000次，以保证裂纹前沿平直尖锐.7、试样挠度的测量试样的挠度大小，在一定程度上，反映了冲击试样试验截面上 的变形程度及试验面的受力状态以及冲击试验时，试样在冲击试验机支座的位置，直接影 响着试样吸收功的大小，所以试样挠度必须满足标准的规定，而且越小越好。利用大型光学显微镜测量T型裂纹试样的挠度，即在试样全长55mm的范围内测量 试样的最大挠曲变形量。从测试的结果可以看出，试样的挠曲变形远小于0. 25mm。8、冲击试验为了冲击试验的准确性，应选择冲击能量合适的试验机，即摆锤的最 大冲击能量应使冲击功之值不得少于所采用的摆锤最大冲击能量的10%。根据以往的经 验，冲击试验时采用最大冲击能量为29. 4J，型号为JB-5的冲击试验机。试验中，将制备的 T型裂纹试样放于试验机支座上，T型刻槽背对摆锤，刻槽底部与摆锤刃口运行轨迹重合。 试验后记录冲击功。9、裂纹深度及剩余面积的测量冲击韧性是由冲击吸收功除以试样的剩余面积所 得的商，而裂纹深度与试样宽度的乘积即为试样的剩余面积。由此可见，测量裂纹深度的准 确性直接影响着试验的最终结果，根据T型刻槽裂纹前沿大多为弧形的特点，示意图见图 6，利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测量裂纹深度，将所测裂纹深度取平均值， 并计算试样的剩余面积。10、试验结果处理冲击韧性(KCT)按照以下公式计算KCT = K/S0式中K表示冲击功，S0表示试样刻槽处剩余横截面积；KCT为T型缺口冲击韧性值。11、断口分析及数据有效性的判定Τ型裂纹冲击试验断口形貌如图1 4所示。 其中图1为正常断口形貌，疲劳裂纹前沿为清晰的弧形线，试样两端开裂，且两端均有 一定长度的裂纹产生。图2所示试样只在一个侧面开裂，而另一面没有疲劳裂纹，该类型断口的产生是 由于预制疲劳裂纹时试样两端受力不均勻造成的。图3试样断口形貌没有清晰的疲劳裂纹前沿线，这种试样是由于预制疲劳裂纹 时，裂纹瞬间扩展造成在测量刻槽深度时无法得到准确的数据。图4为冲击试验时试样在试验机支座上的位置没有使冲击试样缺口位于支座的 中心，致使冲击时试样打偏造成明显的斜状断口。209号试样断口为此类型断口。图2、3、4均为异常断口，从异常断口的试验数据可以看出，当试样一端未开裂时， 冲击功显著增大，而当裂纹没有明显的前沿线时，冲击功明显降低。由此可见产生异常断口 的试验结果应判为无效数据。12、试样尺寸对冲击韧性的影响试样类型为IOX 11尺寸的试样，冲击韧性值低于尺寸为7. 5X11和5X9两种试 样，并且冲击韧性值与之相差较大。，即大尺寸试样的冲击韧性值偏低。而且小尺寸试样在制备疲劳裂纹时，试验状态及裂纹深度不容易控制。所以，在测定T型缺口冲击韧性时，应首选大尺寸试样。13、循环次数及试样挠度分析采用该测试方法只要选用合适的疲劳载荷，获得符合要求裂纹的循环次数都能满 足大于3000次的要求，而且在预制T型裂纹后，钛合金试样的挠曲变形很小，在试样全长范 围内的挠度远远小于0. 25mm的规定值。14、TC6棒材及B T18y棒材入厂复验均采用IOX Ilmm的试样，检验结果满足技术 条件的要求。实验数据及报告如下表2 TC6材料原始数据及结果表 表3 TC6材料原始数据及结果表 本实施例所述测试技术解决了现有测试标准无法解决的试验项目。我们正计划将 该项测试技术应用于T型裂纹冲击韧性入厂材料复验。以TC6棒材的测试为例，具体过程 与上述方法相同.试验数据及报告如下TC6材料原始数据及结果参见上页的表2、3。试验报告如下表4 表4冲击韧性试验报告 实施例2一种T型裂纹冲击韧性测试方法。本实施例与实施例1内容基本相同，其不同之处主要在于所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述试样基材不经热处理直接进行冲击韧性 测试；所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，在试样的V型缺口底部预制疲劳裂纹的具 体要求是选用动载加载模式，在试样开裂后，观察裂纹的扩展情况；当裂纹达到要求长度 时，停机；要求循环次数大于3000次，以保证裂纹前沿平直尖锐；所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，还要求对试样挠度进行测量测量参照标准 是对于55mm长标准试样，其挠曲变形要求小于0. 25mm。其他规格和材质可以参照使用。所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述的裂纹冲击试验时将制备的T型裂纹试 样放于试验机支座上，T型刻槽背对摆锤，刻槽底部与摆锤刃口运行轨迹重合。试验后记录 冲击功。另外，所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，在所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深 度及剩余面积的测量的基础上，通过下述计算得到试验数据冲击韧性等于冲击吸收功除 以试样的剩余面积所得的商；试样的剩余面积等于裂纹深度与试样宽度的乘积；所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深度测量的 具体方法是利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测量裂纹深度，将所测裂纹深度 取平均值。由此可见，测量裂纹深度的准确性直接影响着试验的最终结果，根据T型刻槽裂 纹前沿大多为弧形的特点，示意图见图6，利用工具显微镜在试样宽度方向上按四等分，测 量裂纹深度，将所测裂纹深度取平均值，并计算试样的剩余面积。所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，以TC6材料和BTlSy材料这两种材料的试样 为例，所述的试样类型可以为IOXllmm尺寸的试样。我们针对试样类型为10X11尺寸的 试样进行考核，其冲击韧性值明显低于尺寸为7. 5Xllmm和5X9mm的两种试样，并且冲击 韧性值与之相差较大。所以可以初步得出结论大尺寸试样的冲击韧性值偏低。同时，小尺 寸试样在制备疲劳裂纹时，试验状态及裂纹深度不容易控制。所以，在测定T型缺口冲击韧 性时，应首选大尺寸试样。
权利要求
一种T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，包含有如下内容裂纹制作、冲击韧性试验和试验结果的处理；其中1)T型缺口裂纹的制作具体应达到如下要求首先在试样上制作V型缺口采用机械加工方式获得V型缺口，然后采用三点弯曲夹具将试样固定在工作台上，在试样的V型缺口底部预制疲劳裂纹；2)冲击韧性试验冲击试验；要求冲击试验机摆锤的最大冲击能量应使冲击功之值不得少于所采用的摆锤最大冲击能量的10％；试验后记录冲击功，测量裂纹深度及剩余面积；3)试验结果的处理冲击韧性(KCT)按照以下公式计算KCT＝K/S0；式中K表示冲击功，S0表示试样刻槽处剩余横截面积，KCT为T型缺口冲击韧性值；断口分析及数据有效性的判定根据T型裂纹冲击试验断口形貌进行下述判断其中当断口形貌中疲劳裂纹前沿为清晰的弧形线，试样两端开裂，且两端均有一定长度的裂纹产生时为正常断口；当试样只在一个侧面开裂，而另一面没有疲劳裂纹时为异常断口；当试样断口形貌没有清晰的疲劳裂纹前沿线时为异常断口；当冲击试验时试样在试验机支座上的位置没有使冲击试样缺口位于支座的中心时，致使冲击试验时试样打偏造成明显的斜状断口为异常断口。
2.按照权利要求1所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，所述试样首先经过热处理后，用刨床加工后，再用磨床磨削；之后采用机 械加工方式获得V型缺口。
3.按照权利要求2所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，所述试样基材的材质分别是TC6或BT18y，两者的热处理制度分别是1)TC6材料热处理制度退火900°C，保温1. 5h，随炉冷却到630°C，保温2h，空冷；2)BT18y材料热处理制度退火930°C，保温2. 5h，空冷。
4.按照权利要求1或2或3所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型 裂纹冲击韧性测试方法中，在试样的V型缺口底部预制疲劳裂纹的具体要求是选用正弦波压向的力值加载模式，在试样开裂后，观察裂纹的扩展情况；当裂纹达到要 求长度时，停机；要求循环次数大于3000次，以保证裂纹前沿平直尖锐。
5.按照权利要求4所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，还要求对试样挠度进行测量，测量参照标准是对于55mm长标准试样，其 挠曲变形要求小于0. 25mm。
6.按照权利要求4所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，所述的冲击韧性试验时，将制备的T型裂纹试样放于试验机支座上，T型 刻槽背对摆锤，刻槽底部与摆锤刃口运行轨迹重合。
7.按照权利要求6所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，在所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深度及剩余面积的测量的基础上，通 过下述计算得到试验数据冲击韧性等于冲击吸收功除以试样的剩余面积所得的商；试样的剩余面积等于裂纹深度与试样宽度的乘积；
8.按照权利要求7所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，所述的裂纹冲击试验后进行裂纹深度的测量利用工具显微镜在试样宽 度方向上按四等分，测量裂纹深度，将所测裂纹深度取平均值。
9.按照权利要求4所述T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击 韧性测试方法中，所述的试样类型为IOX Ilmm尺寸的试样。
全文摘要
一种T型裂纹冲击韧性测试方法，其特征在于所述T型裂纹冲击韧性测试方法中，包含有如下内容裂纹制作、冲击韧性试验和试验结果的处理。本发明所述的T型裂纹冲击韧性测试方法，解决了现有测试标准无法解决的试验项目，填补了技术空白。
文档编号G01B11/28GK101923026SQ200910011930
公开日2010年12月22日 申请日期2009年6月10日 优先权日2009年6月10日
发明者于湃, 孙奇, 秦海, 韦廷立 申请人:沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司