钛合金因具有密度低、比强度高、耐蚀性好、导热系数小、无毒无磁性等特性，广泛应用于飞机和飞机发动机结构，但是，飞机运行环境非常复杂，其结构需要经受较严酷的高温环境和疲劳载荷，容易造成疲劳失效进而引发灾难性后果，其高温疲劳裂纹扩展性能受到极大关注[1]，为此，国内外开展了大量的航空金属材料的高温裂纹扩展性能方面的研究。吴欢等[2]通过试验研究了高温对Ti40裂纹扩展性能的影响，结果表明，随着温度的升高，材料的裂纹扩展速率增加。Ding等[3]试验研究了高温对Ti-6Al-4V疲劳门槛值的影响，结果表明，高温加速了裂纹扩展的过程，但对裂纹扩展门槛值并无明显影响。ＺＨＡＮＧAlｉ等[4]、彭小娜等[5]、Ｐｉｌｃｈａｋ等[6]分别对Ti60Ａ、TC4-DT、Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo-0.1Si进行了疲劳断口分析，研究了高温环境对裂纹扩展过程的影响及其微观机制，结果表明，裂纹萌生于晶界、微孔等位置，随着温度的升高，裂纹扩展断面表面粗糙度增加，甚至会引起断裂模式从韧性微孔特征向晶界脆性特征变化。然而，黄新跃等[7]、Ｐｒａｓａｄ等[8]、Ｍｅｒｃｅｒ等[9]分别对TC11、TiｍｅｔAl834、钛铝合金进行的高温裂纹扩展研究表明，裂纹扩展速率不一定随着温度的升高而增加，甚至出现交叉与反转现象，可见温度对金属材料疲劳裂纹扩展性能的影响相当复杂。此外，金属材料的疲劳裂纹扩展性能还受到频率[10-11]、应力比[12-13]、组织形态[14-15]、热处理状态[16]、腐蚀环境[17-18]等多种因素的影响。由此可见，高温与载荷联合作用对裂纹扩展性能及损伤机理的影响尚待进一步认识。
为此，本文以4种典型钛合金材料TC18、TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI作为研究对象，进行了室温（25℃）和高温（250℃）下的恒幅裂纹扩展试验，通过试验数据对比和断口SEM分析，研究了高温对航空钛合金材料疲劳裂纹扩展性能的影响机制，为工程应用提供参考。
1、裂纹扩展试验
为了测定航空钛合金材料的裂纹扩展性能，制备了4种钛合金材料（TC18、TC21、TC4-DT、6Al-4V/ELI）的标准Ｍ（Ｔ）试样，试样取向与加载方向一致，材料的性能如表1所示（式中Ｅ为弹性模量，σｂ为强度极限，σｓ为屈服极限，δ为延伸率），其几何形状和设计尺寸如图1所示，其中长为300mm，宽为75mm，厚为5mm，两端各有4个直径为15mm的加载孔和1个直径为14mm的定位孔，中心处有1个直径为2mm的孔，孔的两侧通过线切割加工出长度为8mm的初始切口，并做表面抛光处理。
按照美国材料与实验协会（ASTM）标准试验方法[19]，裂纹扩展试验在ＭＴＳ-880-100ｋＮ疲劳试验机上进行（如图2所示），试验采用恒幅加载方法，应力比Ｒ＝-1，加载波形为正弦波，加载频率为ｆ＝10Ｈｚ。试验温度分别为室温25℃和高温250℃，高温由ＳＤＧＤＹＤ-180/＋350高低温环境试验箱（温度波动不超过2℃）控制。试验过程中，采用ＷＺＨＤ0850裂纹测量系统（测量精度为0.01mm）观测裂纹长度。
在试样夹持好后，对环境箱升温，达到试验指定温度。在保温30min之后，开始进行裂纹扩展试验，使用较大载荷，预制裂纹长度为1～2mm，然后，逐级降载直至裂纹扩展速率达到10-5mm/ｃｙｃｌｅ左右，记录试验载荷，然后，保持该载荷继续进行试验，裂纹长度每增加0.3～0.5mm，停机测量裂纹扩展长度ａ及其相应循环次数Ｎ，直至试样最终断裂。试验结果如图3所示，图中aav表示ａ的平均值，从图3中可以看出，随着循环次数Ｎ的增加，试样的裂纹扩展长度不断增加，同时，裂纹扩展曲线的斜率越来越大，说明裂纹扩展速率越来越快。
2、断口SEM分析
为了探究温度和载荷对航空钛合金材料裂纹扩展过程微观机制的影响，在裂纹扩展试验完成后，从裂纹扩展试样上切得断口纵切片（如图4所示），并利用JSM-6010LA型扫描电镜对断口形貌进行观测并记录，揭示其失效模式和损伤机理（如图5所示）。
从图4中可以看出，温度的改变对钛合金材料的表面颜色的变化有很大影响，250℃下4种钛合金裂纹扩展断口均呈现浅黄色。钛合金在温度小于500℃时，合金表面的钛与空气中的氧容易发生化学反应，生成一层稳定的氧化物附着在裂纹表面，可以阻止氧向基体内部的扩散，从而，阻止钛的进一步氧化。根据钛合金表面氧化色，可以判断其氧化程度，氧化色逐渐变淡揭示了裂纹扩展的大致路径[20]。
从图5中可以看出，相同环境下，4种钛合金材料裂纹稳定扩展阶段的断口形貌并没有本质差异：①室温环境下4种钛合金的疲劳条带均呈现明显的晶体学特征，这是由于室温下材料的脆性比较明显，晶界处位错阻力较大，裂纹沿着尖端附近不同的晶面扩展，平直的疲劳条带被台阶切割，生成大量的具有破碎小刻面的晶体学特征（见图5（ａ）、图5（ｂ）、图5（ｃ）和图5（ｄ））；②随着温度的升高，4种钛合金材料的韧性均得到增强，同时裂纹表面被空气氧化，生成的氧化产物附着在断口表面，使得疲劳条带的脉络扁平模糊（见图5（ｅ）、图5（ｆ）、图5（ｇ）和图5（ｈ））；③高温环境下，晶界处的高温氧化作用使得晶界脆化，减弱了结合力，加速了裂纹形核，促进滑移的发生，加快裂纹扩展的进程[21]，而随着温度的升高，材料的晶粒取向越发不规则，由于裂纹尖端较强的应力集中作用，高温下大量二次裂纹出现且疲劳条带短促不连续（见图5（ｅ）、图5（ｆ）、图5（ｇ）和图5（ｈ）），这使得断面表面粗糙度增加，二次裂纹的分支作用释放了裂纹尖端的能量，有助于提高韧性，强化了裂纹闭合效应，进而有利于减缓裂纹扩展速率，这与文献[22]的研究结果相吻合。
3、数据分析与讨论
根据ASTM试验方法[19]，采用割线法，计算如图3所示的ａ-Ｎ曲线上相邻两个数据点的直线斜率（ｄａ/ｄＮ）ｉ及相应的应力强度因子幅值ΔＫｉ，即
式中ΔＰｉ为载荷幅值；Ｂ为试验件厚度；Ｗ为试样宽度；α为考虑有限板宽的修正系数α＝2ａ/Ｗ。利用式（1）和式（2），计算得到的[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]数据如图6所示。采用Ｐａｒｉｓ公式，对[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]数据进行拟合，即
式中Ｃ和ｍ均为材料常数；ΔＫ为应力强度因子变程。利用式（3），计算得到拟合直线的系数Ｃ和ｍ的值及标准差σ如表2所示，拟合曲线如图6所示，从表2和图6可以看出，Ｐａｒｉｓ公式拟合精度良好，反映裂纹扩展数据遵循Ｐａｒｉｓ模型。
根据表2中拟合得到的Ｃ和ｍ值，可以获得高温相对于室温的Ｃ和ｍ变化率，即
式中Ｃｔ和ｍｔ分别为高温250℃下的Ｃ和ｍ值；Ｃｒｔ和ｍｒｔ分别为室温25℃下的Ｃ和ｍ值。利用式（4）和式（5），计算得到材料参数的变化率γＣ和γｍ如表3所示。
从图6和表2、表3的处理结果可以看出：
①在裂纹稳定扩展区（1×10-5～1×10-3mm/ｃｙｃｌｅ）范围内，裂纹扩展速率ｄａ/ｄＮ均随着应力强度因子幅值ΔＫ的增加而加快，数据点[ΔＫｉ，（ｄａ/ｄＮ）ｉ]在双对数坐标下与拟合曲线的相关系数值均在0.9以上（见表2），呈现出良好的线性拟合关系，这说明钛合金材料在高温下ｄａ/ｄＮ与ΔＫ之间仍然服从Ｐａｒｉｓ公式规律，利用该公式可以较好的表征钛合金材料的高温裂纹扩展性能；②相同应力强度因子幅值ΔＫ下，不同温度下不同材料裂纹扩展速率之间存在很大的差异性，说明高温对材料的疲劳裂纹扩展性能的影响很复杂，其中，TC18钛合金250℃下的裂纹扩展速率略快于室温下（见图6（ａ）），两种温度下的Ｃ和ｍ相差不大，温度的变化对该材料的裂纹扩展性能影响不大；TC21钛合金250℃下的裂纹扩展速率明显慢于室温下（见图6（ｂ）），室温下的Ｃ值基本是高温下的10倍，两者相差一个数量级，ｍ值随着温度的升高而变大；TC4-DT钛合金在低ΔＫ下，250℃下的裂纹扩展速率慢于室温条件下，而在高ΔＫ下，情况恰恰相反，即存在一个转捩的应力强度因子幅值，该值约为50ＭＰａ·ｍ0.5（见图6（ｃ）），室温下的Ｃ值基本是高温下的数倍，两者相差约半个数量级，ｍ值随着温度的升高而稍变大，经计算可得相交的ΔＫ＝50.47ＭＰａ·ｍ0.5，与观察结果相符；Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ钛合金250℃下的裂纹扩展速率要慢于室温下（见图6（ｄ）），室温下的Ｃ值基本是高温下的约2倍，ｍ值随着温度的升高而稍变大；③裂纹扩展阻力系数Ｃ在1.41×10-8和9.65×10-12之间变化（见表2），与室温相比，高温系数Ｃ的对数值中TC18降低2.2％，另外3种材料增大3.2％～11.2％，而裂纹扩展指数ｍ值在2.49～4.27之间变化，与室温相比，TC18的系数ｍ减小5.3％，其他材料增加3.4％～16.5％（见表3），这充分说明温度对不同钛合金材料的疲劳裂纹扩展性能的影响效果不尽相同，甚至出现交叉现象。
为了便于比较不同钛合金材料之间的裂纹扩展性能，将同种温度下的4种材料的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲线绘制于同一坐标系下，如图7所示。室温25℃下，TC18和TC21的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲线比较接近，TC4-DT和Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲线基本重合，TC18和TC21在低ΔＫ下的裂纹扩展速率明显快于TC4-DT和Ti-6Al-4Ｖ/ＥＬＩ，随着ΔＫ的增大，差异性逐渐减小（见图7（ａ））。
高温250℃下，3种钛合金材料TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI的ｄａ/ｄＮ-ΔＫ曲线比较接近，在低ΔＫ下的裂纹扩展速率明显慢于TC18，随着ΔＫ的增大，差异性逐渐减小（见图7（ｂ）），这恰恰和表3中4种材料的Ｃ和ｍ值的变化规律相一致。
4、结论
本文试验测定了TC18、TC21、TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI等4种钛合金材料在25℃和250℃下的疲劳裂纹扩展性能，并进行了性能对比和SEM分析，得出了如下结论：
1）在裂纹稳定扩展阶段，高温下钛合金材料的da/dＮ与ΔＫ之间的关系仍然服从Ｐａｒｉｓ公式，不同温度下的系数值Ｃ和ｍ可以很好地反映出da/dＮ-ΔＫ曲线的变化。
2）温度变化对TC18裂纹扩展性能影响不大，随着温度的升高，和室温下的裂纹扩展速率相比，在相同的ΔＫ下，TC21和Ti-6Al-4V/ELI的裂纹扩展速率变慢，而TC4-DT伴随着ΔＫ的增大，其速率经历了先变快后变慢的过程，这说明温度和载荷对钛合金裂纹扩展过程存在着交互作用。
3）无论室温还是高温，在4种航空钛合金中，TC18的裂纹扩展速率均是最快，室温下TC21相比TC18略慢，但快于TC4-DT和Ti-6Al-4V/ELI，而在高温250℃下，TC21和TC4-DT、Ti-6Al-4V/ELI的裂纹扩展速率较为接近，性能相当。
4）SEM分析表明，温度升高导致钛合金疲劳断口的表面粗糙度增加，高温下疲劳裂纹短促不连续并出现大量二次裂纹，同时氧化作用改变了高温断口的颜色，使之呈现出浅黄色；氧化作用加速裂纹成核，促进滑移的产生，加快裂纹扩展的进程，而断面表面粗糙度强化了裂纹闭合效应，有利于减缓裂纹扩展速率，钛合金裂纹扩展的进程受到闭合与氧化共同作用的影响，不同温度下钛合金材料裂纹扩展速率的变化取决于裂纹闭合和氧化作用之间的耦合效果。
参考文献：
[1]朱知寿.新型航空高性能钛合金材料技术研究与发展[Ｍ].北京：航空工业出版社，2013.
[2]吴欢，赵永庆，曾卫东，等.不同温度下Ti40合金的疲劳裂纹扩展行为[Ｊ].稀有金属材料与工程，2008，37（8）：1403-1406.
ＷＵＨｕａｎ，ＺＨＡＯＹｏｎｇｑｉｎｇ，ＺＥＮＧＷｅｉｄｏｎｇ，ｅｔAl.ＦａTiｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａTiｏｎｂｅｈａｖｉｏｒｏｆTi40Alｌｏｙａｔｄｉｆｆｅｒ-ｅｎｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｓ[Ｊ].ＲａｒｅＭｅｔAlＭａｔｅｒｉAlｓａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒ-ｉｎｇ，2008，37（8）：1403-1406.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[3]ＤＩＮＧＪ，ＨAlＬＲ，ＢＹＲＮＥＪ.ＥｆｆｅｃｔｓｏｆｓｔｒｅｓｓｒａTiｏａｎDTｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｉｎａTi-6Al-4ＶAlｌｏｙ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａTiｏｎAlＪｏｕｒｎAlｏｆＦａTiｇｕｅ，2005，27（10/11/12）：1551-1558.
[4]ＺＨＡＮＧAlｉ，ＬＩＵＤｏｎｇ，ＴＡＮＧＨａｉｂｏ，ｅｔAl.Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃ-ｔｕｒｅｅｖｏｌｕTiｏｎｏｆｌａｓｅｒｄｅｐｏｓｉｔｅｄTi60ＡTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙｄｕｒ-ｉｎｇｃｙｃｌｉｃｔｈｅｒｍAlｅｘｐｏｓｕｒｅ[Ｊ].ＴｒａｎｓａｃTiｏｎｓｏｆＮｏｎｆｅｒ-ｒｏｕｓＭｅｔAlｓＳｏｃｉｅｔｙｏｆＣｈｉｎａ，2013，23（11）：3249-3256.
[5]彭小娜，郭鸿镇，石志锋，等.等温压缩对钛合金TC4-DT组织及断裂韧性的影响[Ｊ].材料热处理技术，2011，40（20）：64-67.
ＰＥＮＧＸｉａｏｎａ，ＧＵＯＨｏｎｇｚｈｅｎ，ＳＨＩＺｈｉｆｅｎｇ，ｅｔAl.ＥｆｆｅｃｔｓｏｆｉｓｏｔｈｅｒｍAlｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｏｎｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｆｒａｃｔｕｒｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓｏｆTC4-DTTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉAlａｎｄＨｅａｔＴｒｅａｔｍｅｎｔ，2011，40（20）：64-67.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[6]ＰＩＬＣＨＡＫＡＬ，ＪＯＨＮＲ.Ｒｏｏｍｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｆｒａｃｔｕｒｅｐｒｏｃｅｓｓｅｓｏｆａｎｅａｒ-αTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙｆｏｌｌｏｗｉｎｇｅｌｅｖａｔｅDTｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｅｘｐｏｓｕｒｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎAlｏｆＭａｔｅｒｉAlｓＳｃｉｅｎｃｅ，2012，47（20）：7235-7253.
[7]黄新跃，张仕朝，鲁原，等.TC11和TC4钛合金室温/400℃疲劳裂纹扩展特性研究[Ｊ].航空材料学报，2011，31（5）：82-85.
ＨＵＡＮＧＸｉｎｙｕｅ，ＺＨＡＮＧＳｈｉｃｈａｏ，ＬＵＹｕａｎ，ｅｔAl.Ｉｎｖｅｓ-TiｇａTiｏｎｏｎｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａTiｏｎｂｅｈａｖｉｏｒｏｆTC11ａｎｄTC4TiAlｌｏｙｓａｔｒｏｏｍｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅａｎｄ400℃[Ｊ].ＪｏｕｒｎAlｏｆＡｅｒｏｎａｕTiｃAlＭａｔｅｒｉAlｓ，2011，31（5）：82-85.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[8]ＰＲＡＳＡＤＫ，ＡＢＨＡＹＡＳ，ＡＭＡＲＥＮＤＲＡＧ.ＦａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆａｎｅａｒAlｐｈａTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙTiｍ-ｅｔAl834ａｔ450℃ａｎｄ600℃[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅ-ｃｈａｎｉｃｓ，2013，120：194-206.
[9]ＭＥＲＣＥＲＣ，ＬＯＵＪ，AlＬＡＭＥＨＳＭ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｅｍｐｅｒａ-ｔｕｒｅｏｎｔｈｅｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｃａｓｔｇａmmａ-ｂａｓｅｄTiｔａｎｉｕｍAlｕminｉｄｅｓ[Ｊ].ＭｅｔAlｌｕｒｇｉｃAlａｎｄＭａｔｅｒｉAlｓＴｒａｎｓａｃTiｏｎｓ：ＡＰｈｙｓｉｃAlＭｅｔAlｌｕｒｇｙａｎｄＭａｔｅｒｉAlｓＳｃｉ-ｅｎｃｅ，2001，32（11）：2781-2794.
[10]何玉怀，郭伟彬，蔚夺魁，等.加载频率对直接时效ＧＨ4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响[Ｊ].失效分析与预防，2008，3（1）：10-14.
ＨＥＹｕｈｕａｉ，ＧＵＯＷｅｉｂｉｎ，ＹＵＤｕｏｋｕｉ，ｅｔAl.ＥｆｆｅｃｔｏｆｌｏａｄｉｎｇｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｎｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｏｆｄｉｒｅｃｔａｇｉｎｇＧＨ4169ｓｕｐｅｒAlｌｏｙ[Ｊ].ＦａｉｌｉｒｅＡｎAlｙｓｉｓａｎｄＰｒｅｖｅｎTiｏｎ，2008，3（1）：10-14.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[11]ＧＨＯＮＥＭＨ.ＭｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｍｅｃｈａｎｉｓｍｓｉｎｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙｓ[Ｊ].Ｉｎｔｅｒ-ｎａTiｏｎAlＪｏｕｒｎAlｏｆＦａTiｇｕｅ，2010，32（9）：1448-1460.
[12]许飞，周善林，石科学.应力比对TC4-DT钛合金疲劳裂纹扩展速率的影响[Ｊ].材料热处理技术，2010，39（20）：33-35.
ＸＵＦｅｉ，ＺＨＯＵＳｈａｎｌｉｎ，ＳＨＩＫｅｘｕｅ.ＥｆｆｅｃｔｓｏｆｓｔｒｅｓｓｒａTiｏｏｎｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒａｔｅｏｆTC4-DTAlｌｏｙ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉAlａｎｄＨｅａｔＴｒｅａｔｍｅｎｔ，2010，39（20）：33-35.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[13]ＡＤＡＩＲＢＳ，ＪＯＨＮＳＯＮＷＳ，ＡＮＴＯＬＯＶＩＣＨＳＤ，ｅｔAl.ＣｒｙｓｔAlｌｏｇｒａｐｈｉｃｏｒｉｅｎｔａTiｏｎａｎDTｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒａｔｅａｎｄｒｅｓｕｌTiｎｇｆｒａｃｔｕｒｅｓｕｒｆａｃｅMoｒｐｈｏｌｏｇｙｉｎＰＷＡ1484ｓｉｎｇｌｅｃｒｙｓｔAlｓｕｐｅｒAlｌｏｙ[Ｊ].Ｅｎ-ｇｉｎｅｅｒｉｎｇＭａｔｅｒｉAlｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，2015；38（1）：56-68.
[14]ＧＵＯＰｉｎｇ，ＺＨＡＯＹｏｎｇｑｉｎｇ，ＺＥＮＧＷｅｉｄｏｎｇ.ＦａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｉｎTC4-DTTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙｗｉｔｈｄｉｆ-ｆｅｒｅｎｔｌａｍｅｌｌａｒｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ[Ｊ].ＲａｒｅＭｅｔAlＭａｔｅｒｉAlｓａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，2015，44（2）：277-281.
[15]ＶＥＲＤＨＡＮＮ，ＢＨＥＮＤＥＤＤ，ＫＡＰＯＯＲＲ.Ｅｆｆｅｃｔｏｆｍｉ-ｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｎｔｈｅｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆａｎｅａｒ-AlｐｈａTiAlｌｏｙ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａTiｏｎAlＪｏｕｒｎAlｏｆＦａTiｇｕｅ，2015，74：46-54.
[16]刘睿，惠松骁，叶文君，等.退火温度对TC4钛合金动态断裂韧性的影响[Ｊ].稀有金属材料与工程，2011，40（10）：1799-1803.
ＬＩＵＲｕｉ，ＨＵＩＳｏｎｇｘｉａｏ，ＹＥＷｅｎｊｕｎ，ｅｔAl.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆａｎ-ｎｅAlｉｎｇｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎｄｙｎａｍｉｃｆｒａｃｔｕｒｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓｆｏｒTC4TiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙ[Ｊ].ＲａｒｅＭｅｔAlＭａｔｅｒｉAlｓａｎｄＥｎｇｉ-ｎｅｅｒｉｎｇ，2011，40（10）：1799-1803.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[17]ＴＵＣＫＥＲＡＭ，ＨＥＮＤＥＲＳＯＮＭＢ，ＷＩＬＫＩＮＳＯＮＡＪ，ｅｔAl.ＨｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｉｎｐｏｗｄｅｒｐｒｏ-ｃｅｓｓｅｄｎｉｃｋｅｌｂａｓｅｄｓｕｐｅｒAlｌｏｙＵ720Ｌｉ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉAlｓＳｃｉ-ｅｎｃｅａｎDTｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，2002，18（3）：349-353.
[18]ＯＧＵＭＡＨ，ＮＡＫＡＭＵＲＡＴ.ＦａTiｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａTiｏｎｐｒｏｐｅｒTiｅｓｏｆTi-6Al-4Ｖｉｎｖａｃｕｕｍｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｓ[Ｊ].Ｉｎ-ｔｅｒｎａTiｏｎAlＪｏｕｒｎAlｏｆＦａTiｇｕｅ，2013，50（1）：89-93.
[19]ＡＳＴminｔｅｒｎａTiｏｎAl.ＡＳＴＭＥ647-11ＳｔａｎｄａｒDTｅｓｔｍｅｔｈ-ｏｄｆｏｒｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｏｆｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａTiｏｎｒａｔｅｓ[Ｓ].ＷｅｓｔＣｏｎｓｈｏｈｏｃｋｅｎ：ＡＳＴminｔｅｒｎａTiｏｎAl，2011：2-6.
[20]张栋，钟培道，陶春虎，等.失效分析[Ｍ].北京：国防工业出版社，2013.
[21]熊缨，陈冰冰，郑三龙，等.16ＭｎＲ钢在不同条件下的疲劳裂纹扩展规律[Ｊ].金属学报，2009，45（7）：849-855.
ＸＩＯＮＧＹｉｎｇ，ＣＨＥＮＢｉｎｇｂｉｎｇ，ＺＨＥＮＧＳａｎｌｏｎｇ，ｅｔAl.ＳｔｕｄｙｏｎｆａTiｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｏｆ16ＭｎＲｓｔｅｅｌｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｏｎｄｉTiｏｎｓ[Ｊ].ＡｃｔａＭｅｔAlｌｕｒｇｉｃａＳｉｎｉｃａ，2009，45（7）：849-855.（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）
[22]ＮＩＩＮＯＭＩＭＴ，ＫＯＢＡＹＡＳＨＩＴ.ＦｒａｃｔｕｒｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓTiｃｓａｎAlｙｓｉｓｒｅｌａｔｅDTｏｔｈｅｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｉｎTiｔａｎｉｕｍAlｌｏｙｓ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉAlｓＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，1996，213（1）：16-24.
yongyiti.com
永益钛手机网
