羅思海，周留成，何衛(wèi)鋒，王學(xué)德，賴(lài)志林

(空軍工程大學(xué)等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安710038)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件高周疲勞斷裂，是發(fā)動(dòng)機(jī)研制和使用中的疑難問(wèn)題［1－2］。某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)二級(jí)高壓渦輪葉片榫頭伸根段轉(zhuǎn)接R處過(guò)渡圓角較小，在其服役期間，該處曾發(fā)生過(guò)多起疲勞斷裂故障，嚴(yán)重影響飛行安全。由于疲勞裂紋通常發(fā)生在表面，為了改善部件的表面性能，提高抗疲勞性能，常采用表面強(qiáng)化技術(shù)對(duì)材料表面進(jìn)行改性，研究表明，激光沖擊強(qiáng)化(laser shock peening，簡(jiǎn)稱(chēng)LSP)是一種很有效的表面強(qiáng)化技術(shù)，其原理是利用激光誘導(dǎo)產(chǎn)生的高壓沖擊波的力學(xué)效應(yīng)作用在金屬件表層，使材料表層微觀組織發(fā)生細(xì)化并在較深厚度上殘余壓應(yīng)力，從而達(dá)到提高其疲勞強(qiáng)度和壽命的目的，有效解決了航空發(fā)動(dòng)機(jī)服役過(guò)程中的高周疲勞斷裂問(wèn)題，得到廣泛研究［3－10］。采用激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)提高K4030鎳基高溫合金的疲勞性能，但由于K4030合金的實(shí)際工作溫度較高，而在高溫的作用下，K4030的激光沖擊強(qiáng)化效果的穩(wěn)定性研究較少。

本文模擬了K4030在航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件上的高溫工作環(huán)境，通過(guò)設(shè)計(jì)的高溫高低周疲勞實(shí)驗(yàn)在高溫服役環(huán)境下激光沖擊強(qiáng)化對(duì)K4030疲勞性能影響進(jìn)行了研究，探討了殘余壓應(yīng)力和硬度的熱穩(wěn)定性。

2 試驗(yàn)材料和方法

2．1 試驗(yàn)材料和方法

某些航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片材料K4030為沉淀強(qiáng)化鑄造鎳基高溫合金，其主要組成是γ固溶體、γ'強(qiáng)化相、γ－γ'共晶、MC碳化物，其中γ'相占合金重量的57%左右，碳化物約占合金重量0．9%。其化學(xué)成分如表1所示。

表1 K4030合金的化學(xué)成分(%)Tab．1 Composition of K4030 nickel based alloy(%)

激光沖擊強(qiáng)化實(shí)驗(yàn)采用Nd∶YAG固體激光器，波長(zhǎng)為1064 nm，激光能量為4．8 J，光斑直徑為3 mm，脈寬為 20 ns，功率密度為 3．4 GW/cm2，沖擊次數(shù)為1/2/3次，搭接率為60%。激光沖擊的保護(hù)層選擇鋁箔，水為約束層。保護(hù)層的存在為了保護(hù)金屬材料表面不被激光直接燒蝕，同時(shí)也為了更好的與激光能量耦合。水約束層是為了約束激光輻照產(chǎn)生的高溫等離子體的擴(kuò)散，提高沖擊波壓力［11］。

2．2 測(cè)試方法

試件表層殘余應(yīng)力測(cè)試是采用X－350A型X射線應(yīng)力測(cè)試儀，測(cè)量方法采用側(cè)傾固定Ψ法;輻射為Mn靶，衍射晶面Ti{311}晶面，2θ角掃描150°～155°，掃描步距為 0．1°，每 5 s一步;X 光管高壓和電流分別為30 kV和7 mA;準(zhǔn)直管直徑Φ=2 mm，測(cè)試誤差△σ為±25 MPa。測(cè)量截面殘余應(yīng)力分布時(shí)需要通過(guò)電解拋光(腐蝕溶液為:24%HNO3+14%HF+62%H2O(體積比)，腐蝕速率:1 cm2面積0．2～0．5μm/s)逐層減薄后再進(jìn)行測(cè)試，在每個(gè)測(cè)試深度上隨機(jī)測(cè)試2個(gè)點(diǎn)，其平均值即認(rèn)為此深度上的殘余應(yīng)力值。采用MVS－1000 JMT2型顯微維氏硬度計(jì)測(cè)量截面硬度，測(cè)量載荷為200g，保壓時(shí)間10 s，測(cè)量3～5個(gè)點(diǎn)取平均值。

3 高溫高低周復(fù)合疲勞性能

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作環(huán)境，設(shè)計(jì)了K4030鎳基高溫合金渦輪葉片的高溫高低周疲勞實(shí)驗(yàn)。選取了在實(shí)驗(yàn)溫度510℃、振幅2．0 mm、振動(dòng)應(yīng)力326．5 MPa下的一組疲勞壽命數(shù)據(jù)，對(duì)其進(jìn)行正態(tài)分布擬合，如圖1所示。激光沖擊強(qiáng)化有效提高了K4030渦輪葉片的高溫高低周疲勞壽命，在正態(tài)分布下樣件經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化處理后疲勞壽命為未沖擊的2．4倍。

圖1 渦輪葉片激光沖擊強(qiáng)化前后壽命Fig．1 Fatigue life of turbine blades before and after LSP treatment

4 硬度及其熱穩(wěn)定性

硬度是材料的一個(gè)綜合的性能參數(shù)，表示金屬材料在一個(gè)小的體積范圍內(nèi)抵抗彈性變形、塑性變形的能力。激光誘導(dǎo)的沖擊波在材料內(nèi)部引起了超高應(yīng)變率響應(yīng)，誘導(dǎo)了表層強(qiáng)劇烈塑性變形，提高了材料的硬度［12］。在K4030鎳基合金渦輪葉片上進(jìn)行不同參數(shù)激光沖擊強(qiáng)化，沖擊一次表面顯微硬度隨功率密度變化曲線如圖2所示。

圖2 顯微硬度隨功率密度變化曲線Fig．2 Micro hardness for the LSPwith different power density

K4030鎳基合金材料的基體硬度值約為385 HV0．2，激光沖擊強(qiáng)化處理后，材料表面硬度得到提高，在 2．8、3．4 和 4．3 GW/cm2條件下硬度分別提高11．4%、17．1%和 27．3%，隨著功率密度的提高，硬度隨著增大，但到一定程度會(huì)趨于飽和。同時(shí)，對(duì)功率密度為3．4 GW/cm2沖擊次數(shù)為1次的強(qiáng)化后樣品進(jìn)行了截面硬度測(cè)試，如圖3所示。

圖3 激光沖擊K4030截面硬度曲線Fig．3 Micro hardness as a function of depth for the LSP

由圖3可知，激光誘導(dǎo)的沖擊波對(duì)材料的硬化影響深度超過(guò)0．8 mm。激光沖擊強(qiáng)化之所以能提高材料的硬度，主要是因?yàn)椴牧显跊_擊波作用下，產(chǎn)生的高密度位錯(cuò)在滑移面上運(yùn)動(dòng)遇晶界受阻而塞積，當(dāng)位錯(cuò)塞積引起的應(yīng)力集中增加到一定程度，相鄰的晶粒被迫發(fā)生相應(yīng)的滑移，引起塑性變形，發(fā)生晶粒細(xì)化。激光沖擊引起的高位錯(cuò)密度和晶粒細(xì)化都會(huì)導(dǎo)致材料硬度提高［7］。沖擊波在材料內(nèi)部傳播過(guò)程中發(fā)生衰減，壓力降低導(dǎo)致位錯(cuò)密度降低，反映到硬度上，就是硬度隨深度增大而減小，直到?jīng)_擊波壓力衰減到不能引起原子間的畸變時(shí)，硬度值穩(wěn)定在基體值附近。同時(shí)，對(duì)這組試樣500℃/60 min保溫進(jìn)行了硬度熱穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)，結(jié)果如圖4所示。

圖4 500℃保溫后K4030材料截面顯微硬度變化Fig．4 Micro － hardness as a function of depth for the LSP after heat treatment

激光沖擊誘導(dǎo)的晶粒細(xì)化，增大了裂紋萌生閾值，增大了材料的疲勞強(qiáng)度，延緩了裂紋萌生與擴(kuò)展，能有效提高材料疲勞性能［13－14］。由圖4可知，經(jīng)過(guò)熱處理后，對(duì)應(yīng)深度上硬度值都有所下降，但仍高于基體硬度值，且硬化層影響深度略有降低，說(shuō)明激光沖擊強(qiáng)化引起的硬化效應(yīng)具有良好的熱穩(wěn)定性。這可能是與激光誘導(dǎo)的微觀組織變化具有很好的熱穩(wěn)定性有著密切關(guān)系［8］，說(shuō)明激光沖擊保溫后仍能提高材料的疲勞性能。

5 殘余應(yīng)力場(chǎng)的熱穩(wěn)定性

激光沖擊強(qiáng)化顯著提高金屬材料和構(gòu)件疲勞強(qiáng)度的主要原因之一是在較深的表層內(nèi)產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力。激光沖擊強(qiáng)化參數(shù)對(duì)殘余應(yīng)力場(chǎng)分布有著直接的影響［15－17］。圖 5 為在功率密度為 3．4 GW/cm2時(shí)不同沖擊次數(shù)下的殘余應(yīng)力沿深度分布情況。

圖5 1/2/3次沖擊下殘余應(yīng)力隨深度變化曲線Fig．5 Residual compressive stress as a function of depth for the LSPwith 1/2/3 impacts

由圖5可知，激光誘導(dǎo)產(chǎn)生的沖擊波在K4030鎳基合金內(nèi)部形成了較深的殘余壓應(yīng)力，影響深度大于1 mm。隨著沖擊次數(shù)的增加，殘余壓應(yīng)力幅值均有不同程度的增加，1、2、3次沖擊后表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值為625 MPa、823 MPa、856 MPa。沖擊2次比沖擊1次提升殘余壓應(yīng)力幅值較為明顯，3次沖擊后，殘余壓應(yīng)力趨向飽和，提升幅度小。這是因?yàn)殡S著沖擊次數(shù)增加，材料表層加工硬化更加明顯，動(dòng)態(tài)屈服強(qiáng)度也隨著增加，塑性變形更多困難。

K4030鎳基合金渦輪葉片工作溫度小于500℃，本文設(shè)計(jì)的疲勞實(shí)驗(yàn)溫度為510℃，為研究激光沖擊強(qiáng)化后的鎳基合金殘余應(yīng)力穩(wěn)定性，設(shè)計(jì)了功率密度為3．4 GW/cm2的沖擊1次后樣品300℃、500℃和550℃保溫實(shí)驗(yàn)，，并分別對(duì)三種溫度保溫后表面進(jìn)行殘余應(yīng)力測(cè)試，如圖6所示。

圖6 K4030合金激光沖擊強(qiáng)化后表面殘余應(yīng)力釋放曲線Fig．6 Surface residual compressive stress relaxation curve of K4030 alloy annealed at different temperatures

由圖6可知，在渦輪葉片工作溫度條件下，激光沖擊強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余應(yīng)力部分釋放，500℃保溫后，只有16%殘余應(yīng)力被釋放。溫度越高，殘余應(yīng)力松弛越大，在550℃保溫后，54．5%殘余應(yīng)力得到釋放。在高溫作用后，在K4030鎳基合金表面仍有一定數(shù)值殘余壓應(yīng)力得到保持，對(duì)材料疲勞性能還有一定的提高。

激光誘導(dǎo)的微觀組織變化和殘余壓應(yīng)力是影響疲勞性能的重要因素。殘余應(yīng)力場(chǎng)的產(chǎn)生是因?yàn)椴牧蟽?nèi)部發(fā)生塑性變形造成，產(chǎn)生晶格畸變。硬度提高主要因?yàn)樗苄宰冃魏笪诲e(cuò)強(qiáng)化和晶粒細(xì)化造成，對(duì)于實(shí)際構(gòu)件或葉片的工況而言，硬度的提高有助于抵抗外來(lái)物損傷，防止裂紋形成。由前期工作可知，鎳基鑄造高溫合金激光沖擊強(qiáng)化后在材料表層會(huì)發(fā)生晶粒細(xì)化，保溫后細(xì)化微觀組織具有很好的穩(wěn)定性，表現(xiàn)為硬度的穩(wěn)定［8］。在高溫服役條件下，激光沖擊誘導(dǎo)的微觀組織變化小，并且還殘余一定的壓應(yīng)力，兩者相互影響，共同作用，提高材料的疲勞強(qiáng)度，延長(zhǎng)部件服役壽命。

6 結(jié)論

本文研究了高溫服役下激光沖擊強(qiáng)化對(duì)K4030鎳基合金疲勞性能的影響，并從殘余應(yīng)力和硬度的熱穩(wěn)定性方面進(jìn)行了討論，結(jié)論如下:

(1)激光沖擊強(qiáng)化在材料表層形成了大數(shù)值殘余壓應(yīng)力，影響深度超高1．5 mm，殘余應(yīng)力幅值和影響深度隨沖擊次數(shù)增加而變大。在550℃保溫下，殘余應(yīng)力得到一定的松弛，但仍保持了一定數(shù)值殘余壓應(yīng)力，對(duì)提高材料疲勞性能有效。

(2)激光沖擊強(qiáng)化引起的硬化現(xiàn)象具有良好的熱穩(wěn)定性，熱作用并未明顯降低激光沖擊后材料的硬度和影響深度，反映出激光沖擊誘導(dǎo)的微觀組織變化有很好的穩(wěn)定性，對(duì)材料疲勞性能的影響。

(3)高溫高低周疲勞試驗(yàn)表明，激光沖擊后疲勞壽命是未沖擊的2．4倍，熱作用并未降低激光沖擊強(qiáng)化提高K4030鎳基合金渦輪葉片疲勞性能效果。熱松弛后的殘余壓應(yīng)力和晶粒細(xì)化的是疲勞性能提高的主要原因。

［1］ SUN Ruijie，YAN Xiaojun．New characteristics of fatigue－ creep tests on serration of turbine blades［J］．Journal of Aerospace Power，2007，22(3):419 －424．(in Chinese)孫瑞杰，閆曉軍．渦輪葉片榫齒部位疲勞/蠕變?cè)囼?yàn)的新特點(diǎn)［J］．航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22(3):419 －424．

［2］ B A Cowles．High cycle fatigue in aircraft gas turbines －an industry perspective［J］．International Journal of Fractrue．1989，80(2 －3):147 －163．

［3］ Xiangfan Nie，Nidong Long，Weifeng He，et al．The effect on the surface of Ti－5Al－2Sn－2Zr－4Mo－4Cr by laser shock peening［J］．Materials Science Forum，2011，694:946－950．

［4］ LIWei，HEWeifeng，LI Yihong，et al．Effects of laser shock processing on vibration fatigue properties of K417 material［J］．Chinese Journal of Lasers，2009，36(8):2197 －2201．(in Chinese)李偉，何衛(wèi)鋒，李應(yīng)紅，等．激光沖擊強(qiáng)化對(duì)K417材料振動(dòng)疲勞性能的影響［J］．中國(guó)激光，2009，36(8):2 197－2201．

［5］ WANG Shengbo，F(xiàn)AN Yong，WU Hongxing，et al．Research of strengthening 7050 aerial aluminum alloy st ructural material with laser shock processing［J］．Chinese Journal of Lasers，2004，31(1):125 －128．(in Chinese)王聲波，范勇，吳鴻興，等．7050航空鋁合金結(jié)構(gòu)材料激光沖擊強(qiáng)化處理研究［J］．中國(guó)激光，2004，31(1):125－128．

［6］ WANG Xuede，NIE Xiangfan，LUO Sihai，et al．Study on effects of laser shock processing in TC11 titanium alloy with different impacts［J］．Laser ＆ Infrared，2013，43(9):997 －1001．(in Chinese)王學(xué)德，聶祥樊，羅思海，等．不同沖擊次數(shù)下激光沖擊對(duì)TC11鈦合金的影響研究［J］．激光與紅外，2013，43(9):997－1001．

［7］ Liucheng Zhou，Yinghong Li，Weifeng He，et al．Deforming TC6 Titanium alloys at ultrahigh strain rates during multiple laser shock peening［J］．Materials Science and Engineering A，2013，578:181 －186．

［8］ Yinghong Li，Liucheng Zhou，Weifeng He，et al．The strengtheningmechanism of a nickel－based alloy after laser shock processing at high temperatures［J］．Science and Technology of Advanced Materials，2013，14:055010 －055018．

［9］ Yuqin Li，Weifeng He，Yinghong Li，et al．Effect on technology of aluminizing after laser shock processing in 1Cr11Ni2WoV Steel［J］．Chinese Journal of Lasers，2011，38(7):0703005．(in Chinese)李玉琴，何衛(wèi)鋒，李應(yīng)紅，等．1Cr11Ni2WoV鋼激光沖擊強(qiáng)化后滲鋁工藝研究［J］．中國(guó)激光，2011，38(7):0703005．

［10］ Zhou Lei，He Weifeng，Wang Xede，et al．Effect of Laser Shock Processing on High Cycle Fatigue Properties of 1Cr11Ni2WoV Stainless Steel［J］．Rare Metal Materials and Engineering，2011，40(S4):174 －177．

［11］ JM Yang，Y CHer，N Han，et al．Laser shock peening on fatigue behavior of 2024－T3 Al alloy with fastener holes and stopholes［J］．Material Science Engineer A，2001，298:296－299．

［12］ Xiangfan Nie，Weifeng He，Liucheng Zhou，et al．Effects of laser shock peening on TC11 titanium alloy with different impacts［J］．Advance materials research，2013，681:266－270．

［13］ Xinjun Yang，Jianxin Zhou，Xiang Ling．Influences of surface grain size and gradient variation along depth on fatigue life ofmetallicmaterials［J］．Materials and Design，2013，43:454 －459．

［14］ Jenny Andersson．The influence of grain size variation on metal fatigue［J］．International Journal of Fatigue，2005，27:847－852．

［15］ Yingwu Fang，Yinghong Li，Weifeng He．Numerical simulation of residual stresses fields of DD6 blade during laser shock processing［J］．Materials and Design，2013，43:170－176．

［16］ Benxin Wu，Sha Tao，Shuting Lei．Numerical modeling of laser shock peening with femtosecond laser pulses and comparisons to experiments［J］．Applied Surface Science，2010，256:4376 －4382．

［17］ Cao Ziwen，Xu Haiying，Zou Shikun，et al．Investigation of surface integrity on TC17 titanium alloy treated by square－ spot laser shock peening［J］．Chinese Journal of Aeronautics，2012，25:650 －656．