姜銀方，潘 禹，李 娟，甘學(xué)東，趙 勇，萬(wàn)全紅

(1.江蘇大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，江蘇鎮(zhèn)江 212013;2.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，四川成都 610041)

航空制造業(yè)中，鋁合金是常用的金屬材料。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，人們對(duì)航空領(lǐng)域的整機(jī)及零部件使用壽命和安全性能要求越來(lái)越高。小孔是航空部件中常見的局部應(yīng)力集中位置，機(jī)器運(yùn)作時(shí)，在交變載荷作用下，小孔容易產(chǎn)生裂紋而導(dǎo)致疲勞失效，這大幅降低了機(jī)器的使用壽命和安全性能［1］。為了改善小孔的疲勞性能，需要對(duì)小孔表面進(jìn)行強(qiáng)化處理。激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)是利用強(qiáng)激光束產(chǎn)生的離子沖擊波，提高金屬材料的抗疲勞能力的一種高新技術(shù)。與傳統(tǒng)的強(qiáng)化工藝相比，激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)具有非接觸、無(wú)熱影響區(qū)、可控性強(qiáng)、強(qiáng)化效果顯著等優(yōu)點(diǎn)［2－3］。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)關(guān)于激光沖擊強(qiáng)化小孔表面質(zhì)量的研究較多，且具有較好的應(yīng)用前景。裴旭明［4］等人研究了制孔工藝對(duì)7075鋁合金孔表面完整性的影響，以及制孔工藝對(duì)緊固孔表面形貌和組織的影響。劉軍［5］等人研究了孔口劃痕對(duì)緊固孔疲勞壽命的影響。張東初［6］等人研究了加工工藝對(duì)表面粗糙度及疲勞壽命的影響。然而，現(xiàn)階段的研究?jī)H停留在制孔工藝單方面對(duì)小孔表面質(zhì)量的影響上，并沒有綜合激光沖擊強(qiáng)化效果進(jìn)行疲勞分析。

1 雙聯(lián)試樣試驗(yàn)條件

1.1 試樣材料與強(qiáng)化工藝

試驗(yàn)使用的雙聯(lián)試樣材料為鋁合金7050－T7451，該材料具有較高的抗拉強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度。此外，其也具有良好的切削加工性能，該材料的機(jī)械性能如表1所示，雙聯(lián)試樣的詳細(xì)尺寸如圖1所示。

表1 鋁合金7050－T7451機(jī)械性能

圖1 試件詳細(xì)尺寸圖

1.2 試驗(yàn)條件與方法

試驗(yàn)一共分為3步:激光強(qiáng)化、開孔和拉伸疲勞試驗(yàn)。試驗(yàn)中，選用兩根雙聯(lián)試樣，試樣厚度為4 mm，將試樣進(jìn)行編號(hào)，分別為1號(hào)試樣和2號(hào)試樣。

激光沖擊強(qiáng)化實(shí)驗(yàn)選用釹玻璃脈沖激光器，試驗(yàn)時(shí)激光束波長(zhǎng)為1 064 nm，脈寬為20 ns，重復(fù)頻率為5 Hz。激光功率密度為 4.2 GW/cm2，光斑直徑為3 mm，搭接率50%，光斑分布及沖擊路線如圖2所示。試驗(yàn)時(shí)，吸收層采用厚度為0.12 mm的聚氯乙烯黑膠帶，約束層選用流動(dòng)水，厚度為1～2 mm。試驗(yàn)中選用了兩根雙聯(lián)試樣，試樣的沖擊區(qū)域如圖1所示。

激光強(qiáng)化試驗(yàn)后，需要對(duì)試樣開孔，加工的小孔直徑為2.6 mm，開孔位置如圖1所示。兩種不同的孔加工工藝詳細(xì)參數(shù)如表2所示。制孔工藝分別編為1號(hào)和2號(hào)，所加工的試樣對(duì)應(yīng)試樣自身編號(hào)，即1號(hào)制孔工藝加工1號(hào)試樣，2號(hào)制孔工藝加工2號(hào)試樣。

圖2 激光沖擊強(qiáng)化光斑分布及路線圖

開孔后對(duì)雙聯(lián)試樣進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，拉伸試驗(yàn)選用的疲勞試驗(yàn)機(jī)型號(hào)為Zwick Roell/Amsler 100HFP 5100。試驗(yàn)時(shí)最大拉應(yīng)力為195 MPa，應(yīng)力比為0.1，試驗(yàn)過(guò)程中的載荷加載頻率維持在70～90 Hz之間。

拉伸試驗(yàn)后，記錄小孔的疲勞壽命并進(jìn)一步觀察斷口的疲勞源位置，利用光學(xué)顯微鏡(Olympus BX51)觀察孔壁的表面質(zhì)量，并測(cè)量孔壁粗糙度，粗糙度測(cè)量?jī)x的型號(hào)為日本東京精密Surfcom 130A。

表2 激光處理前后試樣疲勞壽命

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

在上述疲勞試驗(yàn)條件下對(duì)試樣進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如表3所示。由表可看出:1號(hào)試樣強(qiáng)化端循環(huán)載荷次數(shù)為77 278次，疲勞增益39%;2號(hào)試樣強(qiáng)化端循環(huán)載荷次數(shù)為151 702次，疲勞增益176.07%。由結(jié)果可發(fā)現(xiàn)，采用這兩種制孔工藝，未沖擊端的壽命較為相近，屬于正常的波動(dòng)范疇;而針對(duì)強(qiáng)化端，2號(hào)制孔工藝加工的小孔疲勞壽命明顯高于1號(hào)工藝加工的小孔。

表3 激光處理前后試樣疲勞壽命

圖3(a)～圖3(d)分別為1號(hào)、2號(hào)試樣的未沖擊端與沖擊端斷口形貌。由圖可看出，兩個(gè)試樣未沖擊端的疲勞源群位置都位于孔角處，而沖擊端的疲勞源群位置均位于孔壁的中間區(qū)域。對(duì)于未強(qiáng)化端，由于試件截面積的急劇變化，導(dǎo)致孔角處產(chǎn)生局部高應(yīng)力，小孔表面未經(jīng)激光強(qiáng)化，孔角處即為最薄弱的位置。在循環(huán)交變載荷的作用下，疲勞裂紋往往從試樣的最薄弱位置開始萌生，從而促使試樣未沖擊端的孔角位置成為疲勞裂紋的源頭［7－8］。雖然不同的制孔工藝從孔壁劃痕、粗糙度等方面影響了孔壁的質(zhì)量，但孔角的應(yīng)力集中是小孔件疲勞失效的最主要因素，因此試驗(yàn)中相同材料的兩根試樣未沖擊端小孔壽命非常接近。然而，經(jīng)過(guò)激光沖擊處理后，小孔最薄弱的區(qū)域由孔角移到了孔壁中間區(qū)域，這一點(diǎn)可以通過(guò)仿真驗(yàn)證。

利用Abaqus軟件進(jìn)行有限元模擬，仿真模擬參數(shù)與實(shí)際強(qiáng)化試驗(yàn)對(duì)應(yīng)，模型的幾何尺寸為28 mm×14 mm×4 mm，激光沖擊為雙面沖擊，先沖完A面再?zèng)_擊B面，孔壁路徑的殘余應(yīng)力分布如圖4所示。激光沖擊強(qiáng)化后，試樣表面產(chǎn)生最大殘余壓應(yīng)力，為了達(dá)到應(yīng)力平衡，在試樣內(nèi)部將會(huì)產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，孔壁的中間區(qū)域成為小孔的最薄弱部位。上面觀察斷口的裂紋源時(shí)，沖擊端的裂紋源位置在孔壁中間位置，這與仿真結(jié)果一致。此時(shí)，在相同的強(qiáng)化參數(shù)下，孔壁中間區(qū)域的質(zhì)量差異決定了小孔疲勞壽命。

圖3 試樣斷口疲勞源位置

圖4 孔壁路徑的殘余應(yīng)力分布

將兩個(gè)試樣沖擊端的斷口放在光學(xué)顯微鏡下進(jìn)行觀察，將顯微鏡調(diào)到試樣的中間區(qū)域進(jìn)行觀察，試樣的微觀形貌如圖4所示，2號(hào)試樣的孔壁表面更光滑，刀痕較少;而1號(hào)試樣的孔壁刀痕較多。密集的刀痕導(dǎo)致小孔疲勞裂紋源增加，使得小孔的疲勞抗力降低，疲勞壽命也隨之縮短。

圖5 試樣中間區(qū)域孔壁微觀形貌

表面粗糙度是表面的微觀幾何誤差，是在切削過(guò)程中產(chǎn)生的微觀不平度，表面粗糙度越小，試件的表面舊越光滑。粗糙度的評(píng)價(jià)參數(shù)常用Ra(輪廓算術(shù)平均值)和Ry(輪廓最大高度)表示。采用粗糙度測(cè)量?jī)x對(duì)兩個(gè)試樣斷口的沖擊端孔壁進(jìn)行測(cè)量，其測(cè)量結(jié)果如表4所示。

表4 強(qiáng)化端斷口孔壁粗糙度

由表中數(shù)據(jù)可看出，相比之下，2號(hào)試樣的粗糙度值Ra和Ry均較低，小孔孔壁表面更加光滑。據(jù)斷裂力學(xué)原理，小孔表面粗糙度值越大，切口效應(yīng)就越大，即應(yīng)力集中系數(shù)越大，故疲勞性能越差［9］，這與之前的拉伸實(shí)驗(yàn)結(jié)果相符:1號(hào)試樣強(qiáng)化端小孔的疲勞壽命為77 278次，2號(hào)試樣強(qiáng)化端小孔的疲勞壽命較高，為151 702次。

3 結(jié)束語(yǔ)

使用不同的制孔工藝生產(chǎn)的小孔質(zhì)量差異較大，小孔質(zhì)量和其的疲勞性能關(guān)系密切。通過(guò)以上試驗(yàn)和數(shù)據(jù)分析發(fā)現(xiàn):激光沖擊強(qiáng)化前后，小孔的質(zhì)量對(duì)其自身疲勞壽命的影響是不同的，未經(jīng)過(guò)激光強(qiáng)化的試樣，不同的制孔工藝對(duì)小孔疲勞壽命并沒有明顯影響，而經(jīng)激光強(qiáng)化處理后的試樣，不同的制孔工藝對(duì)小孔疲勞壽命影響較為明顯，多步制孔生產(chǎn)的小孔質(zhì)量較高，疲勞增益更大。

［1］ 徐紅爐，劉軍，章剛，等．制孔工藝對(duì)緊固孔疲勞性能的影響［J］．飛機(jī)設(shè)計(jì)，2008，28(3):25 －30．

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［4］ 裴旭明，陳五一，任炳義，等．制孔工藝對(duì)7050鋁合金表面完整性的影響［J］．北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2002，28(3):319－322．

［5］ 劉軍，岳珠峰，劉永壽．孔口劃痕對(duì)緊固孔疲勞壽命的影響［J］．材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào)，2007，25(1):67 －70．

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［7］ Toparli M，Ozel A，Aksoy T．Effect of the residual stresses on the fatigue crack growth behavior at fastener holes［J］．Journal of Material，1997，22(5):196 －203．

［8］ Goran Ivetic，Ivan Meneghina，Enrico Troiani．Fatigue in laser shock peened open hole thin aluminum specimens［J］．Journal of Material，2012，53(4):573 －579．

［9］ 劉軍，劉勇俊，劉永壽，等．開孔試件的表面粗糙度對(duì)疲勞壽命影響的定量分析［J］．中國(guó)機(jī)械工程，2008，19(3):327－329．