趙 勇，姜銀方，彭濤濤，萬全紅

（1. 航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都610000；2. 江蘇大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，鎮(zhèn)江212013）

7050-T7451鋁合金是一種高強(qiáng)度鋁合金，因其比強(qiáng)度高而廣泛應(yīng)用于航空制造領(lǐng)域。因此，提高7050-T7451鋁合金的抗疲勞性對(duì)延長飛機(jī)服役壽命，保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性有著重要意義。傳統(tǒng)表面強(qiáng)化技術(shù)，如機(jī)械噴丸、深滾壓、冷擴(kuò)展，均只能在材料表面形成很薄的硬化層，強(qiáng)化效果并不理想[1-3]。激光沖擊強(qiáng)化（LSP）是利用高功率（GW/cm2）、短脈沖（ns級(jí)）的激光束誘導(dǎo)材料表面產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力的新型表面改性技術(shù)[4-5]。激光沖擊強(qiáng)化參數(shù)可重復(fù)性高，加工后材料表面光潔度好、殘余壓應(yīng)力層深度大，故能顯著提高材料的疲勞強(qiáng)度、抗應(yīng)力腐蝕、抗磨損性能、抗微動(dòng)磨損等[6-9]。

現(xiàn)階段研究表明，激光沖擊強(qiáng)化能顯著改善鋁合金的強(qiáng)化效果。Zhou等[10]研究了不同激光沖擊次數(shù)對(duì)6061-T6鋁合金的機(jī)械性能和疲勞斷口的影響，結(jié)果表明，隨著沖擊次數(shù)的增加，鋁合金的疲勞壽命逐漸增大，疲勞裂紋源逐漸向材料內(nèi)部轉(zhuǎn)移且疲勞條帶間距逐漸減小。Zhang等[11]研究了雙面激光沖擊強(qiáng)化時(shí)不同沖擊路徑對(duì)7050-T7451鋁合金疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)4條沖擊路徑的鋁合金試樣疲勞壽命高于2條沖擊路徑的試樣，且能更有效地抑制疲勞裂紋的擴(kuò)展。Liu等[12]研究了激光功率密度對(duì)7050-T7451鋁合金圓棒疲勞壽命的影響，發(fā)現(xiàn)過高的功率密度在圓棒內(nèi)會(huì)產(chǎn)生內(nèi)部裂紋，從而降低鋁合金的疲勞壽命。Achintha等[13]研究不同激光沖擊區(qū)域?qū)︿X合金疲勞壽命的影響，結(jié)果顯示隨著激光沖擊范圍的增大，鋁合金的疲勞壽命先增大后減小。

本工作的主要目的是研究激光沖擊強(qiáng)化對(duì)7050-T7451鋁合金疲勞壽命和斷口形貌的影響，討論經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后在3種應(yīng)力水平下雙聯(lián)疲勞試樣的壽命變化，并對(duì)沖擊前后試樣疲勞斷口形貌進(jìn)行分析。

試驗(yàn)與仿真過程

1 試驗(yàn)過程

本研究采用7050-T7451鋁合金，其化學(xué)成分如表1所示。為方便后續(xù)的疲勞拉伸，將試樣制成如圖1所示雙聯(lián)狗骨形。用細(xì)砂紙打磨試樣待沖擊部位，去除橫向劃痕，以免拉伸時(shí)影響其疲勞壽命。

試驗(yàn)選用江蘇大學(xué)激光技術(shù)研究所的調(diào)Q銣玻璃激光器，其波長為1064nm，重復(fù)頻率5Hz，脈沖寬度20ns。試驗(yàn)過程中，用100μm厚的鋁箔作吸收層，1～2mm厚的去離子水作透明約束層。激光沖擊強(qiáng)化時(shí)，功率密度為3.77GW/cm2，搭接率50%，雙面沖擊2次（前后面依次沖擊2次），試驗(yàn)參數(shù)選取仿真最優(yōu)參數(shù)。

試樣經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后，在圖1所示兩端鉆Φ2.5mm的小孔，并用鉸刀鉸至Φ2.6mm。室溫下，在20Hz疲勞試驗(yàn)機(jī)上完成高周疲勞拉伸試驗(yàn)。試驗(yàn)過程中，保持應(yīng)力比R=0.1，分別選取 165.8MPa（低等）、195.0MPa（中等）、275.4MPa（高等）3組應(yīng)力水平，每組7根試樣。

應(yīng)力水平為有孔位置實(shí)際面積上的凈應(yīng)力水平，也即為循環(huán)應(yīng)力的最大載荷 σmax。

表1 7050-T7451鋁合金化學(xué)成分

圖1 7050-T7451鋁合金試驗(yàn)試樣Fig.1 Experimental specimen of 7050-T7451 aluminum alloy

圖2 激光沖擊強(qiáng)化路線圖Fig.2 Sweep path of LSP

圖3 目標(biāo)路徑示意圖Fig.3 Location of target path

2 仿真過程

采用ABAQUS有限元分析軟件對(duì)激光沖擊強(qiáng)化小孔件殘余應(yīng)力分布進(jìn)行研究，用以表征激光沖擊強(qiáng)化效果。仿真所使用材料為7050-T7451鋁合金，其材料參數(shù)見表2。模擬過程中采用ABAQUS/Explicit求解動(dòng)態(tài)加載過程，采用ABAQUS/Standard求解靜態(tài)回復(fù)過程，單元類型則采用主六面體八節(jié)點(diǎn)線性縮減積分單元C3D8R。激光加載過程中材料的應(yīng)變率較高，材料的屈服強(qiáng)度發(fā)生變化，采用Johnson-Cook模型作為本構(gòu)模型，其簡化關(guān)系為：

式中，A為屈服強(qiáng)度；B為強(qiáng)化模量；n為硬化指數(shù)；C為應(yīng)變敏感系數(shù)；σy為屈服應(yīng)力；ε為塑性應(yīng)變；ε'為應(yīng)變率；為參考應(yīng)變率，取值1.0s-1。各參量具體取值見表3。

激光誘導(dǎo)沖擊波加載過程，沖擊波峰值壓力與激光功率密度存在以下關(guān)系[14]：

式中，I0為激光功率密度，k為修正系數(shù)，與吸收層材料、約束層材料以及試驗(yàn)溫度等因素有關(guān)，一般取1.0～1.5；對(duì)于7050-T7451鋁合金，通過采用阿爾門試片的試驗(yàn)與仿真對(duì)比，k取1.38較為合適。

在仿真模擬過程中采用板料尺寸為28mm×14mm×4mm（長度×寬度×厚度），仿真所選峰值壓力根據(jù)激光沖擊強(qiáng)化試驗(yàn)所取參數(shù)結(jié)合式（2）計(jì)算得到，為2.7GPa，其他參數(shù)與試驗(yàn)一致。激光沖擊強(qiáng)化路線如圖2所示，沖擊完成后在中心區(qū)域進(jìn)行開孔處理，研究的目標(biāo)路徑如圖3所示。

表2 7050-T7451鋁合金材料參數(shù)

表3 7050-T7451 Johnson-Cook模型參數(shù)

表4 疲勞試驗(yàn)結(jié)果

結(jié)果分析與討論

1 試驗(yàn)結(jié)果分析

表4給出了小孔構(gòu)件經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后在3種應(yīng)力水平下的疲勞試驗(yàn)結(jié)果。從表中可以看到，在低等應(yīng)力水平165.8MPa下，試樣疲勞壽命均出現(xiàn)較高增益，但增益穩(wěn)定性較差，試樣A2和A4的強(qiáng)化端疲勞壽命達(dá)到1000000都未斷裂，最大增益可達(dá)877.85%，而最低僅為138.44%；在中等應(yīng)力水平195.0MPa下，試樣疲勞壽命增益整體起伏不大，基本穩(wěn)定在200%左右；在高等應(yīng)力水平275.4MPa下，試樣疲勞壽命增益總體上較低，只有C1的增益在255.50%，其他均只在100%左右，但所有試樣未出現(xiàn)負(fù)增益。

按表4中的數(shù)據(jù)，參考HB/Z 112-1986《材料疲勞試樣統(tǒng)計(jì)分析方法》，根據(jù)成對(duì)對(duì)比分析方法計(jì)算可以得到：在置信度95%的條件下，當(dāng)應(yīng)力水平為165.8MPa時(shí)，強(qiáng)化端中值疲勞壽命是非強(qiáng)化端中值疲勞壽命的2.9～8.1倍；當(dāng)應(yīng)力水平為195.0MPa時(shí)，強(qiáng)化端中值疲勞壽命是非強(qiáng)化端中值疲勞壽命的2.3～3.7倍；在275.4MPa的應(yīng)力水平下，強(qiáng)化端中值疲勞壽命是非強(qiáng)化端中值疲勞壽命的1.0～8.1倍。

圖4 不同應(yīng)力水平下強(qiáng)化端與未強(qiáng)化端的循環(huán)次數(shù)Fig.4 Cycle number of untreated and LSP under different stress levels

根據(jù)表4中的數(shù)據(jù)，對(duì)3種應(yīng)力水平下的疲勞壽命進(jìn)行線性擬合，得到對(duì)應(yīng)的σ-N曲線，如圖4所示。試驗(yàn)結(jié)果表明，對(duì)7050-T7451鋁合金小孔試件，當(dāng)最大載荷σmax在165.8MPa時(shí)，激光雙面迭加沖擊處理后，試件的疲勞壽命與未經(jīng)沖擊處理的情況相比，疲勞壽命平均可提高4.51倍；當(dāng)最大載荷σmax在195MPa時(shí)，疲勞壽命平均可提高2.16倍；當(dāng)最大載荷σmax在275.4MPa時(shí)，疲勞壽命平均可提高1.16倍。還可以看到，兩條直線的斜率并不相同，隨著外加載荷的增大，激光沖擊強(qiáng)化的效果明顯減弱，且幅度越來越大。

2 仿真結(jié)果與分析

圖5分別給出峰值壓力2.7GPa下小孔構(gòu)件孔壁路徑與表面路徑上的殘余應(yīng)力分布情況。從圖5（a）可以看到，板件經(jīng)激光雙面沖擊強(qiáng)化后在兩側(cè)形成一定深度的殘余壓應(yīng)力影響層，深度可達(dá)1.55mm，而在孔壁中心形成一定的殘余拉應(yīng)力層與之平衡。整條路徑上殘余壓應(yīng)力最大值位于孔角處，達(dá)到441MPa。從圖5（b）表面路徑來看，在沖擊范圍內(nèi)基本均為殘余壓應(yīng)力，且隨離小孔中心距離的增加逐漸減小，尤其在沖擊區(qū)域邊緣殘余壓應(yīng)力急劇減??；在沖擊范圍外基本為拉應(yīng)力，且隨著小孔中心距離的增加逐漸增大。

3 疲勞斷口SEM形貌分析

圖6為未沖擊端的疲勞斷口形貌，圖7～9分別為3種不同應(yīng)力水平下沖擊端的斷口形貌?？梢钥吹剑诟哳l拉伸載荷下，大多數(shù)金屬材料都會(huì)經(jīng)歷裂紋萌生、裂紋擴(kuò)展和瞬間斷裂3個(gè)階段，各圖中小圖分別為各斷口3個(gè)階段的局部形貌。斷口上各階段的不同微觀形貌不僅反映了試樣逐漸失效的過程[15]，也能體現(xiàn)材料內(nèi)部殘余應(yīng)力分布及外部載荷變化狀況。

圖5 峰值壓力2.7GPa下的殘余應(yīng)力分布Fig.5 Residual stress distribution under 2.7GPa

圖6 未沖擊端疲勞斷口形貌Fig.6 Macroscopic morphology of the fatigue fracture of untreated side

從圖6可以看到，對(duì)于未強(qiáng)化端，由于幾何形狀與橫截面積的突變，孔角處往往會(huì)產(chǎn)生較大的應(yīng)力集中，因此試樣未強(qiáng)化端的疲勞裂紋主要萌生于孔角。斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)上擴(kuò)展紋路呈典型的河流狀花紋，由孔角疲勞源處輻射式向材料內(nèi)部延伸，最終形成扇形狀擴(kuò)展面。從局部形貌可以看到，斷口穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)主要特征為疲勞條紋，而瞬斷區(qū)則主要為韌窩特征。從圖7～9可以看到，經(jīng)過激光沖擊強(qiáng)化后，雖然3個(gè)階段的形貌特征與未沖擊端一致，但明顯疲勞裂紋源由孔角向孔壁內(nèi)部轉(zhuǎn)移，而且可清楚地看到裂紋萌生于試件孔壁中心及其附近區(qū)域，這是因?yàn)榧す鉀_擊處理使有應(yīng)力集中的孔角薄弱區(qū)得到強(qiáng)化，疲勞源從薄弱的孔角移向其他可能較弱位置，這有利于構(gòu)件的疲勞裂紋萌生壽命。前文仿真分析如圖5（a）孔壁應(yīng)力分布所示，經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后孔角處為殘余壓應(yīng)力，而孔壁中心為拉應(yīng)力，是疲勞薄弱區(qū)，這也印證了斷口上裂紋源的轉(zhuǎn)移現(xiàn)象。此時(shí)裂紋擴(kuò)展的方向性、規(guī)律性較強(qiáng)，由于沒有其他裂紋源的干擾，整個(gè)疲勞擴(kuò)展面顯得較為光滑、平坦。另外，與圖6相比，強(qiáng)化端斷口的疲勞裂紋擴(kuò)展面積明顯大于未強(qiáng)化端斷口的擴(kuò)展面積。對(duì)比沖擊前后瞬斷區(qū)形貌可發(fā)現(xiàn)，強(qiáng)化端瞬斷區(qū)韌窩尺寸較未強(qiáng)化端大。激光沖擊強(qiáng)化能阻礙微孔的相連，使得韌窩直徑更大、深度更深，而這也意味著更好的塑性變形[16]。可見，激光沖擊強(qiáng)化能有效提高材料的韌性，在斷口上表現(xiàn)為瞬斷區(qū)韌窩尺寸的增大。

圖7 應(yīng)力水平165.8MPa下沖擊端疲勞斷口形貌Fig.7 Macroscopic morphology of the fatigue fracture of LSP side on 165.8MPa

圖8 應(yīng)力水平195.0MPa下沖擊端疲勞斷口形貌Fig.8 Macroscopic morphology of the fatigue fracture of LSP side on 195.0MPa

圖9 應(yīng)力水平275.4MPa下沖擊端疲勞斷口形貌Fig.9 Macroscopic morphology of the fatigue fracture of LSP side on 275.4MPa

特別地，可以看到圖9中孔壁上存在多個(gè)疲勞源，這是由于在高應(yīng)力水平下，試樣孔壁中心的拉應(yīng)力區(qū)范圍急劇增大，增大了裂紋萌生的概率，致使疲勞源在多點(diǎn)產(chǎn)生。眾所周知，激光沖擊強(qiáng)化從微觀上是一個(gè)內(nèi)部粗大晶粒逐漸細(xì)化的過程[17]，而晶粒的細(xì)化可顯著增大材料對(duì)裂紋的閉合作用，延遲裂紋的萌生[18]；從宏觀上，這一過程也導(dǎo)致了表層材料體積的壓縮減小，并增大了其強(qiáng)度、硬度，降低了裂紋的擴(kuò)展速率。故從圖7～9中可以看出，經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后，材料斷口表層的裂紋擴(kuò)展明顯受阻，更多是向中心區(qū)域延伸。

結(jié)束語

本文研究了激光沖擊強(qiáng)化對(duì)7050-T7451鋁合金小孔件疲勞性能和斷口形貌的影響，從中可得出以下重要結(jié)論：

（1）材料表面殘余壓應(yīng)力隨峰值壓力的增加先增大然后趨于飽和，小孔構(gòu)件最大殘余壓應(yīng)力位于孔角處；隨著峰值壓力的增加，孔壁路徑上的應(yīng)力峰值由拉應(yīng)力逐漸變?yōu)閴簯?yīng)力，均呈增大趨勢(shì)；構(gòu)件表面沖擊區(qū)與未沖擊區(qū)的殘余應(yīng)力分布具有很大相關(guān)性，沖擊區(qū)的殘余壓應(yīng)力與未沖擊區(qū)的殘余拉應(yīng)力相互平衡。

（2）與未沖擊試樣相比，經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后試樣疲勞壽命明顯提高，在應(yīng)力水平165.8MPa、195.0MPa和275.4MPa下，試樣的疲勞壽命分別平均可增大 451%、216%、116%，說明在激光沖擊強(qiáng)化效果會(huì)隨外加載荷的增大而減小。

（3）經(jīng)激光沖擊強(qiáng)化后，試樣的疲勞源位置由孔角轉(zhuǎn)移至孔壁內(nèi)部，疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)面積明顯增大，強(qiáng)化端瞬斷區(qū)韌窩尺寸增大，材料疲勞性能得到明顯改善。

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