羅學(xué)昆，張文燦，吳 波，田 凱，王 琨，王一鳴，王 欣

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院航空材料先進(jìn)腐蝕與防護(hù)航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；2.中國航發(fā)湖南動力機(jī)械研究所，株洲 412002）

K4169鑄造高溫合金是一種體心四方的Ni3Nb和面心立方的Ni3（Al，Ti，Nb）相沉淀強(qiáng)化的鎳基高溫合金。在高溫下具有屈服強(qiáng)度高、塑性好、鑄造性能好、焊接性能好等特點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于制造航空、航天等熱端鑄造部件[1–3]。

發(fā)動機(jī)熱端鑄造部件服役時，承受循環(huán)熱應(yīng)力、燃?xì)飧g、交變機(jī)械力等多重載荷，存在疲勞失效風(fēng)險[2，4]。另外，高溫合金材料存在一定的應(yīng)力集中敏感性，并隨著應(yīng)力集中系數(shù)的提高，疲勞性能急劇下降，嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)的安全可靠服役[1，5]。由于減重、長壽命和高可靠性是航空發(fā)動機(jī)的永恒需求，在不增加重量的前提下，通過表面強(qiáng)化技術(shù)提高零件的疲勞壽命是滿足上述需求的重要途徑。航空領(lǐng)域常用的表面強(qiáng)化技術(shù)包括噴丸 （Shot peening，SP）[6–7]、激光沖擊強(qiáng)化 （Laser shock peening，LSP）[8–9]、孔冷擠壓 （Hole cold expansion，HCE）[10]等。其中，SP具有適應(yīng)性廣、均勻性好、疲勞性能優(yōu)異等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用。但是SP加工后的零件也存在表面粗糙度值高、強(qiáng)化層淺、能量低等不足[11–13]。LSP因具有能量高、強(qiáng)化層深度可調(diào)范圍大、表面粗糙度影響小、熱穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，受到了越來越多的關(guān)注。汪誠等[14]研究了LSP對K403鑄造高溫合金疲勞性能的影響規(guī)律，結(jié)果表明，相比未強(qiáng)化態(tài)，強(qiáng)化試片的室溫高周疲勞壽命提高了1.4倍。聶祥樊等[15]研究了微LSP對DZ17G定向凝固高溫合金高周振動疲勞性能的影響規(guī)律，結(jié)果表明，強(qiáng)化后，模擬葉片的疲勞強(qiáng)度提高了17.5%。LSP對高溫合金表現(xiàn)出良好的疲勞性能增益效果。

隨著航空發(fā)動機(jī)整體性能的提升，對長壽命、高可靠性的要求也隨之升高，為了提高葉片或葉盤的高周疲勞和抗外物損傷疲勞性能，激光沖擊/噴丸復(fù)合強(qiáng)化 （LSP+SP）被用于對葉身進(jìn)行表面強(qiáng)化處理，研究表明，該技術(shù)表現(xiàn)出比單一LSP和單一SP更優(yōu)的疲勞性能，該復(fù)合強(qiáng)化工藝在表面引入了高幅值的表面殘余壓應(yīng)力和深層的殘余壓應(yīng)力層，極具工程化應(yīng)用前景[16–17]。發(fā)動機(jī)熱端鑄造部件也面臨高溫疲勞失效問題，亟須新型表面強(qiáng)化技術(shù)提高疲勞性能。然而，目前針對鑄造合金的復(fù)合強(qiáng)化應(yīng)用研究相對較少，其高溫疲勞性能提升效果尚未開展系統(tǒng)研究。

本研究以應(yīng)用廣泛的K4169合金為研究對象，主要研究了LSP+SP對合金高溫疲勞性能的影響規(guī)律，并通過對表面殘余應(yīng)力、表面粗糙度、硬度梯度、表面微觀應(yīng)力集中等主要表面完整性參數(shù)以及疲勞斷口的分析，探討LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化的抗疲勞機(jī)理，以期促進(jìn)K4169合金疲勞性能的提升。

1 試驗(yàn)及方法

1.1 材料

本試驗(yàn)所采用的疲勞性能試樣為旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞缺口試樣，缺口應(yīng)力集中系數(shù)Kt= 1.7，其形狀與尺寸如圖1所示。先澆鑄成直徑8mm的鑄棒，再通過機(jī)械加工成圖1所示的試樣。試樣的基本力學(xué)性能如表1所示。

圖1 旋轉(zhuǎn)彎曲缺口試樣尺寸（mm）Fig.1 Geometry of notch specimen for rotary bending (mm)

表1 647℃時K4169鑄造合金基本力學(xué)性能Table 1 Basic mechanical properties of K4169 cast alloy at 647℃

1.2 表面強(qiáng)化方法

LSP處理采用西安天瑞達(dá)公司提供的激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備，其中激光器由北京鐳寶光電技術(shù)有限公司生產(chǎn)。在該工藝條件下，激光器具有良好的能量輸出穩(wěn)定性。未強(qiáng)化 （AR）試樣的1.8mm缺口表面經(jīng)過了磨削處理，表面粗糙度Ra≤0.8μm，試樣編號為A1～A8。而對B1～B8試樣的缺口進(jìn)行了SP處理，采用數(shù)控氣動式噴丸機(jī)，按照航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB/Z26—2011《航空零件噴丸強(qiáng)化工藝》進(jìn)行表面處理。對C1～C8試樣的缺口進(jìn)行了LSP+SP處理，具體工藝參數(shù)見表2。

表2 K4169鑄造合金表面處理工藝參數(shù)Table 2 Process parameters of surface treatments on K4169 cast alloy

1.3 表征方法

表面完整性參數(shù)分析采用平板試樣，尺寸為30mm×30mm×4mm，試樣表面磨削加工去除量為0.5mm，表面粗糙度不超過Ra0.8μm。采用Zygo公司Nexview型白光干涉儀獲得試樣表面三維形貌及二維輪廓；采用LXRD型X射線衍射殘余應(yīng)力測試儀，使用交叉相關(guān)法進(jìn)行試樣的表面殘余應(yīng)力測定，靶材為Mn Kα靶，測試結(jié)果中“+”值表示拉應(yīng)力，“–”值表示壓應(yīng)力。采用FEI Quanta 600掃描電子顯微鏡觀察試樣疲勞斷口形貌。采用電火花切割切取試樣橫截面，經(jīng)研磨拋光后，用HMAS–C1000SZA顯微硬度儀測量孔壁表面以下沿深度方向的硬度值，施加載荷為0.49N。

疲勞試驗(yàn)采用PQ–6旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)按HB5152—96要求進(jìn)行測試，溫度647℃，應(yīng)力比R= –1，頻率5000Hz，加載應(yīng)力450MPa，目標(biāo)疲勞壽命為1×107周次。若試樣在1×107周次內(nèi)發(fā)生斷裂，則記錄疲勞壽命；若試樣超出1×107周次發(fā)生斷裂，停止測試，該試樣的疲勞壽命視為1×107周次。

2 結(jié)果與討論

2.1 疲勞性能

首先研究了兩種表面處理方法對K4169鑄造合金高溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命的影響規(guī)律。表3列出了AR、SP和LSP+SP處理試樣在647℃、450MPa條件下的高溫疲勞壽命。圖2為AR、SP和LSP+SP試樣的疲勞壽命分布 （每個方框附近的點(diǎn)代表該狀態(tài)下試樣的疲勞壽命，曲線代表每個狀態(tài)下疲勞壽命離散度的變化）。以每組標(biāo)本壽命的幾何平均值作為估計(jì)量，在647℃、450MPa條件下，相比AR試樣的疲勞壽命（47821周次），SP試樣的疲勞壽命提高到了588830周次，增幅約達(dá)11倍；而經(jīng)過LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化試樣的疲勞壽命提高到了6100149周次，增幅約達(dá)127倍，表現(xiàn)出良好的疲勞壽命增益效果。另外，相比SP試樣（0.49），LSP+SP試樣的疲勞壽命分散度 （0.39）更小。

表3 AR、SP和LSP+SP處理試樣在647℃、450MPa條件下的高溫疲勞壽命Table 3 Fatigue lives of specimens treated by AR, SP and LSP+SP at 647℃, 450MPa

圖2 AR、SP和LSP+SP處理試樣在647℃、450MPa條件下的疲勞壽命分布Fig.2 Distribution of fatigue lives of specimens treated by AR, SP and LSP+SP at 647℃, 450MPa

2.2 疲勞斷口

圖3為AR、SP和LSP+SP試樣的典型疲勞斷口形貌。AR試樣呈現(xiàn)多源疲勞特征，見圖3（a）（其中紅色指引區(qū)域代表主源；黃色指引區(qū)域代表次源）；疲勞裂紋均起源于試樣表面，其中主源萌生于表面不連續(xù)刀痕，見圖3（b）；擴(kuò)展區(qū)可見緊密排列的典型疲勞條帶，見圖3（c）。而對于SP試樣，仍然為多源疲勞斷口，但疲勞源數(shù)量顯著減少，見圖3（d）；疲勞源位于試樣表面，主源萌生于試樣表面缺陷處，見圖3（e）；擴(kuò)展區(qū)可見典型疲勞條帶，但疲勞條帶的寬度小于AR試樣相同位置 （約0.3mm）處的疲勞條帶寬度，見圖3（f）。對于LSP+SP試樣，疲勞源數(shù)量進(jìn)一步減少，見圖3（g），這表明LSP+SP產(chǎn)生的強(qiáng)化層抑制了疲勞裂紋的萌生；主源位于次表層，源區(qū)可見明顯的鑄造孔洞，見圖3（h）；距源區(qū)相同位置 （約0.3mm）處的疲勞條帶寬度進(jìn)一步減小，見圖3（i），這說明疲勞裂紋擴(kuò)展速率進(jìn)一步下降，LSP+SP產(chǎn)生的強(qiáng)化層抑制了疲勞裂紋的擴(kuò)展。

圖3 3種試樣的疲勞斷口、源區(qū)及擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶的SEM形貌圖Fig.3 Typical SEM morphologies of fatigue fracture, crack source and fatigue striation of 3 samples

2.3 表面完整性的影響

表面微觀應(yīng)力集中、表面殘余應(yīng)力、微觀組織等表面完整性都對疲勞壽命有重要影響[6，16–17]。

表4列出了3種試樣的表面殘余應(yīng)力值。該殘余應(yīng)力值采用X射線衍射方法測量得到，“–”表示殘余壓應(yīng)力狀態(tài)?？芍啾華R試樣，經(jīng)SP處理后，試樣表面的殘余壓應(yīng)力值顯著提高，而經(jīng)LSP+SP處理后，試樣表面的殘余壓應(yīng)力值進(jìn)一步提高。

表4 不同工藝試樣的表面殘余應(yīng)力值Table 4 Surface residual stress of specimens treated by different processing

研究表明，表面殘余壓應(yīng)力是增強(qiáng)疲勞極限和減小疲勞缺口敏感性的主要因素[8–9，11]。殘余壓應(yīng)力對疲勞裂紋的抑制作用可通過修正后的Goodman關(guān)系來解釋[18]，在不考慮微觀組織的影響條件下，名義應(yīng)力和應(yīng)力幅呈線性關(guān)系，如式 （1）所示。

式中，σa是等效疲勞強(qiáng)度；σf是完全反向應(yīng)力；σm是外載名義應(yīng)力；σn是極限抗拉強(qiáng)度。本研究中，外力加載產(chǎn)生的應(yīng)力幅和名義應(yīng)力保持恒定，材料的極限抗拉強(qiáng)度為常數(shù)。將LSP+SP處理產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力σR視為靜態(tài)應(yīng)力。因此，等效疲勞強(qiáng)度σa隨著殘余壓應(yīng)力值σR的增大而提高，從而提高材料的疲勞裂紋萌生壽命。

圖4為AR、SP和LSP+SP試樣表層沿深度方向的硬度梯度曲線，可知，相比未處理試樣表層20μm深度處的顯微硬度（約410HV），SP和LSP+SP試樣表層材料的顯微硬度 （476～490HV）顯著提升，升幅達(dá)16%～20%。并形成了一定深度的顯微硬度梯度分布，即隨著深度的逐漸增加，顯微硬度逐漸下降，直至與基體保持一致。其中，SP試樣表層硬化層深度達(dá)到了0.14mm，而LSP+SP試樣表層硬化層深度達(dá)到了0.20mm。研究表明，由于硬質(zhì)彈丸的撞擊和激光沖擊波的力學(xué)作用，材料表層金屬發(fā)生了塑性變形，而且越靠近表層，變形量越大。激光沖擊波的力學(xué)作用具有更高的壓力和變形速率，因而，LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化產(chǎn)生了比SP單一強(qiáng)化更深的微觀組織冷作硬化層。根據(jù)霍爾–佩奇公式，材料的顯微硬度H可被描述為[19]

圖4 不同試樣表層沿深度方向的顯微硬度梯度分布曲線Fig.4 Distribution of micro-hardness as a function of depth along surface of different treated specimens

式中，H0為無缺陷理想材料的表面顯微硬度；G為剪切模量；a是材料常數(shù)；ρ為平均位錯密度。材料顯微硬度的顯著增加與材料內(nèi)部位錯密度的大幅提高有重要關(guān)系。疲勞加載過程中，表面層內(nèi)高密度位錯相互纏結(jié)，形成釘扎，使得材料表面交滑移變得困難，主裂紋萌生的阻力增大，提高了疲勞裂紋萌生的臨界應(yīng)力值和疲勞強(qiáng)度，從而提高了疲勞裂紋萌生壽命。

圖5（a）、（b）、（c）分別為AR、SP和LSP+SP試樣表面形貌圖。由圖5（a）可知，AR試樣表面經(jīng)磨削后，表面形成了大量平行而規(guī)則的加工刀痕。由于這些刀痕底部圓角較小，具有較高的微觀應(yīng)力集中。微觀應(yīng)力集中系數(shù)可通過式 （3）計(jì)算。

式中，Kt為實(shí)際應(yīng)力集中系數(shù)；Rz為峰谷高度差；S為兩個相鄰峰的半寬（尖端圓角半徑的近似表示，從輪廓圖中獲得）。AR試樣表面的微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt為2.39，而經(jīng)過SP處理后，試樣表面可見高密度的無規(guī)則排列的小尺寸凹坑，而原有磨削刀痕完全消失，見圖5（b），表面微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt也下降到了2.02。而經(jīng)過LSP+SP處理后，試樣表面呈現(xiàn)與SP處理相似的三維形貌。但是，表面微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt顯著下降至1.46。雖然經(jīng)SP和LSP+SP處理后，試樣表面的粗糙度從AR的Sa0.276μm提高至Sa1.210μm和Sa1.352μm，但是，表面微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt的顯著下降，在循環(huán)載荷作用下，有利于提高試樣的疲勞裂紋萌生壽命。

圖5 不同試樣的三維表面形貌及表面粗糙度Sa與表面微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt對比Fig.5 Comparison of three-dimensional surface morphology, surface roughness Sa and surface micro-stress concentration factor Kt of different specimens

3 結(jié)論

（1）在647℃、450MPa條件下，相比AR未強(qiáng)化試樣，SP單一噴丸試樣的疲勞壽命提高了約11倍；而LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化試樣的疲勞壽命提高了約127倍。LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化表現(xiàn)出良好的疲勞壽命增益效果。

（2）LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化顯著降低了疲勞源數(shù)量，使主源的萌生區(qū)從表層轉(zhuǎn)移至次表層，并表現(xiàn)出明顯的疲勞裂紋擴(kuò)展速率抑制效果。

（3）經(jīng)LSP+SP復(fù)合強(qiáng)化后，試樣表面微觀應(yīng)力集中系數(shù)Kt從2.39降低至1.46，并形成了高幅值的殘余壓應(yīng)力 （–1140MPa），有利于顯著提高疲勞裂紋萌生壽命；另外，表層形成了深度約0.20mm的梯度硬化層，有利于提高疲勞裂紋擴(kuò)展的阻力，從而顯著提高了試樣整體的疲勞壽命。