田增，何衛(wèi)峰，周留成，王亞洲，羅思海，姜楠，張梁舒怡

激光沖擊強化對TC4鈦合金缺口葉片疲勞強度的影響

田增1,2，何衛(wèi)峰1，周留成1，王亞洲2，羅思海1，姜楠2，張梁舒怡2

（1.空軍工程大學，西安 710038；2.西安天瑞達光電技術股份有限公司，西安 710077）

提高航空發(fā)動機葉片抗外物損傷的性能。采用薄壁件激光沖擊強化工藝，對某型發(fā)動機TC4鈦合金葉片包含一階彎曲振動節(jié)線區(qū)域的表面進行處理，隨后在葉片前緣一階彎曲振動節(jié)線位置設計不同應力集中系數(shù)的缺口。參考有限元仿真軟件分析結果和相關標準要求，預制應力集中系數(shù)t為3.2的缺口。通過力值校核和有限元仿真之間的多次迭代，明確應力測試位置與缺口危險點應力之間的關系。通過振動疲勞試驗對激光沖擊強化效果進行評價。通過掃描電子顯微鏡觀察疲勞斷口的形貌，采用殘余應力儀對梯度殘余應力進行測試，并提取相應位置的半峰全寬值，對激光沖擊強化提升缺口葉片疲勞強度的原因進行分析。經(jīng)激光沖擊強化處理后的鈦合金缺口葉片在107次循環(huán)下的疲勞強度提升了63.2%；殘余壓應力層深度可達1.5 mm，且表層位錯密度提升了67.5%；經(jīng)激光沖擊強化處理后鈦合金缺口葉片裂紋萌生于近表面。激光沖擊強化引入的表層梯度殘余壓應力和位錯增殖是缺口葉片疲勞強度提升的主要原因。

鈦合金；葉片；缺口；激光沖擊強化；疲勞

飛機在起飛和降落過程中，發(fā)動機不可避免地將鳥類、砂石等外來物吸入進氣道，這樣會打傷風扇/壓氣機葉片，造成外物損傷（Foreign Object Damage，F(xiàn)OD）。由于鈦合金缺口的敏感性較強，打傷引起的局部應力集中會嚴重削弱葉片的疲勞性能，造成發(fā)動機葉片斷裂，危害航空發(fā)動機服役安全[1-3]。據(jù)外場數(shù)據(jù)統(tǒng)計，因葉片進氣邊外物損傷而提前翻修的發(fā)動機占總數(shù)的40%以上[4-5]。

葉片打傷嚴重影響了美軍戰(zhàn)機的飛行安全，為此美國聯(lián)合英國、加拿大等航空發(fā)達國家實施了“高周疲勞科學和技術計劃”（High cycle fatigue science and technology program）。該項目提出使用激光沖擊強化（Laser Shock Peening, LSP）工藝提升風扇和壓氣機葉片的抗FOD性能，并在TC4鈦合金等航空材料上進行了試驗驗證，成功解決了F110、F119等發(fā)動機葉片的FOD問題[6-8]。國外技術報告研究成果表明，在F–119發(fā)動機壓氣機四級轉子鈦合金葉片進氣邊預制1.27 mm的缺口后，葉片疲勞強度由570～670 MPa降至200 MPa，降幅為64.9%～70.1%；對于預先進行LSP處理的葉片，預制缺口后的疲勞強度為400 MPa，降幅縮小為29.8%～40.3%，且滿足該葉片最低強度（368 MPa）的設計要求[9-12]?？紤]到LSP在提升構件疲勞性能方面的優(yōu)勢，美國將激光沖擊強化納入其航空發(fā)動機結構完整性大綱（ENSIP–1783B），并投入了大量研究經(jīng)費，以增強飛機的戰(zhàn)場環(huán)境適應性和使用安全性[13]。此外，激光沖擊強化技術已被美國聯(lián)邦航空局（Federal Aeronautics Administration, FAA）和歐洲聯(lián)合適航局（Joint Airworthiness Authority, JAA）批準為飛機/發(fā)動機關鍵維修技術，并應用于CFM– 56、GE90等發(fā)動機葉片的制造和修理[14]。

國內學者開展了采用LSP技術解決發(fā)動機葉片F(xiàn)OD問題的研究。在實驗室條件下，常用的缺口制備方法包括空氣炮沖擊、慢走絲切割和壓入法等[15]?？哲姽こ檀髮W聶祥樊等[16]研究表明，TC17鈦合金模擬葉片前緣被空氣炮打傷后，經(jīng)LSP處理，在循環(huán)次數(shù)為107條件下，疲勞強度提升了約28%。中國航空制造技術研究院的吳俊峰等[17]研究了LSP強化處理TC17鈦合金風扇模擬葉片前緣抗FOD性能，與未強化缺口模擬件相比，在循環(huán)次數(shù)為107時，雙面單次LSP–TC17缺口模擬件的疲勞強度由180 MPa增至280 MPa，提高了約55.6%。整體來看，在LSP提升葉片抗FOD能力方面，國內針對平板試樣和葉片模擬件的研究已取得了顯著成果。由于發(fā)動機葉片型面復雜，其強化工藝、應力狀態(tài)等與平板試件差距較大，強化對葉片抗FOD機理和模擬葉片存在差異，疲勞性能影響規(guī)律也不盡相同，因此十分有必要針對具體型號的發(fā)動機葉片開展研究。

文中以某型航空發(fā)動機風扇葉片為研究對象，針對其前緣幾何特征，采取分區(qū)和導波的方式進行激光沖擊強化處理，有效避免了薄葉片沖擊變形問題。隨后，根據(jù)葉片的有限元數(shù)值仿真結果，在葉片進氣邊一階彎曲振動節(jié)線位置制備具有一定應力集中系數(shù)的缺口。最后，探索了激光沖擊強化對缺口葉片振動疲勞性能的影響規(guī)律，并討論其對缺口葉片疲勞性能的提升機理。

1 試驗

1.1 研究對象

壓氣機位于航空發(fā)動機前沿，最易吸入外物而被打傷，典型葉片F(xiàn)OD形貌如圖1所示。文中以某型航空發(fā)動機壓氣機TC4鈦合金葉片為研究對象，如圖2所示。

圖1 葉片F(xiàn)OD形貌

圖2 某型TC4鈦合金葉片

工藝試樣取自葉片的模鍛坯料，熱處理參數(shù)為700～800 ℃，1～2 h，空冷；試樣規(guī)格為30 mm× 30 mm×10 mm。TC4鈦合金的化學成分如表1所示。

表1 TC4鈦合金化學成分

Tab.1 Chemical composite of TC4 titanium alloy

1.2 葉片LSP處理

對包含一階彎曲振動節(jié)線在內的靠近榫頭部位的強化區(qū)域進行了分區(qū)，使脈沖激光盡可能垂直沖擊，分區(qū)示意圖如圖3所示。

圖3 LSP區(qū)域示意圖

葉片邊緣的厚度小于0.8 mm，為了避免LSP造成層裂，在葉片強化過程中，在另一側粘貼了導波涂層[18]。

葉片LSP工藝的激光功率密度為3.53 GW/cm2，脈寬為18 ns，搭接率為50%。平板試樣使用600#、800#和1200#砂紙依次對30 mm×30 mm強化表面進行打磨，用酒精清洗后，采用與葉片一致的LSP工藝進行處理。激光沖擊強化設備型號為西安天瑞達光電技術股份有限公司生產(chǎn)的YS80–R200B。

1.3 研究方法

空氣炮沖擊和壓入法可以在實驗室條件下制備出接近于外場打傷的缺口，但缺口處的微觀結構會發(fā)生改變，引入變形殘余應力、微裂紋和絕熱剪切帶可以增加試驗結果的分散性[19]。慢走絲切割對缺口附近材料狀態(tài)的影響較小，可以較好地保證加工后的一致性。為了定量化評價LSP的強化效果，文中采用慢走絲方式制備葉片缺口。

在東菱ES–50–445型振動臺上進行振動疲勞試驗。通過ZLDS 100–100–140.9.4K激光位移傳感器測量特征點的位移，使用東華動態(tài)信號測試分析系統(tǒng)采集應變數(shù)據(jù)。

采用Maxwell等[20]提出的逐級加載疲勞方法對缺口葉片的疲勞強度進行考核，參考《中國航空材料手冊》，未強化和強化缺口TC4葉片的初始加載應力分別為220、260 MPa。以Δ=(3×106)為1個循環(huán)周次，有效循環(huán)不低于9×106周次[21]。若未發(fā)生斷裂，以一定應力增幅（一般為初始應力的5%～10%）繼續(xù)加載，直至在某個Δ循環(huán)加載周期內試樣發(fā)生疲勞斷裂。缺口葉片的疲勞強度N–H采用式（1）計算。

式中：f為試樣斷裂時應力，MPa；f為循環(huán)數(shù)；pr為斷裂的前一級應力，MPa。

2 結果與討論

2.1 缺口葉片力值校核

根據(jù)葉片尺寸和形狀的不同，缺口可分為短切口、類裂紋缺口和鈍缺口等。包珍強[22]的研究表明，隨著缺口根部半徑的增加，高周循環(huán)疲勞（High Cycle Fatigue, HCF）強度降低；當缺口深度小于2 mm時，HCF強度隨著深度的增加而減?。划斏疃仍?～4 mm之間變化時，HCF強度基本保持不變。應力最大位置位于葉片一彎節(jié)線附近，容易在發(fā)動機服役過程中出現(xiàn)，危害極大。胡本潤等[23]對鋁合金、鈦合金試樣不同應力集中系數(shù)下的疲勞強度進行了研究，獲得了相應缺口尺寸的數(shù)據(jù)。采用Abaqus有限元軟件輔助缺口設計。葉片單元為十節(jié)點四面體單元（C3D10），采用位移歸一法將葉片模型導入，葉身網(wǎng)格尺寸為1 mm；在進氣邊一彎節(jié)線處設計了多個不同底部直徑的尺寸缺口，尺寸公差為±0.05 mm，缺口處網(wǎng)格尺寸為0.1 mm；葉片榫頭斜面設置所有自由度的固定約束。采用Lanczos法求解葉片的振動頻率和應力分布，應力提取方向為葉片葉身高度方向。葉片施加約束及包含缺口在內的網(wǎng)格劃分示意圖如圖4a所示。Abaqus軟件缺口應力集中系數(shù)t的計算結果如圖4b所示。隨著缺口底部半徑的增加，應力集中系數(shù)逐漸減小。較大的應力集中系數(shù)將導致葉片在工作過程中的缺口位置應力超過屈服極限，不利于疲勞試驗的開展。國外FOD損傷容限設計準則和GJB 242A—2018中將理論應力集中系數(shù)t=3規(guī)定為航空發(fā)動機風扇葉片和壓氣機葉片對FOD的容限能力[21]。綜合考慮，在葉片一彎節(jié)線位置制備t=3.2的缺口。

一階振型下葉片應力云圖如圖5a所示，葉片缺口底部區(qū)域的應力梯度較大，難以準確測量，因此選取葉盆、葉背紅色虛線框內應力梯度一致區(qū)域進行應力監(jiān)測。如圖5b所示，1位置應變片位于葉盆，距離缺口40 mm，距離進氣邊20 mm；2和3位置應變片位于葉背，距離葉尖分別為118 mm和130 mm，距離進氣邊為32 mm。應力校核結果如圖5c所示，各監(jiān)測點的方差接近于1，表明葉片整體處于線彈性應變狀態(tài)。

圖4 葉片缺口有限元模型及Kt估算

圖5 加載測試

如圖6a所示，在施加相同激勵載荷下，有限元模型與真實葉片的響應具有很好的一致性。如圖6b所示，在不同載荷條件下，缺口處應力與2位置的應力比值為2.67。

圖6 應力測試結果

2.2 疲勞試驗結果

疲勞試驗結果如表2所示，未強化缺口葉片最多循環(huán)5個應力水平；經(jīng)LSP處理后，至少循環(huán)8個應力水平。

表2 疲勞試驗結果

Tab.2 Fatigue test results

未強化缺口葉片的平均疲勞強度為282.8 MPa，強化缺口葉片的平均疲勞強度為461.4 MPa。為疲勞試驗循環(huán)周次，取相應的對數(shù)值lg，強化效果如圖7所示。經(jīng)LSP強化后，缺口葉片的疲勞強度提升了約63.2%，同時循環(huán)壽命提升了1.5倍。

2.3 殘余壓應力作用數(shù)值分析

臨界距離理論（Theory of Critical Distances, TCD）圍繞缺口疲勞開裂點臨界距離內的等效應力平均化，進而確定其疲勞斷裂位置[24-25]，采用式（2）進行計算。

式中：d為臨界距離，mm；σeq為臨界距離內的等效應力，MPa；σ?1為光滑試樣應力比R為?1時疲勞強度，MPa。

未強化缺口葉片eq,u的表達式如式（3）所示。

式中：1、2、3分別為沿葉身、弦長和葉片厚度方向的主應力，MPa。

葉片經(jīng)LSP強化后，預置的殘余壓應力可看作平均靜水壓力，因此強化缺口葉片eq,L的表達式如式（4）所示。

在振動疲勞試驗中，葉片呈平面常力狀態(tài)，m的計算如式（5）所示。

式中：1RS和2RS分別為強化葉片缺口位置沿葉身和弦長方向的殘余壓應力。

的計算如式（6）所示。

式中：?1和0為規(guī)定循環(huán)次數(shù)條件下應力比分別為?1和0時的疲勞強度。小于0時，存在裂紋閉合效應，?1值較大，因此，為正。

對比式（4）和式（5）發(fā)現(xiàn)，經(jīng)LSP強化處理后，可以有效降低缺口處的等效應力eq，從而達到提升缺口葉片疲勞強度的效果。

2.4 表層強化效果分析

使用加拿大PROTO公司的LXRD型殘余應力測試儀，配合使用8818V–3電解拋光儀對平板試樣梯度殘余應力進行測試，同時提取相應位置的半峰全寬值（Full Width at Half-maximun, FWHM）。

TC4鈦合金試樣梯度測試結果如圖8所示。從圖8可以看出，殘余壓應力作用層的深度可達1.5 mm以上。缺口表面殘余壓應力的強化效果已在2.3節(jié)進行了數(shù)值分析，同時殘余壓應力作為附加閉合力被疊加在裂紋自身的閉合力上，高強度材料缺口試件由于殘余壓應力的應力集中且在交變載荷下不易松弛，因此可以有效提高疲勞強度[26-27]。

LSP處理會引起金屬表層發(fā)生嚴重塑性變形，使位錯急劇增殖，當位錯增殖到一定程度后開始發(fā)生動態(tài)再結晶，晶粒得到細化。位錯密度可以通過提取相應深度位置的FWHM值進行表征，與半峰全寬的關系如式（7）所示。

式中：為位錯密度；為半峰全寬值；為柏氏矢量。

如圖8所示，經(jīng)LSP強化處理后，表層和1 500 μm位置的FWHM值分別為2.42°和1.87°。帶入式（7）計算可知，經(jīng)LSP處理后TC4鈦合金表層的位錯密度提高了67.5%。高密度位錯可使材料的屈服強度得到提高，同時晶粒細化形成的多晶界有效阻礙了位錯運動，抑制了裂紋的萌生[28-29]。

圖8 不同深度的強化效果

2.5 疲勞斷口分析

采用Zeiss Evo10掃描電子顯微鏡對整個葉片疲勞斷口區(qū)的形貌進行了觀察，如圖9所示。圖9中紅色虛線包圍的區(qū)域為振動疲勞形成的斷口形貌，LSP斷口的疲勞形貌的占比較大，且斷口有明顯的起伏形貌，而未強化葉片斷口表面平坦。對斷面進一步放大觀察發(fā)現(xiàn)，未強化斷口的河流狀花樣起源于缺口底部，可以推測該處為裂紋源；經(jīng)LSP強化后，疲勞源萌生于缺口底部的一定深度處。

圖9 缺口葉片的斷口形貌

鄧維維[30]認為TC4鈦合金表面經(jīng)過LSP處理后，β相的內部出現(xiàn)了位錯和位錯纏結，可以在材料表面至一定深度處誘導產(chǎn)生晶粒、應力、顯微硬度的梯度結構，使最大拉應力區(qū)域拉至次表層，從而使裂紋源始于更深的材料的次表層，較好地解釋了經(jīng)LSP處理后TC4鈦合金缺口葉片裂紋萌生于近表面這一現(xiàn)象。

3 結論

對有無激光沖擊強化的某型航空發(fā)動機TC4鈦合金缺口葉片疲勞性能進行了研究，得到以下結論。

1）經(jīng)激光沖擊強化處理后，某型航空發(fā)動機TC4鈦合金葉片在預制應力集中系數(shù)為3.2的缺口處，振動疲勞強度較未強化缺口葉片提升了約63.2%。

2）激光沖擊強化使得金屬表面位錯大量增殖，有效抑制了裂紋的萌生。

3）激光沖擊強化在金屬表面引入了梯度殘余壓應力層，有效降低了缺口處的等效應力，同時使裂紋在距離表面一定位置萌生，使葉片的疲勞強度得到提升。

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Effect of Laser Shock Peening on Fatigue Strength of TC4 Titanium Alloy Notched Blade

1,2,1,1,2,1,2,2

(1. Air Force Engineering University, Xi'an 710038, China; 2. Xi'an Tyrida Optical Electric Technology Co., Ltd., Xi'an 710077, China)

The work aims to improve the performance of aero-engine blade against foreign object damage (FOD). The surface of TC4 titanium alloy blade containing first-order bending vibration pitch line of a certain engine was processed by laser shock peening (LSP) technology of thin-walled component. The position of the blade to be processed was partitioned, and the guided wave material was pasted on the back to prevent the deformation and spallation of blade. Then, the notches with different stress concentration coefficients were designed at the first-order bending vibration pitch line of the blade leading edge. The stress gradient at the root of notch changed dramatically and the maximum stress was difficult to measure. Therefore, finite element method was used to find suitable monitoring area to characterize the stress of the notch location. According to the analysis results of finite element simulation software and the requirements of relevant standards, the notch with a stress concentration coefficienttof 3.2 was prefabricated. Through several iterations between stress calibration and finite element simulation, the relationship between stress test position and the stress at the notch risk point was clarified. According to the finite element simulation results, the strain gauge was pasted at the corresponding position of the blade, and the measured results further indicated that the stress at the notch could be better characterized by monitoring at other positions of the blade. The effect of laser shock peening was evaluated by vibration fatigue test. The standard required that the evaluation criterion of the blade was 107. On the premise of satisfying the cycle life, the test was carried out through step by step loading method with 106as a cycle. The fatigue strength of titanium alloy notched blade increased by 63.2% under 107cycles after LSP. The morphology of the fatigue fracture was observed by scanning electron microscope. The fatigue fracture of the specimen after LSP was obviously larger than that of the un-LSP specimen, and the undulating morphology was formed in the process of fatigue crack propagation. In contrast, the surface of the un-LSP specimen was relatively flat. The crack initiation of titanium alloy notched blade was near the surface after LSP. Fatigue cracks often originated from the surface of components. The surface stress state and microstructure had great effect on the fatigue performance. Therefore, the gradient residual stress was measured by residual stress meter and the value of full width at half-maximum of corresponding position was extracted. The depth of residual compressive stress layer reached 1.5 mm, and the dislocation density of surface layer increased by 67.5%. The deeper residual stress layer meant that the applied stress could be effectively balanced and the crack propagation could be delayed during the whole working process of the component. The increase of dislocation density could effectively refine the grain size, and the effect of fine grain strengthening could also improve the fatigue performance. The gradient residual compressive stress and dislocation multiplication introduced by LSP are the main reasons for the improvement of fatigue strength of notched blades.

titanium alloy; blade; notch; laser shock peening; fatigue

V232.4

A

1001-3660(2022)10-0030-08

10.16490/j.cnki.issn.1001-3660.2022.10.004

2022–05–06；

2022–07–27

2022-05-06；

2022-07-27

國家自然科學基金（52005508）；國家重大專項基金（J2019–Ⅳ–0014–0082）

National Natural Science Foundation of China (52005508); National Science and Technology Major Project of China (J2019-Ⅳ- 0014-0082)

田增（1985—），男，博士生，高級工程師，主要研究方向為表面工程及抗疲勞制造與評價。

TIAN Zeng (1985-), Male, Doctoral candidate, Senior engineer, Research focus: surface engineering and fatigue resistance manufacturing and evaluation.

田增, 何衛(wèi)峰, 周留成, 等. 激光沖擊強化對TC4鈦合金缺口葉片疲勞強度的影響[J]. 表面技術, 2022, 51(10): 30-37.

TIAN Zeng, HE Wei-feng, ZHOU Liu-cheng, et al. Effect of Laser Shock Peening on Fatigue Strength of TC4 Titanium Alloy Notched Blade[J]. Surface Technology, 2022, 51(10): 30-37.

責任編輯：彭颋