田 凱 ,帥仕祥 ,羅學(xué)昆 ,王 欣 ,馬世成 ,許春玲

（1.中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院 表面工程研究所，北京 100095；2.中國(guó)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；3.航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610091）

在飛機(jī)起飛和降落階段，航空發(fā)動(dòng)機(jī)易吸入砂石、細(xì)小金屬、冰雹等雜物，導(dǎo)致風(fēng)扇及壓氣機(jī)葉片前緣出現(xiàn)外物損傷（foreign object damage，F(xiàn)OD）[1]。損傷處呈現(xiàn)明顯塑性變形、結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中或材料丟失等特征[2-5]，可能誘發(fā)疲勞裂紋萌生與快速擴(kuò)展，引發(fā)葉片斷裂，嚴(yán)重降低了葉片的高周疲勞壽命。受損斷裂的葉片在巨大的離心力與氣流沖擊下進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部，極易誘發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)二次損傷或停機(jī)，造成嚴(yán)重飛行事故[6]。FOD 已成為影響飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)飛行安全的重要因素之一，據(jù)統(tǒng)計(jì)，每年全球因FOD 造成的經(jīng)濟(jì)損失高達(dá)40 億美元[7]。國(guó)內(nèi)外學(xué)者采用實(shí)驗(yàn)與仿真技術(shù)對(duì)FOD 現(xiàn)象進(jìn)行了大量系統(tǒng)性研究。Harding 等[8]采用空氣炮技術(shù)在鈦合金葉片前緣上預(yù)制FOD 損傷，結(jié)果表明，損傷后葉片疲勞性能下降明顯。孫振德等[9]分別采用擺錘法與槍彈法對(duì)FOD 過(guò)程進(jìn)行模擬，并對(duì)這兩種撞擊方法的損傷過(guò)程及損傷機(jī)理進(jìn)行分析。由于FOD 尺寸較小，通過(guò)實(shí)驗(yàn)方法在殘余應(yīng)力分布表征方面受到較大限制，諸多學(xué)者通過(guò)有限元?jiǎng)恿W(xué)仿真的方式在 WorkBanch、ABAQUS 等商用軟件上，采用Johnson-Cook 等本構(gòu)模型，模擬了FOD 損傷過(guò)程[10-12]，結(jié)果表明以FOD 區(qū)域應(yīng)力應(yīng)變仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合度較高，證實(shí)了數(shù)值模擬分析FOD 過(guò)程的可行性。

目前，F(xiàn)OD 的實(shí)驗(yàn)?zāi)M大多采用空氣炮的方法，該方法具有效率高，操作便捷等優(yōu)點(diǎn)，但是也存在控制精度不佳、復(fù)現(xiàn)性差、設(shè)備昂貴等不足。尤其在模擬低速撞擊、磕碰等損傷時(shí)存在較大局限性。本工作采用硬度計(jì)壓頭預(yù)制凹坑的方法，具有精度高、深度可控、低速撞擊損傷復(fù)現(xiàn)性好等優(yōu)點(diǎn)。

表面形變強(qiáng)化技術(shù)通過(guò)在零件表面構(gòu)建殘余壓應(yīng)力層和微觀組織強(qiáng)化層，顯著提高零件高周疲勞性能，是航空領(lǐng)域應(yīng)用最廣泛的抗疲勞制造技術(shù)之一。該技術(shù)包括機(jī)械噴丸[13]、激光沖擊[14]、冷擠壓[15]、超聲沖擊[16]等多種工藝技術(shù)，目前應(yīng)用最廣泛的是機(jī)械噴丸強(qiáng)化技術(shù)，該技術(shù)具有抗疲勞性能優(yōu)異、適應(yīng)性好等優(yōu)點(diǎn)，但是也存在強(qiáng)化層深度較淺、表面粗糙度值過(guò)大等不足，難以滿足高應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)的抗疲勞需求。激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)利用高能、短脈沖激光誘導(dǎo)的等離子體沖擊波的力學(xué)效應(yīng)，使零件表面形成深層的表面殘余壓應(yīng)力和硬化層，顯著提高零件的高周疲勞性能，具有表面質(zhì)量好、控制精度高等優(yōu)點(diǎn)，但是該技術(shù)也存在表面殘余應(yīng)力幅值較小、加工效率較低等不足。為了滿足葉片前緣抗FOD 疲勞的需求，激光沖擊/機(jī)械噴丸復(fù)合強(qiáng)化技術(shù)受到越來(lái)越多的重視。羅學(xué)昆等[17-18]從試樣表面形貌、殘余應(yīng)力場(chǎng)等方面研究了激光沖擊/機(jī)械噴丸復(fù)合強(qiáng)化對(duì)TB6 鈦合金表面完整性與疲勞性能的影響。但是，目前復(fù)合強(qiáng)化對(duì)TC4 鈦合金FOD 試樣的疲勞性能的研究相對(duì)較少。

本工作采用激光沖擊（LSP）/機(jī)械噴丸（SP）復(fù)合強(qiáng)化對(duì)TC4 鈦合金薄壁試樣進(jìn)行表面處理，通過(guò)硬度計(jì)預(yù)制不同形狀的凹坑引入FOD，采用X 射線衍射方法測(cè)量復(fù)合強(qiáng)化前后試樣表面殘余應(yīng)力梯度分布，通過(guò)電磁振動(dòng)臺(tái)測(cè)試復(fù)合強(qiáng)化試樣的高周疲勞壽命，利用掃描電鏡分析疲勞斷口，數(shù)值仿真模擬了FOD 前后試樣表面殘余應(yīng)力分布演化規(guī)律，以期揭示復(fù)合強(qiáng)化層抗FOD 疲勞性能的影響機(jī)制。

1 實(shí)驗(yàn)及方法

1.1 材料與試樣制備

試樣材料為TC4 鈦合金，其主要化學(xué)成分見表1，拉伸性能見表2。

表1 TC4 鈦合金化學(xué)成分表（質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 1 Chemical composition of TC4 titanium alloy（mass fraction/%）

表2 TC4 鈦合金的拉伸性能Table 2 Tensile properties of TC4 titanium alloy

在進(jìn)行復(fù)合強(qiáng)化前，將TC4 鈦合金試樣加工成圖1 所示一級(jí)振動(dòng)試樣，試樣取樣原材料長(zhǎng)度方向，機(jī)加工表面最終為磨削狀態(tài)，并將表面拋光至Ra0.8 μm。將試樣分為4 組，每組4 件，第一組為機(jī)加后未處理狀態(tài)，記為AR；第二組為機(jī)加狀態(tài)后進(jìn)行預(yù)制FOD，記為AR-FOD；第三組為機(jī)加后進(jìn)行LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化，記為FH；第四組為機(jī)加并進(jìn)行LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化，后預(yù)制FOD，記為FH-FOD。

圖1 TC4 鈦合金一級(jí)振動(dòng)試樣Fig.1 First-class vibration specimen of TC4 titanium alloy

1.2 激光加噴丸強(qiáng)化過(guò)程

在試樣預(yù)制FOD 前，進(jìn)行LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化表面處理。LSP 過(guò)程采用SGR-60-1-I 納秒脈沖激光器，產(chǎn)生激光能量在空間中成高斯分布，激光波長(zhǎng)1064 nm。選用3M 公司制造黑色膠帶作為吸收層，選用水噴嘴在加工表面形成去離子水膜作為約束層。激光沖擊強(qiáng)化工件夾持機(jī)器人進(jìn)行離線編程后模擬加工，激光沖擊強(qiáng)化工藝參數(shù)如表3，激光沖擊點(diǎn)掃描方式分布如圖2 所示。待加工表面激光沖擊強(qiáng)化全部完成后，由KXS-3000P 數(shù)控噴丸機(jī)進(jìn)行噴丸，噴丸過(guò)程參照航空標(biāo)準(zhǔn)HB/Z 26 航空零件噴丸強(qiáng)化工藝進(jìn)行，使用AZB150 陶瓷彈丸，噴丸強(qiáng)度Almen 強(qiáng)度0.10 A，噴丸表面覆蓋率100%。

圖2 激光沖擊路徑點(diǎn)Fig.2 Laser shock path point

表3 激光沖擊工藝參數(shù)Table 3 LSP process parameter

1.3 殘余應(yīng)力測(cè)試

對(duì)預(yù)制FOD 前，取LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化前后兩組試樣，選擇其加工表面沿深度方向進(jìn)行殘余應(yīng)力梯度測(cè)試。采用LRXD 型X 射線衍儀分別測(cè)量表面殘余應(yīng)力值，后通過(guò)電解拋光對(duì)試樣表層逐層腐蝕，測(cè)得試樣沿垂直于加工表面方向不同深度的殘余應(yīng)力值。繪制兩組試樣沿深度方向殘余應(yīng)力曲線，并分析其分布規(guī)律，研究復(fù)合強(qiáng)化后殘余應(yīng)力場(chǎng)重布規(guī)律。

1.4 外物損傷模擬

為了模擬球形與錐形FOD 損傷，用HR-150A洛氏硬度儀對(duì)TC4 試樣擠壓預(yù)制壓坑，施加載荷50 kg，壓坑形狀位置如圖3 所示。選用鋼球壓頭（直徑0.9 mm）壓制球狀凹痕，沿中心長(zhǎng)軸垂線分布，間距3.7 mm；選用金剛石壓頭（長(zhǎng)軸0.7 mm）壓制錐狀凹痕沿中心長(zhǎng)軸分布，與球狀凹痕間距3.7 mm。

圖3 試樣壓坑形狀與位置（a）AR-FOD 試樣；（b）FH-FOD 試樣Fig.3 Shape and location of the pressure pit（a）AR-FOD specimen；（b）FH-FOD specimen

1.5 數(shù)值模擬

為了獲得AR 與FH 兩種狀態(tài)鈦合金試樣在FOD 缺陷后的截面應(yīng)力應(yīng)變情況，評(píng)估缺陷處橫截面上應(yīng)變與殘余應(yīng)力變化，通過(guò)Abaqus CAE 軟件進(jìn)行有限元數(shù)值模擬。FOD 過(guò)程為持續(xù)時(shí)間極短的動(dòng)態(tài)沖擊載荷，會(huì)產(chǎn)生超過(guò)試樣屈服應(yīng)力的局部應(yīng)力引發(fā)材料塑性變形，因此在軟件中選用描述短時(shí)沖擊響應(yīng)的J-C 本構(gòu)模型進(jìn)行材料賦予。建立TC4 鈦合金試樣J-C 本構(gòu)模型，其材料參數(shù)與J-C模型參數(shù)如表4[19-20]。

表4 TC4 鈦合金材料屬性Table 4 TC4 titanium alloy material properties

建立TC4 鈦合金試樣與球狀、錐狀探頭模型，擠壓表面運(yùn)用8 個(gè)節(jié)點(diǎn)六邊形單元（C3D8R）進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對(duì)接觸區(qū)域進(jìn)行局部網(wǎng)格細(xì)化，細(xì)化網(wǎng)格控制在150 μm×150 μm，如圖4 所示。材料賦予后在FH 試樣的預(yù)定義場(chǎng)中輸入實(shí)驗(yàn)測(cè)得的梯度殘余應(yīng)力場(chǎng)，模擬表面強(qiáng)化后應(yīng)力狀態(tài)。載荷步中模擬擠壓過(guò)程，試樣下底面與四周表面固定不動(dòng)，擠壓探頭施加分別對(duì)AR（未加工）表面和FH（已形成殘余應(yīng)力層）表面的應(yīng)力500 N，模型接觸條件切向定義為剪切摩擦罰函數(shù)，摩擦因數(shù)取0.1，法向定義為“硬”接觸。在這一階段使用質(zhì)量縮放并加入了位移測(cè)量單元，編寫了完整的ABAQUS 輸入平臺(tái)來(lái)描述分析。最后，使用ABAQUS 輸出壓入端殘余應(yīng)力場(chǎng)與應(yīng)變分布云圖。

圖4 有限元網(wǎng)格劃分（a）球形探頭擠壓網(wǎng)格模型；（b）錐形探頭擠壓網(wǎng)格模型Fig.4 Finite element meshing（a）spherical probe extrusion mesh model；（b）cone probe squeeze mesh model

1.6 疲勞壽命測(cè)試與斷口分析

對(duì)4 組試樣每組取5 件進(jìn)行疲勞壽命測(cè)試。采用QBG 液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)，疲勞實(shí)驗(yàn)按照標(biāo)準(zhǔn)HB5277—1984（發(fā)動(dòng)機(jī)葉片和材料的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方法）在室溫下進(jìn)行，加載最大應(yīng)力420 MPa，應(yīng)力比R=0.1，加載頻率約360 Hz。記錄斷裂時(shí)加載循環(huán)次數(shù)為該試樣疲勞壽命，并計(jì)算4 組試樣平均壽命。將每組試樣中接近平均壽命的試樣在JSM7900F 掃描電子顯微鏡下觀察斷口形貌。

2 結(jié)果與討論

2.1 殘余應(yīng)力分析

LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化后，在試樣表層引入的殘余壓應(yīng)力層對(duì)提高鈦合金疲勞性能有顯著影響，其大小與深度是評(píng)價(jià)強(qiáng)化效果的重要因素。圖5為X 射線衍儀測(cè)得AR 與FH 試樣不同深度殘余應(yīng)力曲線。AR 試樣在機(jī)械加工磨削后表面會(huì)形成?50～?100 MPa 的殘余壓應(yīng)力。在LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化后，F(xiàn)H 試樣表面殘余壓應(yīng)力值達(dá)到?690 Mpa，最大殘余壓應(yīng)力值出現(xiàn)在次表層，為?712 MPa，隨著深度增加，殘余壓應(yīng)力值逐漸減小，至550 μm 時(shí)出現(xiàn)殘余拉應(yīng)力，F(xiàn)H 試樣的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)深度超過(guò)500 μm。由此可見經(jīng)過(guò)LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化工藝，TC4 鈦合金試樣表層形成了深度大于500 μm 的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，并且在強(qiáng)化表面具有較高殘余壓應(yīng)力值。

圖5 不同深度處的殘余應(yīng)力分布Fig.5 Residual stress distribution at different depths

2.2 FOD 表征

通過(guò)三坐標(biāo)測(cè)量?jī)x測(cè)量了AR-FOD 試樣和FH-FOD 試樣表面壓痕形貌，AR-FOD 試樣表面球狀凹坑直徑約為750 μm，經(jīng)過(guò)復(fù)合強(qiáng)化之后FHFOD 試樣表面球狀凹坑直徑降低至730 μm。同時(shí)AR-FOD 試樣球狀凹坑平均深度52.3 μm，略高于FH-FOD 試樣（49.5 μm）。AR-FOD 試樣表面錐狀凹坑對(duì)角線長(zhǎng)度約為653 μm，略大于FH-FOD 試樣表面（633 μm）。在深度方向AR-FOD 試樣錐狀凹 坑 平 均 深 度62.8 μm，略 高 于FH-FOD 試 樣（60.1 μm）。這歸因于復(fù)合強(qiáng)化對(duì)材料表面的加工硬化效應(yīng)，同時(shí)FOD 深度未能超過(guò)強(qiáng)化后產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層（500 μm）。

2.3 數(shù)值模擬

在顯式動(dòng)力學(xué)分析步中計(jì)算0.1 ms 后得到預(yù)制FOD 產(chǎn)生的穩(wěn)定殘余應(yīng)力場(chǎng)。在疲勞加載過(guò)程中，試樣受到的載荷主要為長(zhǎng)軸方向的拉壓應(yīng)力，因此在仿真后處理中提取缺口位置沿試樣長(zhǎng)軸方向（S11）的應(yīng)力與應(yīng)變?cè)茍D。

TC4 鈦合金缺口位置的S11 向殘余應(yīng)力與應(yīng)變?nèi)鐖D6、圖7，殘余應(yīng)力云圖中應(yīng)力單位為MPa，拉應(yīng)力為正，壓應(yīng)力為負(fù)。由應(yīng)力云圖可知，壓頭擠壓后在試樣表面造成了壓頭形狀的不均勻塑性變形，使附近殘余應(yīng)力場(chǎng)重布，同時(shí)由于材料的塑性流變?cè)诎伎优c表面交接處有材料堆積。在球形壓頭擠壓后，AR-FOD 試樣產(chǎn)生球狀凹坑，凹坑底部區(qū)域由于材料受擠壓發(fā)生塑性變形，呈現(xiàn)明顯的殘余壓應(yīng)力，由凹坑底部向邊緣方向殘余壓應(yīng)力也逐漸降低，至邊緣處會(huì)有拉應(yīng)力場(chǎng)出現(xiàn)，如圖6（a），同時(shí)其底部與邊緣應(yīng)變范圍LE-0.337～0.346，如圖6（b）。引入LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)后，F(xiàn)H-FOD 試樣經(jīng)球形壓頭擠壓后，與ARFOD 試樣相同，凹坑底部區(qū)域已有殘余壓應(yīng)力場(chǎng)明顯增大，并且由凹坑底部向邊緣方向殘余壓應(yīng)力也增加幅度逐漸降低。而在凹坑與表面交接區(qū)域仍然成壓應(yīng)力狀態(tài)，如圖6（c），同時(shí)其底部與邊緣應(yīng)變范圍LE?0.222～0.266，如圖6（d），塑性變形較AR-FOD 試樣有所降低，與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果相吻合。

圖6 球形凹坑位置殘余應(yīng)力與應(yīng)變分布（a）AR-FOD 殘余應(yīng)力分布；（b）AR-FOD 應(yīng)變；（c）FH-FOD 殘余應(yīng)力分布；（d）FH-FOD 應(yīng)變Fig.6 Residual stress and strain distribution at spherical pits （a）AR-FOD residual stress distribution；（b）AR-FOD strain；（c）FH-FOD residual stress distribution；（d）FH-FOD strain

圖7 錐形凹坑位置殘余應(yīng)力與應(yīng)變分布（a）AR-FOD 殘余應(yīng)力分布；（b）AR-FOD 應(yīng)變；（c）FH-FOD 殘余應(yīng)力分布；（d）FH-FOD 應(yīng)變Fig.7 Residual stress and strain distribution at the conical pit（a）AR-FOD residual stress distribution；（b）AR-FOD strain；（c）FH-FOD residual stress distribution；（d）FH-FOD strain

在錐形壓頭擠壓后，AR-FOD 試樣產(chǎn)生錐狀凹坑，與球形凹坑區(qū)域殘余應(yīng)力分布規(guī)律類似，凹坑底部被引入較大的殘余壓應(yīng)力，并向邊緣逐漸減小，在凹坑邊緣處出現(xiàn)拉應(yīng)力場(chǎng)，拉應(yīng)力幅值（270 MPa）比球狀凹坑（320 MPa）有所降低，如圖7（a）。錐形壓頭擠壓后FH-FOD 試樣在凹坑邊緣處也保留了殘余壓應(yīng)力狀態(tài)，圖7（c）。同時(shí)，錐形壓頭擠壓后，F(xiàn)H-FOD 試樣變形程度較ARFOD 試樣有所降低，如圖7（b）與7（d），與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果相吻合。由此可知LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化后，TC4 鈦合金試樣表面產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)使得試樣表面在FOD 后形變程度降低，同時(shí)在形成凹坑邊緣應(yīng)力集中較大處仍然留有一定的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，可以有效抑制疲勞裂紋萌生與擴(kuò)展。

2.4 疲勞壽命測(cè)試

將4 組試樣各取5 件在420 MPa 加載應(yīng)力下振動(dòng)疲勞壽命測(cè)試結(jié)果如表5。與AR 試樣相比，F(xiàn)H 試樣平均疲勞壽命由515000 提高到1×107未發(fā)生斷裂，平均疲勞壽命至少提高19.5 倍；預(yù)制外物損傷后AR-FOD 試樣平均疲勞壽命下降66%。FH-FOD 試樣平均疲勞壽命提高到815200，與ARFOD 試樣（平均疲勞壽命172800）相比提高至4.7倍，甚至與AR 試樣（平均疲勞壽命515000）相比提高至1.6 倍。結(jié)果表明，引入FOD 使得TC4 鈦合金試樣疲勞壽命下降明顯，經(jīng)過(guò)LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化后對(duì)原始試樣疲勞性能有了很大的提升，同時(shí)減弱了FOD 對(duì)疲勞性能的影響，F(xiàn)H-FOD 試樣平均疲勞壽命甚至高于原始AR 試樣，說(shuō)明復(fù)合強(qiáng)化有效增加了材料受外物致?lián)p后的疲勞壽命。

表5 疲勞壽命（σmax=420 MPa）Table 5 Fatigue life（σmax=420 MPa）

2.5 斷口分析

選擇AR-FOD 與FH-FOD 組中與平均壽命相近的試樣斷口進(jìn)行分析。圖8 為AR-FOD 和FHFOD 斷口打開后的斷口形貌。由宏觀斷口圖8（a）與8（b）可知，F(xiàn)H-FOD 試樣表面性能較ARFOD 試樣更為均勻，兩個(gè)試樣宏觀斷口形貌相似，均在球狀壓坑處斷裂，斷口明顯分為3 個(gè)區(qū)域，分別是疲勞源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)。疲勞源區(qū)位于球狀缺口部位，這是因?yàn)榘伎尤毕萜茐牧瞬牧媳砻娴倪B續(xù)性，導(dǎo)致出現(xiàn)應(yīng)力集中區(qū)域，同時(shí)凹坑周圍有很多微缺陷與微裂紋，為疲勞裂紋的萌生提供了有利的條件。相較于錐狀凹坑，球狀凹坑引入了更大幅度的形變量，同時(shí)引起了更高的應(yīng)力集中。在斷口圖中，可見疲勞源起源后裂紋沿放射狀擴(kuò)展；疲勞源區(qū)光亮度較大，是由于裂紋擴(kuò)展過(guò)程中斷口反復(fù)摩擦擠壓導(dǎo)致。由SEM 圖8（c）可以看出AR-FOD 試樣裂紋由靠近凹坑邊緣（數(shù)值仿真材料堆積處）的表面開始起源，而由SEM 圖8（d）表明FH-FOD 試樣的裂紋起源位于與凹坑相鄰的次表面且有多個(gè)裂紋源，可以說(shuō)明LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化阻礙了裂紋從表面起源成核。

經(jīng)過(guò)上述研究，預(yù)制FOD 凹坑邊緣會(huì)出現(xiàn)材料堆積，屬于較大的表面缺陷與應(yīng)力集中，易發(fā)生疲勞裂紋的萌生。AR 試樣預(yù)制FOD 后在凹坑邊緣形成較高的殘余拉應(yīng)力區(qū)域。在LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化后FH 試樣殘余壓應(yīng)力場(chǎng)深度約為500 μm，預(yù)制FOD 后凹坑深度（49.5～60.1 μm）未能超過(guò)強(qiáng)化后產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層，凹坑邊緣處仍然留有殘余壓應(yīng)力，阻止了裂紋的萌生，使裂紋起源由材料表面轉(zhuǎn)移到次表面，提高了試樣疲勞裂紋萌生壽命。同時(shí)殘余壓應(yīng)力場(chǎng)會(huì)在裂紋處施加壓應(yīng)力，阻止裂紋擴(kuò)展或使裂紋閉合，提高了試樣疲勞裂紋擴(kuò)展壽命，可以解釋FH-FOD 試樣平均疲勞壽命優(yōu)于 ARFOD 試樣，甚至要優(yōu)于沒(méi)有預(yù)制FOD 的AR 試樣。

3 結(jié)論

（1）LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化將TC4 鈦合金在外物損傷條件下的一階振動(dòng)疲勞壽命提高至4.7 倍，比未強(qiáng)化的未損傷試樣疲勞壽命提高至1.6 倍。

（2）預(yù)制FOD 在試樣缺口表面會(huì)引發(fā)殘余應(yīng)力的再分布，F(xiàn)OD 缺口底部形成了較高幅值的殘余壓應(yīng)力層，在缺口邊緣會(huì)有殘余拉應(yīng)力層出現(xiàn)。同時(shí)由于材料發(fā)生塑性變形，在缺口邊緣造成較大的應(yīng)力集中，為裂紋萌生提供優(yōu)先場(chǎng)所，使疲勞壽命大幅降低。

（3）LSP+SP 復(fù)合強(qiáng)化可以在TC4 鈦合金表面引入深度大于500 μm 的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，復(fù)合強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)能夠有效平衡FOD 缺口邊緣形成的拉應(yīng)力，使得試樣表面在FOD 后凹坑邊緣應(yīng)力集中較大處仍然留有殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，可以有效抑制裂紋萌生與擴(kuò)展，減小了FOD 對(duì)TC4 鈦合金疲勞性能的影響。