王冬冬，王 波

（1.海軍裝備部，西安 710021；2.中國航發(fā)動力股份有限公司，西安 710021）

航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展進步對航空發(fā)動機的高可靠性服役提出了新挑戰(zhàn)。葉片作為航空發(fā)動機的核心部件之一，往往服役在高溫、高壓、復(fù)雜載荷情況之下，極易發(fā)生疲勞失效[1]。據(jù)統(tǒng)計，目前航空發(fā)動機零件的失效形式多為疲勞失效[2]，疲勞失效會嚴重影響發(fā)動機的總體性能，甚至造成機毀人亡的嚴重后果[3–5]。

GH4169高溫合金是一種廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機熱端構(gòu)件的材料，具有較高的強度、抗蠕變性能和疲勞壽命，尤其是在650 ℃的環(huán)境下仍能保持理化性質(zhì)穩(wěn)定[6]。因其出色的抗剪切能力和抗磨蝕能力，GH4169高溫合金也成為典型的難加工材料[7]。在磨削過程中，磨粒鈍化及過高的材料去除率會導(dǎo)致磨削熱聚集而產(chǎn)生局部高溫，使磨削過后工件表面發(fā)生燒傷[8]，嚴重影響加工質(zhì)量，加工后表面抗疲勞性能難以保證。砂帶磨削作為加工復(fù)雜曲面的精加工方式之一，有著高效磨削、精密磨削和冷態(tài)磨削等優(yōu)點[9]，可以有效保證磨削過后復(fù)雜曲面構(gòu)件的表面完整性[10]。

葉片廓形精度、表面完整性等指標(biāo)會影響葉片的服役性能和壽命[11–12]。用于航空發(fā)動機的GH4169高溫合金葉片長期在高溫、高壓、交變載荷等復(fù)雜的環(huán)境中服役，容易產(chǎn)生周期性應(yīng)變集中的塑性變形，發(fā)生低周疲勞失效[13]。很多學(xué)者通過試驗探究了表面完整性指標(biāo)對于各種工件、試驗件低周疲勞性能的影響。Uhlmann等[14]研究了磨削工藝參數(shù)對于打磨后鋼軌粗糙度和硬度的影響，發(fā)現(xiàn)進給速度對磨削過后的鋼軌表面粗糙度有著顯著影響。李堅等[15]研究了拋磨工藝參數(shù)對拋磨后工件表面粗糙度的影響，利用極差分析法進行分析，得出了旋轉(zhuǎn)速度、進給速度、接觸力對表面粗糙度的影響依次減弱的結(jié)論。Wen等[16]研究了高強度合金鋼超聲振動磨削殘余應(yīng)力的形成機理，得出了加工參數(shù)與殘余應(yīng)力的相關(guān)規(guī)律，指出加工過程中，不同工藝參數(shù)下產(chǎn)生的磨削熱不同是導(dǎo)致加工后工件表面殘余應(yīng)力不同的主要原因。羅學(xué)昆等[17]研究了磨削、磨削+噴丸處理對疲勞壽命的影響，發(fā)現(xiàn)表面粗糙度和殘余應(yīng)力都會對工件的疲勞壽命產(chǎn)生影響，但是沒有列出表面完整性因素影響程度的量化指標(biāo)。Huang等[18]指出砂帶磨削過程中較低的粗糙度能夠降低裂紋產(chǎn)生的可能性，從而提高工件的疲勞壽命。Xiao等[19]認為葉片表面的殘余壓應(yīng)力會抵消振動過程中的實際載荷，增強葉片表面強度，從而提高葉片的振動疲勞壽命，但文中采用的等效應(yīng)力代替了殘余應(yīng)力的影響，沒有揭示出殘余應(yīng)力對疲勞性能的影響機理。

眾多學(xué)者針對具體的構(gòu)件開展了表面完整性及疲勞性能的研究，但是目前砂帶磨削過程關(guān)鍵工藝參數(shù)對于疲勞壽命的影響規(guī)律不清晰，難以有效指導(dǎo)抗疲勞磨削?？紤]到針對某一構(gòu)件的疲勞性能測試流程復(fù)雜且結(jié)果難以適用于不同種類構(gòu)件，本文采用不同的工藝參數(shù)對GH4169高溫合金加工的標(biāo)準疲勞試樣件進行砂帶磨削加工，再對加工后的試樣件表面進行形貌、粗糙度、殘余應(yīng)力檢測，之后進行應(yīng)力比R= –1的拉壓疲勞試驗，最后根據(jù)疲勞循環(huán)數(shù)值及斷口形貌，分析砂帶磨削參數(shù)對疲勞試樣件低周疲勞壽命的影響規(guī)律，從而為GH4169高溫合金葉片的抗疲勞砂帶磨削加工提供指導(dǎo)。

1 材料及設(shè)備

1.1 試驗材料

試驗所用GH4169高溫合金材料為鍛造板材，在線切割后熱處理，熱處理過程為950 ℃、1 h和720 ℃、1 h，爐內(nèi)冷卻至620 ℃、8 h，最后風(fēng)冷。表1和2給出了其化學(xué)組成及力學(xué)性能參數(shù)。

表1 GH4169高溫合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分數(shù))Table 1 Chemical composition of GH4169 superalloy(mass fraction) %

表2 GH4169高溫合金的力學(xué)性能Table 2 Mechanical properties of GH4169 superalloy

1.2 加工及檢測設(shè)備

試樣的磨削加工采用重慶大學(xué)高性能表面加工團隊的激光砂帶協(xié)同加工裝備，該裝備的三軸運動精度高、重復(fù)定位精度好且結(jié)構(gòu)剛度大，有利于加工表面的一致性。所用砂帶為3M公司生產(chǎn)的A160金字塔砂帶，磨粒材料為氧化鋁，干磨風(fēng)冷。利用線切割技術(shù)將GH4169高溫合金板材加工成標(biāo)準疲勞試樣，如圖1所示。切割過程合理控制參數(shù)從而避免線切割過程中產(chǎn)生的熱效應(yīng)改變材料性質(zhì)，試樣側(cè)面的氧化層采用砂紙進行拋光去除。

圖1 試樣幾何尺寸（mm）Fig.1 Sample geometry and dimensions (mm)

選用上海泰勒普森生產(chǎn)的FTS Intra表面粗糙度輪廓儀測量磨削后試樣的表面粗糙度；選用KEYEN公司生產(chǎn)的VHX–1000C/VW–6000超景深三維顯微系統(tǒng)及白光干涉儀檢測加工后的表面形貌；采用X射線衍射儀測量加工后的表面殘余應(yīng)力；采用MTS拉扭組合電液伺服材料試驗系統(tǒng)進行低周疲勞測試，試驗條件為室溫，應(yīng)力值為80%的屈服強度，應(yīng)力比R= –1，載荷形式為三角波，加載頻率為5 Hz，記錄試樣斷裂的循環(huán)次數(shù)。試驗設(shè)備及流程如圖2所示。

圖2 設(shè)備及流程Fig.2 Equipment and processes

1.3 試驗參數(shù)設(shè)置

本研究探究的試驗參數(shù)包括砂帶線速度、進給速度和下壓力。磨削加工試驗采用單因素試驗法，控制3個工藝參數(shù)中的2個改變另1個，從而獲得單一工藝參數(shù)對加工表面粗糙度、殘余應(yīng)力等表面性能參數(shù)的影響。結(jié)合常規(guī)砂帶磨削的工藝參數(shù)限制，選擇的參數(shù)范圍：線速度v為6～18 m/s；進給速度f為500～1000 mm/min；下壓力F為3～9 N。

2 結(jié)果與討論

2.1 表面形貌分析

不同磨削參數(shù)獲得的表面形貌如圖3所示?？梢钥闯?，每組試樣表面均有較明顯的脊?fàn)钔黄鸷蜕顪?。從圖3（a）和（b）可以看出，在較小的線速度水平下，隨著下壓力的提升，劃痕明顯加深，這是因為在較大的下壓力條件下，部分較為堅硬的磨粒會在試樣表面留下更深、更密的劃痕；圖3（a）和（d）對比可以看出，在砂帶線速度較小的情況下，磨削后表面深溝及突起更多，在同樣進給速度和下壓量情況下，砂帶磨削線速度越低，單顆磨粒和試樣的作用時間越長，單顆磨粒造成的磨痕也越長，在多顆磨粒即整條砂帶的作用下，造成了明顯增多的深溝和突起；圖3（b）、（e）和（h）中，圖3（e）的深溝和突起最少，而圖3（h）最多，這是因為圖3（h）的高線速度條件下的切削引起了材料表面燒傷及材料黏附加劇，加工后圖3（h）的試樣表面的突起和深劃痕更加密集；值得注意的是，圖3（g）、（h）和（i）的加工過程中均出現(xiàn)了不同程度的火花飛濺，即磨削過程溫度更高，這是加工后試樣表面黏附物增加的主要原因。

圖3 不同工藝參數(shù)下試樣表面三維形貌Fig.3 Three-dimensional morphology of sample surface under different process parameters

利用超景深檢測設(shè)備獲得的表面形貌如圖4所示，其中典型的劃痕特征用紅色虛線標(biāo)出。從圖4（a）和（c）的對比中可以看出，在線速度較低的情況下，試樣表面會留下更深、更寬的劃痕，磨削過程出現(xiàn)了剝離損傷現(xiàn)象；在中等的線速度下，劃痕更密且更淺，沒有發(fā)現(xiàn)明顯的剝離損傷。圖4（a）和（b）工藝參數(shù)區(qū)別為下壓力，可以看出圖4（b）中出現(xiàn)了更深、更寬且延續(xù)更長的劃痕，這是因為較大下壓力下低速磨削導(dǎo)致了單顆磨粒與試樣表面更長時間的接觸和擠壓。圖4（e）和（f）為線速度為15 m/s條件下磨削試樣表面形貌，可以看出，雖然試樣表面質(zhì)量顯著提升，但是表面均出現(xiàn)了不同程度的燒傷現(xiàn)象，尤其在圖4（f）中出現(xiàn)了密集連續(xù)燒傷痕跡，這與圖3（h）中的密集突起和凹陷表面是對應(yīng)的。

圖4 不同工藝參數(shù)下試樣表面二維形貌Fig.4 Two-dimensional morphology of sample surface under different process parameters

2.2 粗糙度分析

圖5為單因素試驗粗糙度探究結(jié)果。圖5（a）為進給速度700 mm/min和下壓力6 N情況下控制線速度在6～18 m/s范圍變化測得；圖5（b）為線速度11 m/s和下壓力6 N情況下控制進給速度在500～1000 mm/min范圍變化測得；圖5（c）為線速度11 m/s和進給速度在700 mm/min情況下控制下壓力在3～9 N范圍變化測得。

圖5 不同單因素試驗的粗糙度Fig.5 Roughness of different single-factor experiments

從圖5（a）中可以看出，粗糙度數(shù)值隨著線速度的增大先減小后增大，且在線速度達到15 m/s后劇烈增大，結(jié)合前文的形貌分析，這是由于試樣表面出現(xiàn)了燒傷，導(dǎo)致材料的去除機制發(fā)生了變化；從圖5（b）中可以看出，粗糙度會隨著進給速度的增大而增大，但是前期增大幅度并不大，在進給速度由900 mm/min上升到1000 mm/min時，粗糙度明顯提高；從圖5（c）中看出，粗糙度隨著下壓力的增大而增大。從各工藝參數(shù)對磨削過后粗糙度影響程度來看，各工藝參數(shù)均能顯著影響粗糙度數(shù)值，但是粗糙度會隨線速度的增加先減小后增大，結(jié)合超景深結(jié)果分析，發(fā)現(xiàn)高速磨削導(dǎo)致工件表面燒傷是造成磨削后粗糙度增大的主要原因。

2.3 殘余應(yīng)力分析

圖6為單因素下殘余應(yīng)力試驗探究結(jié)果。圖6（a）為進給速度700 mm/min和下壓力6 N情況下控制線速度在6～18 m/s范圍變化測得；圖6（b）為線速度11 m/s和下壓力6 N情況下控制進給速度在500～1000 mm/min范圍變化測得；圖6（c）為線速度11 m/s和進給速度在700 mm/min情況下控制下壓力在3～9 N范圍變化測得。

圖6 不同單因素試驗的殘余應(yīng)力Fig.6 Residual stress of different single-factor experiments

從圖6（a）中可以看出，殘余壓應(yīng)力數(shù)值隨著線速度的增大先增大后減小。在線速度位于6～13 m/s區(qū)間時，殘余壓應(yīng)力隨線速度增大而緩慢增大。在線速度為15 m/s時，加工后表面殘余應(yīng)力由壓應(yīng)力向拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變，在線速度為17 m/s時完全表現(xiàn)為拉應(yīng)力，數(shù)值為213 MPa。上述工藝參數(shù)的影響規(guī)律和粗糙度類似，結(jié)合表面形貌和粗糙度的分析認為出現(xiàn)了燒傷現(xiàn)象。從圖6（b）中看出，殘余壓應(yīng)力的數(shù)值隨著進給速度的增大而減小，減小程度較為均勻。從圖6（c）中看出，殘余壓應(yīng)力數(shù)值隨下壓力的增大先增大后趨于平穩(wěn)，在下壓力為8 N之后出現(xiàn)了略微的減小，這是因為較大的下壓力情況下磨削過程產(chǎn)生的磨削熱增加，熱影響作用加重。

2.4 疲勞性能研究

表面完整性檢測后選取典型工藝參數(shù)進行低周疲勞試驗，試驗加工參數(shù)見表3。

表3 疲勞試樣件磨削加工工藝參數(shù)Table 3 Grinding process parameters of the fatigue specimens

將各組的3個試樣重復(fù)試驗，記錄平均循環(huán)次數(shù)，計算標(biāo)準差并繪制為柱狀圖，獲得試樣的疲勞壽命如圖7所示。從總體結(jié)果看出，前3組試樣的疲勞循環(huán)次數(shù)相對穩(wěn)定，且偏差相對較小；第4～6組試樣的疲勞壽命較高且離散性更大，其中第6組的循環(huán)次數(shù)最多，為41579次，表明線速度從7 m/s提升到11 m/s提高了試樣疲勞性能；第9組疲勞循環(huán)次數(shù)最少，為15478次，且離散性最大，這證明高速快進給大切深并不利于試樣件疲勞壽命提高。

圖7 疲勞循環(huán)次數(shù)統(tǒng)計Fig.7 Statistics of fatigue cycles

6號試樣，其粗糙度平均值為0.41 μm，殘余應(yīng)力平均值為–225 MPa； 9號試樣，其粗糙度平均值為0.82 μm，殘余應(yīng)力平均值為319 MPa，二者殘余應(yīng)力有著本質(zhì)區(qū)別。9號試樣的殘余應(yīng)力轉(zhuǎn)變原因為： 9號試樣的3個工藝參數(shù)選擇最為激進，為9組探究范圍中3個工藝參數(shù)的最大值。在磨削過程中，機械塑性變形引起的殘余應(yīng)力一般為壓應(yīng)力，而由熱塑性變形引起的殘余應(yīng)力表現(xiàn)為拉應(yīng)力[20]，9號試樣在快速大進給大切深的條件下，生成了大量的磨削熱，熱塑性變形作用大于機械塑性變形，故加工后表現(xiàn)為殘余拉應(yīng)力。同時，6號試樣表面未檢測到燒傷，而9號試樣表面燒傷較為嚴重，也佐證了上述推論。高粗糙度水平帶來了更大的裂紋萌生可能，殘余拉應(yīng)力的作用降低了疲勞過程中的載荷抗性，多重作用下導(dǎo)致了6號和9號試樣的疲勞循環(huán)次數(shù)不同。

獲取了6號和9號試樣斷裂截面，如圖8所示。兩組試樣最顯著差異的指標(biāo)為粗糙度和殘余應(yīng)力。試樣均從磨削表面靠近側(cè)邊的平滑過渡處萌生，如圖8（a）和（b）所示，裂紋的萌生位置沒有顯著改變。圖8（c）和（d）中顯示出了明顯的裂紋擴展分界線，即海灘紋。對比試樣最終斷裂區(qū)，發(fā)現(xiàn)圖8（d）的瞬斷區(qū)域更大，表示其抵抗載荷的能力更差。圖8（c）具有更密集的裂紋擴展痕跡，且瞬斷區(qū)更小，這歸因于圖8（c）試樣件中的殘余壓應(yīng)力可以抵消疲勞測試過程中部分載荷[19]。

圖8 斷面結(jié)果Fig.8 Cross-section results

3 結(jié)論

為探究磨削工藝參數(shù)對砂帶磨削GH4169高溫合金表面抗疲勞性能的影響規(guī)律，進而為航空發(fā)動機葉片抗疲勞磨削加工提供工藝指導(dǎo)，本研究在重慶大學(xué)自研激光砂帶復(fù)合加工裝備上采用不同工藝參數(shù)對GH4169高溫合金疲勞試樣進行砂帶磨削加工，并開展了低周疲勞試驗。結(jié)合磨削后試樣表面完整性分析，探究了磨削工藝參數(shù)對疲勞壽命的影響機制，通過本研究得出以下結(jié)論。

（1）砂帶磨削工藝參數(shù)可以顯著改變GH4169高溫合金砂帶磨削過后的表面形貌。砂帶線速度越小，則單顆磨粒與試樣表面作用時間越長，留下的劃痕越長；下壓力越大，單顆磨粒切入試樣深度越大，留下的劃痕深度變大。在低轉(zhuǎn)速、大下壓力的工藝參數(shù)協(xié)同作用下，試樣表面會留下較多連續(xù)且較深的劃痕，降低表面完整性。

（2）通過粗糙度測試討論了工藝參數(shù)對磨削后的GH4169高溫合金表面粗糙度的影響。線速度的改變會顯著影響粗糙度，隨著線速度的增加，粗糙度先減小后增大，線速度在達到13 m/s后粗糙度趨勢發(fā)生轉(zhuǎn)變，發(fā)生轉(zhuǎn)變的原因是線速度過大引起了試樣表面燒傷。粗糙度隨進給速度和下壓力的增大而增大，在進給速度大于900 mm/min后增速加快。

（3）通過殘余應(yīng)力測試探討了工藝參數(shù)對磨削后的GH4169高溫合金表面殘余應(yīng)力的影響。殘余壓應(yīng)力數(shù)值隨線速度增大先增大后減小，直到轉(zhuǎn)變?yōu)槔瓚?yīng)力，轉(zhuǎn)變發(fā)生在線速度超過15 m/s之后，轉(zhuǎn)變的原因為高速切削帶來的熱應(yīng)力。殘余壓應(yīng)力隨進給速度增大而減小，隨下壓力增大而增大，但是增幅逐漸減緩，超過8 N之后基本保持不變。

（4）通過疲勞測試得到疲勞循環(huán)次數(shù)最多的工藝參數(shù)組合為：線速度v=11 m/s，進給速度f=1000 mm/min，下壓力F=3 N。結(jié)合斷面形貌觀察，工藝參數(shù)會影響加工后表面完整性，進一步會影響低周疲勞性能，但不會影響裂紋萌生位置。