聶祥樊，李陽，王亞洲，萬全紅，何衛(wèi)鋒

1.空軍工程大學(xué) 航空動力系統(tǒng)與等離子體技術(shù)全國重點實驗室，西安 710038

2.航空工業(yè) 成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091

輕量化是飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要目標(biāo)之一，因為飛機結(jié)構(gòu)重量每減輕1%，飛機性能就能提升3%～5%。飛機結(jié)構(gòu)輕量化主要途徑包括輕質(zhì)材料應(yīng)用、結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計等，例如，飛機梁、框、壁板等承力結(jié)構(gòu)廣泛采用鋁合金、鈦合金等輕質(zhì)合金，尤其軍用飛機的用量超過60%，而在大型部件上制造大量槽、窩等結(jié)構(gòu)，使其進一步減重。飛機性能要求不斷提升，尤其是戰(zhàn)斗機等軍用飛機，為了滿足現(xiàn)代空戰(zhàn)超音速、超機動等飛行需求，導(dǎo)致飛機主承力結(jié)構(gòu)所受的疲勞載荷越來越嚴重，其中美國F-22、F-35 等四代機疲勞載荷譜的嚴重程度是美國F-15、F-16 等三代機的2 倍以上。因此，現(xiàn)代先進飛機結(jié)構(gòu)需要同時滿足輕重量、高承載、長壽命等性能要求，飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度和服役壽命則都面臨巨大挑戰(zhàn)。

飛機梁、框、壁板等承力結(jié)構(gòu)的孔、槽、窩等局部區(qū)域存在應(yīng)力集中、工作應(yīng)力大等問題，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞強度/壽命不足，尤其服役過程中在交變載荷作用下容易發(fā)生疲勞裂紋故障、甚至斷裂，嚴重影響飛機飛行安全。在交變載荷作用下，飛機結(jié)構(gòu)表面因工作拉應(yīng)力最大而最先發(fā)生循環(huán)滑移、損傷累積形成疲勞裂紋，故疲勞裂紋通常萌生于材料表面；表面裂紋在交變載荷繼續(xù)作用下向內(nèi)、向四周擴展，最終導(dǎo)致整個結(jié)構(gòu)斷裂［1］。疲勞裂紋/斷裂故障是影響飛機結(jié)構(gòu)零部件安全和壽命的主要原因。據(jù)統(tǒng)計，有50%～90% 的機械部件的故障和破壞是由疲勞引起的［2］。由于更換結(jié)構(gòu)材料和更改結(jié)構(gòu)尺寸的技術(shù)體系復(fù)雜、周期長，因此，表面強化技術(shù)被視為解決飛機結(jié)構(gòu)疲勞裂紋/斷裂的關(guān)鍵技術(shù)手段，它可在不改變材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計的前提下顯著提升疲勞性能。機械噴丸（Shot Peening，SP）［3］、滾壓（Deep Rolling，DR）［4］、超聲沖擊（Ultrasonic Impact Treatment，UIT）［5］、低塑性拋光（Low Plasticity Burnishing，LPB）［6］、激光沖擊強化（Laser Shock Peening，LSP）［7］等表面塑性強化技術(shù)已在各種機械裝備上實現(xiàn)了工程應(yīng)用，其中，激光沖擊強化是一種新興的激光表面強化抗疲勞技術(shù)，相比傳統(tǒng)表面強化技術(shù)，具有殘余壓應(yīng)力深、效果更佳、穩(wěn)定性好、工藝精確可控、無污染等優(yōu)勢，主要用于航空航天、能源動力、核電、石油管道等領(lǐng)域［8-9］。

1 激光沖擊強化技術(shù)的原理及應(yīng)用

1.1 激光沖擊強化的原理與特點

激光沖擊強化是一種基于強脈沖激光的新型表面塑性強化技術(shù)，其基本原理如圖1 所示。短脈沖（ns 量級、甚至ps/fs 量級）、高功率密度（GW/cm2量級）的激光透過約束層，輻照在金屬材料表面，其表面涂覆的吸收保護層在極短時間內(nèi)吸收大量激光能量，產(chǎn)生高溫（104K 量級）、高壓（GPa 量級）等離子體；該等離子體繼續(xù)吸收激光能量，在約束層的束縛下形成等離子體沖擊波（GPa 量級），向材料內(nèi)部傳播并與材料相互作用；沖擊波的力效應(yīng)使金屬材料表層以極高的應(yīng)變速率（106s-1量級）發(fā)生塑性變形，形成較大深度（mm 量級）、梯度分布的殘余壓應(yīng)力層，并改變表層微觀組織（位錯、孿晶、甚至晶粒細化），從而提高金屬材料的抗疲勞、抗應(yīng)力腐蝕和抗磨損等性能［10-12］。

圖1 激光沖擊強化的基本原理Fig.1 Basic principle of laser shock peening

相比于機械噴丸等傳統(tǒng)表面強化技術(shù)，激光沖擊強化技術(shù)具有以下特點及優(yōu)勢：

1）殘余壓應(yīng)力層影響深。強脈沖激光誘導(dǎo)沖擊波的壓力高達數(shù)GPa，且以應(yīng)力波形式向材料內(nèi)部傳播，能夠造成1 mm 以上的殘余壓應(yīng)力層，是傳統(tǒng)機械噴丸的2～5 倍。

2）表面粗糙度影響小。機械噴丸過程中彈丸直接與材料表面碰撞、擠壓，造成變形、凹坑等。激光沖擊強化則是通過沖擊波向內(nèi)傳播，與傳播路徑上的材料依次作用而發(fā)生塑性變形，塑性變形量不會集中在材料表面，表面粗糙度影響更小。

3）強化工藝可控性好。激光沖擊強化過程中，可精確控制每束脈沖激光的能量、脈寬、光斑形狀（圓形或方形）及大小、位置、搭接率以及激光入射角度等參數(shù)，對復(fù)雜型面部件及特殊部位能做到“指哪打哪”，工藝設(shè)計及實現(xiàn)性好。

4）強化效果及穩(wěn)定性好。激光沖擊強化后可在材料表層形成梯度應(yīng)力與組織結(jié)構(gòu)，疲勞性能提升效果更好，且由于冷作硬化率低，熱應(yīng)力與機械載荷作用下殘余應(yīng)力和抗疲勞性能的穩(wěn)定性更好。

5）工藝污染性小。噴丸處理過程中，需要對部件進行空間封閉，防止丸粒飛濺、粉塵漂浮造成環(huán)境污染，并對丸粒收集；激光沖擊強化過程只需收集作為約束層的水即可。

1.2 飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化應(yīng)用情況

激光沖擊強化技術(shù)發(fā)明于20 世紀70 年代［13］，美國俄亥俄州的巴特爾-哥倫布斯實驗室率先開展了激光沖擊強化試驗研究。因激光沖擊強化的特點和優(yōu)勢，美國［14-19］、法國［20-21］、日本［22］、中國［23-29］、德國［30］、英國［31］和印度［32］等國家的學(xué)者和機構(gòu)紛紛開展相關(guān)技術(shù)研究，主要從殘余應(yīng)力分布、力學(xué)性能影響和微觀組織變化等方面分析激光沖擊強化的抗疲勞機理及工藝參數(shù)影響規(guī)律，為技術(shù)應(yīng)用提供理論基礎(chǔ)和數(shù)據(jù)支撐。美國自20 世紀90 年代實施“高周疲勞科學(xué)和技術(shù)計劃”之后，激光沖擊強化技術(shù)迅速進入工程應(yīng)用階段，先后應(yīng)用于航空發(fā)動機、燃氣輪機、飛機、石油管道等裝備及部件。在航空發(fā)動機方面，美國已在風(fēng)扇葉片、整體葉盤、傳動齒輪等實現(xiàn)了規(guī)?；瘧?yīng)用；在飛機部件上，美國已在翼身連接耳片、攔阻鉤、固定鎖頭、主承力隔框底角和機翼壁板邊角等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。美國是世界上第一個實現(xiàn)該技術(shù)規(guī)?；I(yè)應(yīng)用的國家。中國激光沖擊強化研究始于20 世紀90 年代初期，前期主要是跟蹤和驗證國外的研究工作，進入21 世紀后，陸續(xù)在風(fēng)扇/渦輪葉片、整體葉盤、機匣等航空發(fā)動機部件上實現(xiàn)了初步工業(yè)應(yīng)用，但主要集中在部件修理、尚未大量應(yīng)用于制造生產(chǎn)中，在飛機結(jié)構(gòu)上的規(guī)模化工程應(yīng)用也仍未實現(xiàn)。

國外方面，2010 年，美國MIC 公司（現(xiàn)柯蒂斯-懷特公司下屬子公司）突破了高可靠性移動式激光器、強激光遠距離傳輸、現(xiàn)場三維坐標(biāo)體系建立、末端飛行導(dǎo)光等關(guān)鍵技術(shù)，成功研制了世界上首套移動式激光沖擊強化設(shè)備，主要用于難以移動或拆卸的大型結(jié)構(gòu)，例如石油管道、飛機大型結(jié)構(gòu)［33］等。同年，針對美國空軍F-22 飛機翼身連接耳片疲勞裂紋故障，MIC 公司利用移動式設(shè)備進行現(xiàn)場強化，翼身連接耳片結(jié)構(gòu)模擬件激光沖擊強化后，疲勞壽命能提升10 倍以上［34］。2011 年，為解決T-45 艦載機攔阻鉤疲勞斷裂問題，美國海軍飛行器中心、MIC 公司和技術(shù)協(xié)作中心聯(lián)合對T-45 艦載機攔阻鉤模擬件進行激光沖擊強化和傳統(tǒng)噴丸處理，相比傳統(tǒng)噴丸工藝，激光沖擊強化模擬件的疲勞壽命提高了2.5 倍［35］。2013 年，美國海軍空戰(zhàn)中心聯(lián)合MIC公司對F-18艦載機翼身連接固定鎖頭進行激光沖擊強化應(yīng)用，強化后其疲勞壽命提高了2.7 倍［36］。2017 年以來，美國洛克希德·馬丁公司對F-35B/C兩型飛機主承力隔框底角、機翼壁板邊角等部件/位進行了激光沖擊強化應(yīng)用研究，并進行了元件、模擬件、部件和全機4 個層級的疲勞性能試驗驗證，強化后疲勞壽命達到了設(shè)計壽命的2 倍以上［37-38］。2019 年8 月，美國海軍陸戰(zhàn)隊F-35B飛機基地級維修場站-東部艦隊?wèi)?zhàn)備中心建成了價值600 萬美元的F-35 飛機激光沖擊強化維修車間［39］。2022 年1 月，美國海軍東部艦隊?wèi)?zhàn)備中心完成了首架F-35B 戰(zhàn)斗機激光沖擊強化處理，并實現(xiàn)了15 000 h 機體強化效果試驗驗證；同年4 月，完成了首架F-35B 短距垂直起降戰(zhàn)斗機機身部件延壽維護，并已順利返回所屬部隊服役。綜上所述，激光沖擊強化技術(shù)已成為解決飛機結(jié)構(gòu)疲勞裂紋/斷裂故障的有效手段，標(biāo)志著激光沖擊強化技術(shù)在飛機結(jié)構(gòu)強化上的應(yīng)用已取得重大突破。

國內(nèi)方面，2008 年，西安天瑞達光電技術(shù)股份有限公司聯(lián)合空軍工程大學(xué)等單位，建成了中國第一條激光沖擊強化生產(chǎn)線，并陸續(xù)建立了多條新一代生產(chǎn)線，但都是固定式設(shè)備，主要面向航空發(fā)動機部件等小型結(jié)構(gòu)；后期，針對飛機主承力框轉(zhuǎn)軸接頭R 區(qū)疲勞裂紋問題，對偏心槽模擬件進行激光沖擊強化工藝設(shè)計與處理，強化后等幅載荷疲勞壽命提升了2.7 倍，譜載疲勞壽命提升了54%。2009 年，中國航空制造技術(shù)研究院聯(lián)合沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責(zé)任公司、沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所等單位突破了航空發(fā)動機鈦合金整體葉盤激光沖擊強化的多項關(guān)鍵技術(shù)，并逐步開展了飛機結(jié)構(gòu)的激光沖擊強化研究［40］，并與航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所合作，針對飛機機翼緊固孔和縱向梁小孔等部位疲勞裂紋問題，開展技術(shù)應(yīng)用基礎(chǔ)研究，強化后帶孔模擬件等幅載荷疲勞壽命提高1 倍以上。空軍工程大學(xué)李應(yīng)紅院士團隊在前期固定式激光沖擊強化設(shè)備及航空發(fā)動機小型部件應(yīng)用的基礎(chǔ)上，開始攻關(guān)移動式動光束激光沖擊強化強化設(shè)備研制及工藝應(yīng)用研究，成功突破了高光束質(zhì)量/高環(huán)境適應(yīng)性激光器、強激光長距離高效傳輸與末端多自由度運動、激光束狀態(tài)參數(shù)動態(tài)調(diào)控和自適應(yīng)工藝設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)，于2021 年成功研制了中國首臺（套）移動式動光束激光沖擊強化設(shè)備；通過應(yīng)用基礎(chǔ)研究獲得了動光束強化工藝-殘余應(yīng)力-疲勞性能之間的關(guān)聯(lián)規(guī)律，完成了飛機主承力框結(jié)構(gòu)模擬件的性能考核，譜載下疲勞壽命提升了2 倍以上，滿足了相關(guān)技術(shù)要求，實現(xiàn)了飛機現(xiàn)場強化演示驗證。通過前期技術(shù)研究與驗證，激光沖擊強化技術(shù)已被納入飛機結(jié)構(gòu)抗疲勞制造與延壽修理技術(shù)體系中，但由于目前飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化專用設(shè)備不夠成熟、工藝規(guī)律及設(shè)計方法尚不完善、強化效果有待系統(tǒng)性多層級試驗驗證等原因，致使該技術(shù)至今尚未真正實現(xiàn)在中國飛機結(jié)構(gòu)上的批量化工程應(yīng)用。

2 飛機部件激光沖擊強化研究進展

2.1 含孔結(jié)構(gòu)

飛機部件存在著數(shù)以萬計的緊固孔、鉚接孔和連接孔等小孔結(jié)構(gòu)。小孔結(jié)構(gòu)是典型的應(yīng)力集中區(qū)域（圖2［39］），在結(jié)構(gòu)邊緣向孔內(nèi)壁過渡的區(qū)域存在空間突變的位置。在飛機的循環(huán)交變載荷作用下，小孔邊緣附近表面會形成應(yīng)力集中，小孔的孔角處更容易萌生疲勞裂紋，且疲勞源多呈角裂紋狀，最終引發(fā)疲勞失效［41-45］。國內(nèi)外的統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明：90%以上的飛機機體疲勞事故是由孔結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞引發(fā)的［46］。飛機上含孔結(jié)構(gòu)的強化方式一般有冷擠壓強化、壓合襯套和激光沖擊強化等，對于直徑大于4 mm 的含孔結(jié)構(gòu)一般采用冷擠壓強化或壓合襯套等方式進行強化，例如翼身連接耳片孔采用壓合襯套的強化方式，而對于直徑小于4 mm 的含孔結(jié)構(gòu)，采用激光沖擊強化技術(shù)具有顯著的優(yōu)勢。因此，開展小孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究，提高其疲勞性能，對提升飛機結(jié)構(gòu)的安全可靠性具有十分重要的意義。由于小孔內(nèi)壁空間狹小，存在激光束無法到達和約束層、吸收保護層無法施加的問題，所以小孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強化一般采用端面強化的方式。激光沖擊強化能夠在小孔周圍預(yù)制殘余壓應(yīng)力，抑制循環(huán)載荷時裂紋的萌生，降低疲勞裂紋的擴展速率，提高疲勞壽命，從而有效解決含孔結(jié)構(gòu)的疲勞問題。

圖2 F-35 機身隔框應(yīng)力云圖［39］Fig.2 Stress cloud of F-35 fuselage frame［39］

2.1.1 殘余應(yīng)力場

激光沖擊強化工藝參數(shù)對殘余應(yīng)力場的影響是含孔結(jié)構(gòu)研究的重點之一，主要討論激光能量、沖擊次數(shù)和光斑搭接方式等工藝參數(shù)的影響規(guī)律。含孔結(jié)構(gòu)強化后，孔內(nèi)壁區(qū)域殘余應(yīng)力無法測量，只能采用有限元仿真方法來預(yù)測孔內(nèi)壁的殘余應(yīng)力場分布。姜銀方等［47］在含孔雙聯(lián)狗骨7050-T7451 試樣疲勞試驗中發(fā)現(xiàn)，低能量激光沖擊強化處理后試樣的疲勞壽命增幅達38.92%，高能量激光沖擊強化處理后試樣的疲勞壽命降低了32.17%，通過有限元仿真發(fā)現(xiàn)激光誘導(dǎo)沖擊波峰值壓力的提高會在孔壁處產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，從而使其疲勞壽命降低。羅懋鐘等［48］研究了激光沖擊強化對TB6 鈦合金孔結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力場影響，對比了孔角位置處有限元仿真與試驗測試的結(jié)果，結(jié)果表明：殘余壓應(yīng)力隨沖擊次數(shù)增加而增大，但會趨于飽和，且仿真與試驗的一致性較好。采用有限元方法雖然能有效預(yù)測孔邊緣的殘余應(yīng)力數(shù)值及變化趨勢，但對于孔內(nèi)壁的殘余應(yīng)力數(shù)值仍無法通過實驗測試的手段進行有效驗證。帥仕祥等［49］研究了光斑搭接方式對殘余應(yīng)力的影響，與2 個光斑相比，采用4 個十字交叉光斑時表面產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力更大。韓培培等［50］對比研究了噴丸和激光沖擊強化對7050-T7451 鋁合金小孔結(jié)構(gòu)的影響，激光沖擊強化殘余壓應(yīng)力的影響深度可達1 mm，而噴丸強化殘余壓應(yīng)力的影響深度只有0.26 mm。Zhang 等［51］采用先強化后制孔的方式進行研究，測量了沿試樣寬度方向的表面殘余應(yīng)力，其測量結(jié)果如圖3 所示［51］；未進行激光沖擊強化處理的試樣制孔后，在孔的邊緣處產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力；而在進行激光沖擊強化后再制孔，由于孔邊緣的材料被去除，使得殘余壓應(yīng)力釋放很大，從-280 MPa變?yōu)?190 MPa。Jiang 等［52］采用正反面依次沖擊再制孔的方式，通過有限元仿真預(yù)測了不同峰值壓力下孔壁的殘余應(yīng)力分布，其結(jié)果如圖4 所示［52］，在一定的峰值壓力下，孔壁中心區(qū)域產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力，隨著峰值壓力的增大，孔壁中心區(qū)域的殘余應(yīng)力由殘余拉應(yīng)力變?yōu)闅堄鄩簯?yīng)力，而在孔壁兩端的區(qū)域，當(dāng)峰值壓力大于2.6 GPa時，殘余壓應(yīng)力基本不再變化。

圖3 沿光斑直徑的殘余應(yīng)力［51］Fig.3 Residual stress along spot diameter［51］

圖4 不同峰值壓力下孔壁的殘余應(yīng)力分布［52］Fig.4 Distribution of residual stress on the hole wall under different peak pressures［52］

由于對試件進行開孔會改變原有的應(yīng)力狀態(tài)，激光沖擊強化也會對殘余應(yīng)力場造成影響，因此強化工藝順序?qū)堄鄳?yīng)力場的影響也是研究重點之一。帥仕祥等［49］研究了開孔和強化順序?qū)l7050-T7451 合金緊固孔殘余應(yīng)力分布的影響，數(shù)值預(yù)測結(jié)果表明先強化后制孔比先制孔后強化的表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值更大，可為孔件激光沖擊強化工藝提供參考。Sun 等［53］采用有限元仿真的方法研究了激光沖擊強化與開孔順序?qū)i-17 鈦合金試件殘余應(yīng)力場的影響，先制孔后強化的試樣在孔邊緣為殘余拉應(yīng)力，而先強化后制孔的試樣在孔邊緣為殘余壓應(yīng)力。

2.1.2 疲勞性能的影響

激光沖擊強化工藝參數(shù)會影響強化后的殘余應(yīng)力分布和微觀組織，從而影響試件的疲勞性能。Jiang 等［52］采用不同的功率密度對7050-T7451 鋁合金含孔試樣進行激光沖擊強化處理，當(dāng)激光功率密度分別為2.83 GW/cm2、3.77 GW/cm2、4.71 GW/cm2、5.65 GW/cm2和10.62 GW/cm2時，疲勞壽命分別提高了90.5%、118.3%、62.4%、126.3% 和193.5%。隨著激光功率密度的增加，試樣的疲勞壽命呈現(xiàn)先增加再減少，然后再增加的趨勢。結(jié)合圖4 可知，當(dāng)激光功率密度為4.71 GW/cm2時，數(shù)值模擬中對應(yīng)的激光沖擊波峰值壓力為3.0 GPa，孔壁中心區(qū)域的殘余拉應(yīng)力最大，疲勞壽命提升的效果最小。姜銀方等［54］研究了不同應(yīng)力水平對激光沖擊強化TC4-DT 鈦合金小孔試件疲勞裂紋擴展的影響，試驗結(jié)果表明：應(yīng)力水平增大，疲勞條帶的寬度增大，疲勞壽命的增益減弱。趙勇等［55］研究了不同應(yīng)力水平下激光沖擊強化對鋁合金小孔試件疲勞壽命的影響，在應(yīng)力水平分別為165.8 MPa、195.0 MPa 和275.4 MPa 時，疲勞壽命的增益分別為451%、216%和116%，強化效果隨應(yīng)力水平的增加而逐漸減小。通過分析疲勞斷口可知，試樣經(jīng)激光沖擊強化后疲勞源位置由孔角轉(zhuǎn)移至孔壁的內(nèi)部。Zhang 等［51］研究了激光沖擊強化對LY12CZ 鋁合金小孔試件疲勞壽命的影響，激光沖擊強化后小孔試件的疲勞壽命是未強化狀態(tài)的3.5 倍，如圖5 所示［51］，激光沖擊強化后疲勞裂紋的萌生位置由頂面轉(zhuǎn)移到次表面。

圖5 LY12CZ 試樣上疲勞裂紋起始區(qū)域的形態(tài)［51］Fig.5 Morphologies of fatigue crack initiation region on LY12CZ specimens［51］

蔣堯等［56］研究了單面強化和雙面強化對鋁合金小孔試件疲勞性能的影響，單面強化后疲勞源偏離了尺寸中心，雙面強化的疲勞源位置大致位于中心處，單面強化和雙面強化的疲勞壽命增益分別為53.3%和156.2%。姜銀方等［57］討論了鋁合金小孔試件雙面激光沖擊強化時，強化次序?qū)娀Ч挠绊?，結(jié)果表明：雙面同時對沖時，疲勞壽命的增益是依次沖擊的2 倍以上，而且雙面同時對沖的殘余應(yīng)力場分布更均勻。韓培培等［50］對比分析了噴丸和激光沖擊強化對7050-T7451 鋁合金小孔結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響，噴丸強化后疲勞壽命幾乎保持不變，而激光沖擊強化后疲勞壽命至少提高了4.7 倍，最高提高了17.6 倍；激光沖擊強化后較深的殘余壓應(yīng)力層，提高了裂紋的萌生壽命，降低了裂紋的擴展速率；圖6 為疲勞裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)的斷口形貌，通過觀察可知，激光沖擊強化后疲勞條帶寬度明顯減小。

圖6 小孔結(jié)構(gòu)7050-T7451 鋁合金疲勞裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)的斷口形貌［50］Fig.6 Fracture morphologies of stable fatigue crack propagation region of the 7050-T7451 aluminium alloy with hole［50］

Tan［58］和Yang［59］等研究發(fā)現(xiàn)，激光沖擊強化后，含緊固孔和止裂孔試件的疲勞壽命提高，裂紋擴展速率減慢，這表明激光沖擊強化有應(yīng)用于含裂紋結(jié)構(gòu)修復(fù)中的可能。Sikhamov 等［60］研究了激光沖擊強化對AA2024-T3 鋁合金緊固孔試件疲勞壽命的影響，并探究了對含裂紋結(jié)構(gòu)進行修復(fù)的可能性，激光沖擊強化后制孔的試樣比有孔但無強化處理的試樣疲勞壽命高了3 倍。如圖7 所示，初始裂紋分別為（2.5±0.1）mm、（1.8±0.1）mm 和（1.0±0.1）mm 的緊固孔試樣在經(jīng)過激光沖擊強化后比未處理且無裂紋的緊固孔試樣疲勞壽命分別高出1.5 倍、1.7 倍和3.3 倍，這表明初始裂紋長度越長，后續(xù)激光沖擊強化的效果越弱。該研究表明：激光沖擊強化能夠提高緊固孔試件的疲勞壽命，并對初始裂紋具有一定的愈合作用，說明激光沖擊強化技術(shù)有應(yīng)用于微裂紋修復(fù)的潛力。

圖7 緊固孔試件疲勞壽命威布爾圖［60］Fig.7 Fatigue life Weibull plot of fastener hole specimens［60］

孔結(jié)構(gòu)的激光沖擊強化加工實施難度較大，部分學(xué)者提出先強化再制孔的工藝，并圍繞強化與制孔的順序?qū)ζ谛阅艿挠绊戦_展研究。

Sun 等［53］研究了激光沖擊強化與制孔順序?qū)i-17 鈦合金試件疲勞性能的影響，如圖8 所示［53］，先制孔后強化的試樣，由于在孔邊緣產(chǎn)生了殘余拉應(yīng)力，導(dǎo)致疲勞壽命降低，相反，先強化后制孔的試樣，由于后制孔時孔邊緣仍存在殘余壓應(yīng)力，使其疲勞壽命提高。Ivetic 等［61］研究了激光沖擊強化前/后進行制孔對6082-T6 鋁合金試件疲勞性能的影響，結(jié)果表明：激光沖擊強化后制孔的疲勞壽命是制孔試件的3 倍，制孔試件的疲勞壽命是制孔后激光沖擊強化試件的2 倍，這表明強化工藝的順序?qū)捉Y(jié)構(gòu)疲勞壽命有顯著的影響。數(shù)值預(yù)測的殘余應(yīng)力場分布結(jié)果也證明了激光沖擊強化前/后制孔之間的差異，與疲勞試驗的結(jié)果吻合較好。

圖8 Ti-17 鈦合金試件的疲勞性能和殘余應(yīng)力分布［53］Fig.8 Fatigue performance and residual stress distribution of Ti-17 titanium alloy specimens［53］

上述研究表明，由于殘余應(yīng)力分布的影響，先強化后制孔的疲勞性能高于先制孔后強化狀態(tài)。但對飛機結(jié)構(gòu)上現(xiàn)有含孔結(jié)構(gòu)進行強化時，必然要面臨先制孔后強化的問題。因此，后續(xù)研究需要進一步分析先制孔后強化形成殘余拉應(yīng)力的內(nèi)在機制，并針對性提出特殊工藝方法，例如基于聲阻抗匹配的孔內(nèi)填充后再強化處理。另外，飛機結(jié)構(gòu)上存在大量密排孔結(jié)構(gòu)，強化時孔與孔之間相互影響需要進一步探究。此外，含孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強化后，孔邊緣會發(fā)生一定程度地塌陷，疲勞裂紋容易在此萌生，而且這種幾何特征變化，會影響孔結(jié)構(gòu)與其他結(jié)構(gòu)進行連接、裝配，因此，含孔結(jié)構(gòu)激光沖擊強化的形性協(xié)同調(diào)控還有待進一步開展研究。

2.2 焊接結(jié)構(gòu)

飛機上存在大量的焊接結(jié)構(gòu)，在焊接過程中，熱量和能量的急劇變化，使焊接部位的焊縫區(qū)域存在殘余拉應(yīng)力和孔隙、微裂紋等問題，在飛機交變載荷作用下，焊接部位容易在表面多處萌生疲勞裂紋，導(dǎo)致其疲勞性能較差。飛機結(jié)構(gòu)上常用的焊接方式有攪拌摩擦焊（Friction Stir Welding，F(xiàn)SW）、激光焊（Laser Welding，LW）、電子束焊（Electron Beam Welding，EBW）和鎢極氬弧焊（Tungsten Inert Gas，TIG）等。

激光沖擊強化技術(shù)通過在焊接部位產(chǎn)生一定深度的塑性變形層，造成加工硬化、提高硬度，并將焊接區(qū)域的殘余拉應(yīng)力轉(zhuǎn)變?yōu)闅堄鄩簯?yīng)力，從而提高其疲勞壽命。Liu 等［62］對7050-T7451鋁合金攪拌摩擦焊接頭進行激光沖擊強化處理，熱機械影響區(qū)（Thermal Mechanically Affected Zone，TMAZ）和熱影響區(qū)（Heat Affected Zone，HAZ）的平均硬度提高了9 HV；如圖9 所示［62］，強化后試件的疲勞性能隨疲勞載荷應(yīng)力水平的提高而顯著降低，當(dāng)應(yīng)力水平分別為200 MPa、250 MPa 和300 MPa 時，疲勞壽命分別增加了30%、27%和5%。黃瀟等［63］對比了激光沖擊強化前后激光焊接接頭疲勞性能，試驗結(jié)果表明，強化后試樣的疲勞壽命是未強化試樣疲勞壽命的3.77～9.15 倍。如圖10 所示，經(jīng)過熱處理的試樣A 在表面距焊縫中心1 mm 附近的咬邊部位的殘余拉應(yīng)力仍有50 MPa，激光沖擊強化后的試樣B 在焊縫咬邊處殘余壓應(yīng)力的數(shù)值可達564 MPa。通過掃描電鏡觀察疲勞斷口發(fā)現(xiàn)，激光沖擊強化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層可以抑制多源疲勞裂紋的萌生，從而提高了疲勞裂紋的萌生壽命。蘇純等［64］利用激光沖擊強化對鋁合金鎢極氬弧焊接接頭進行處理，強化后可顯著提高顯微硬度，影響深度可達1.4 mm；激光沖擊強化可消除焊接產(chǎn)生的殘余拉應(yīng)力，并形成一定的殘余壓應(yīng)力，這有益于提高焊接試樣的疲勞壽命。強化前，試樣表面殘余拉應(yīng)力最大值為120 MPa，強化后試樣表面殘余壓應(yīng)力最大值為-79 MPa，強化后焊接接頭的低周疲勞壽命相比于強化前提高了117.1%。Jia 等［65］研究了熱處理和激光沖擊強化對電子束焊接鈦合金接頭的組織和性能影響，如圖11 所示，熱處理后焊接接頭的硬度略有提高，激光沖擊強化后焊接接頭的硬度大幅度提高，并且焊接接頭的裂紋萌生位置和裂紋擴展路徑均發(fā)生變化。Kashaev 等［66］研究了激光沖擊強化對含有微裂紋的激光束焊接AA6056-T6 對接接頭疲勞性能的影響，試驗結(jié)果表明：含有深1.2 mm 半橢圓疲勞裂紋的焊接試樣比無裂紋焊接試樣的疲勞極限降低了20%，但經(jīng)激光沖擊強化處理后，殘余壓應(yīng)力的影響深度約為2 mm，含裂紋焊接試樣的疲勞性能恢復(fù)到無裂紋的水平。

圖9 激光沖擊強化前后攪拌摩擦焊接頭試件疲勞壽命［62］Fig.9 Diagram of fatigue life of FSW joints before and after LSP［62］

圖10 焊縫背面殘余應(yīng)力分布［63］Fig.10 Residual stress distribution on the back of weld［63］

圖11 電子束焊接接頭的硬度分布［65］Fig.11 Hardness profile of EBWed joint［65］

現(xiàn)有研究雖然分析了焊接接頭激光沖擊強化后殘余應(yīng)力、硬度和疲勞壽命等影響規(guī)律，探討了其疲勞性能提高的強化機理，但對于焊接微觀組織影響的研究較少，尤其微觀組織改變對疲勞性能的影響機理尚不清晰。焊接部位可分為焊縫區(qū)、熱影響區(qū)和基體區(qū)，3 個區(qū)域的殘余應(yīng)力、微觀組織和疲勞性能各不相同，強化影響程度也不相同，后續(xù)研究需要深入分析裂紋擴展在不同區(qū)域的區(qū)別及影響機制，焊接接頭可能會存在微裂紋，激光沖擊強化對微裂紋的多尺度擴展行為的影響規(guī)律及作用機制，也需要進一步研究，避免激光沖擊強化后導(dǎo)致焊接結(jié)構(gòu)疲勞性能下降的情況出現(xiàn)。

2.3 含倒角結(jié)構(gòu)

飛機上常見含倒角的結(jié)構(gòu)有隔框、壁板等，鑒于結(jié)構(gòu)輕質(zhì)高強的技術(shù)要求，機身隔框、壁板等廣泛采用鋁合金和鈦合金，典型的有Al7075、Al6061、Al2024 和Ti-6Al-4V 等。機身隔框、壁板作為全機結(jié)構(gòu)骨架，服役過程中底角等局部區(qū)域?qū)儆趹?yīng)力集中部位，疲勞工作應(yīng)力大，易出現(xiàn)疲勞裂紋。激光沖擊強化可通過在倒角區(qū)域引入一定深度的殘余壓應(yīng)力，提高其疲勞性能。

美國對飛機隔框和壁板的激光沖擊強化研究較為系統(tǒng)和全面。美國的洛-馬公司與柯蒂斯-萊特公司合作，對F-35B/C 兩型飛機主承力隔框底角、機翼壁板邊角等部件/位（7085-T7452 鋁合金、Ti-6Al-4V 鈦合金）進行了激光沖擊強化工藝研究與多級疲勞試驗考核，主要通過元件、模擬件、部件和全機這4 個層級進行疲勞性能試驗驗證（圖12［38］），疲勞試驗中的模擬件都是根據(jù)飛機實際的載荷特點進行設(shè)計的（圖13［39］）。如圖14［38］所示，激光沖擊強化后，F(xiàn)-35B 飛機模擬件的疲勞裂紋擴展速率顯著減緩，從而提高了疲勞性能。中國針對飛機上的含倒角結(jié)構(gòu)也開展了部分激光沖擊強化研究。2017 年，西安天瑞達公司與成都飛機設(shè)計研究所合作，針對飛機主承力框轉(zhuǎn)軸接頭R 區(qū)多起疲勞裂紋問題，對偏心槽模擬件開展了激光沖擊強化工藝研究與試驗驗證，模擬件如圖15 所示。試驗結(jié)果表明：在應(yīng)力比0.1、最大峰值載荷34.9 kN 的等幅疲勞載荷條件下疲勞壽命提升了2.7 倍，在疲勞載荷譜條件下疲勞壽命提升了54%。2020 年，空軍工程大學(xué)與南昌航空大學(xué)合作，針對飛機隔框由于減輕窩導(dǎo)致的局部區(qū)域疲勞工作應(yīng)力大、疲勞壽命難于滿足設(shè)計指標(biāo)的問題，開展了飛機減輕窩模擬件激光沖擊強化工藝設(shè)計與疲勞性能驗證研究。TC4-DT 鈦合金結(jié)構(gòu)模擬件在強化前壽命約為25 萬次時，強化后壽命增加了52%，7075-T7451鋁合金結(jié)構(gòu)模擬件在強化前壽命約為25 萬次時，強化后壽命增加了176%，試驗結(jié)果表明，激光沖擊強化能夠有效提高減輕窩模擬件的疲勞性能。

圖12 美軍F-35 飛機機身隔框、壁板激光沖擊強化應(yīng)用及驗證思路［38］Fig.12 Application and verification method of laser shock peening on fuselage panel of F-35 fighter aircraft［38］

圖13 F-35C 模擬件設(shè)計［39］Fig.13 Design of F-35C element［39］

圖14 F-35B 模擬件裂紋擴展測試結(jié)果［38］Fig.14 Crack growth test results of F-35B element［38］

圖15 飛機結(jié)構(gòu)模擬件Fig.15 Element of an aircraft structure

在延壽效果及強化機理方面，目前的研究普遍認為激光沖擊強化是表層及次表層的塑性變形引入的一定深度的殘余壓應(yīng)力以平衡工作拉應(yīng)力、抑制裂紋萌生和擴展，從而減緩裂紋擴展速率、提升機身隔框的疲勞壽命。Luong 等［67］發(fā)現(xiàn)，對于7050-T7451 鋁合金試驗件，激光沖擊強化使得中等應(yīng)力水平下的疲勞壽命提升7.9 倍、高應(yīng)力水平下的疲勞壽命提升3.3 倍，強化效果明顯優(yōu)于機械噴丸。胡永祥等［68］對預(yù)制裂紋的2024-T351 試驗件開展激光沖擊強化處理，疲勞壽命提升了412%，明確了激光沖擊塑性變形產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力對抑制裂紋擴展的作用。Van Aswegen 等［69］針對預(yù)制裂紋的2024 鋁合金，研究了激光沖擊強化區(qū)域大小和位置對裂紋尖端應(yīng)力場和裂紋閉合效應(yīng)的影響，在距裂紋尖端15 mm 處激光沖擊處理一個15 mm 寬的區(qū)域，能夠提升至少6 倍的疲勞壽命。除了殘余壓應(yīng)力外，表層高密度位錯和細化的晶粒組織可以抵抗塑性滑移、抑制疲勞裂紋萌生和擴展，是影響機身隔框疲勞壽命另一個關(guān)鍵因素。Dhakal等［70］針對6061-T6 鋁合金試驗件開展激光沖擊強化研究，強化處理后表層產(chǎn)生了高密度位錯、晶粒細化以及第二相的生成等微觀變化，從而提升材料的抗疲勞性能。另一方面，通過建立有限元模型結(jié)合損傷容限理論，實現(xiàn)有無激光沖擊強化處理的殘余應(yīng)力場、裂紋擴展壽命以及疲勞壽命的高精度預(yù)測，可為機身隔框零部件實物的強化工藝設(shè)計及效果考核提供參考。Keller 等［71］通過4 個步驟的有限元模擬，實現(xiàn)了2024-T3 鋁合金試樣激光沖擊強化處理后疲勞裂紋擴展過程的精確模擬，疲勞裂紋擴展速率、應(yīng)力強度因子等參數(shù)與實驗結(jié)果吻合較好。Pavan 等［72］基于激光沖擊殘余壓應(yīng)力的裂紋閉合機理，建立了線彈性有限元裂紋擴展預(yù)測模型，疲勞壽命預(yù)測結(jié)果與實驗結(jié)果僅相差7%。Busse 等［73］通過建立仿真模型，分析了激光沖擊強化前后疲勞裂紋擴展的全過程，進一步分析了裂紋擴展速率和疲勞壽命的影響，為強化工藝制定提供了指導(dǎo)。

另外，機身隔框存在應(yīng)用潛力的高強度、低密度新型材料（如Al-Li 合金），部分學(xué)者對其開展了激光沖擊強化研究。鄭興偉等［74］發(fā)現(xiàn)Al-Li合金在激光沖擊強化后，表層及一定深度次表層發(fā)生了塑性變形，產(chǎn)生的高密度位錯和殘余壓應(yīng)力，對材料的強度和抗疲勞性能有益。

關(guān)于含倒角結(jié)構(gòu)的研究，國內(nèi)僅圍繞材料和模擬件結(jié)構(gòu)級別開展，機身隔框、壁板部件級別的激光沖擊強化研究亟待針對性開展，需要在實際結(jié)構(gòu)或部位的載荷譜和工作應(yīng)力的基礎(chǔ)上，在斜入射或狹小曲面結(jié)構(gòu)等特殊條件下，進行強化工藝設(shè)計與實現(xiàn)、以及試驗件設(shè)計與強化效果考核驗證等。此外，機身隔框、壁板零部件尺寸大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，而工作應(yīng)力大的底角部位開敞條件有限，激光沖擊強化處理難度大，無法保證光束垂直入射，強化工藝設(shè)計時需考慮激光斜入射的影響，同時需要考慮倒角區(qū)域光斑畸變的影響。

2.4 高承載結(jié)構(gòu)

艦載機的攔阻鉤、翼身連接固定鎖頭和翼身連接耳片都是典型的高承載結(jié)構(gòu)，具有高應(yīng)力、短壽命的特點。

艦載機在航母上著陸時，通過尾部的攔阻鉤，使得重達20 t 的飛機在2～3 s 的時間里，從速度接近300 km/h 減速為零。在著陸時，攔阻鉤承受的應(yīng)力載荷譜是十分嚴重的。圖16 為美國海軍T-45 飛機上的攔阻鉤示意圖［75］。艦載機通過攔阻鉤實現(xiàn)降落，艦載機攔阻鉤的疲勞性能對艦載機的安全起降至關(guān)重要。如圖17［35］所示，在大循環(huán)載荷的作用下，攔阻鉤柄的疲勞裂紋通常萌生在部件下側(cè)凸起的凸臺后部的圓角處，并且組件中產(chǎn)生的裂紋是由幾個更小的裂紋聚集所引起的，裂紋的擴展路徑沿圓角的周向高應(yīng)力區(qū)域擴展。通過對噴丸強化后表面未產(chǎn)生裂紋的服役部件進行殘余應(yīng)力測量，發(fā)現(xiàn)圓角高應(yīng)力區(qū)域相比于軸向區(qū)域的殘余壓應(yīng)力大小要低得多，這表明在服役過程中圓角區(qū)域的殘余壓應(yīng)力存在衰減。Leap 等［35，75］設(shè)計了具有攔阻鉤載荷特點的疲勞模擬件（圖18［35］），并采用激光沖擊強化和傳統(tǒng)機械噴丸的方法提升了攔阻鉤疲勞模擬件裂紋萌生的抗力，從而延長了疲勞壽命。如圖19所示［35］，相比于未強化的疲勞模擬件，傳統(tǒng)的機械噴丸強化后平均疲勞壽命提升了1.5 倍，而激光沖擊強化后可將平均疲勞壽命提高2.5 倍以上。原因在于，激光沖擊強化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力深度可達2.5 mm，而噴丸強化的方式由于產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層較淺，對裂紋萌生的抗力較小，所以疲勞性能提高不明顯。

圖16 安裝在T-45 飛機上的攔阻鉤［75］Fig.16 Arrestment hook shank deployed on T-45 aircraft［75］

圖17 美國T-45 海軍教練機攔阻鉤的末端［35］Fig.17 End of the arrestment hook shank from a T-45 naval trainer aircraft［35］

圖18 疲勞試樣示意圖［35］Fig.18 Schematic diagram of fatigue specimen［35］

圖19 裂紋萌生壽命累積分布［35］Fig.19 Cumulative distributions of crack initiation life［35］

美國海軍艦載機F-18的固定鎖頭在飛行載荷的作用下，存在局部區(qū)域疲勞工作應(yīng)力大導(dǎo)致疲勞壽命降低的問題，如圖20 所示［36］。針對這一問題，美國海軍空戰(zhàn)中心與MIC 公司合作，設(shè)計了F-18艦載機翼身連接固定鎖頭（7050-T7541 鋁合金）疲勞模擬件（圖21［36］），并進行了激光沖擊強化加噴丸的復(fù)合工藝的應(yīng)用。如圖22［36］所示，試驗結(jié)果表明：采用先噴丸后離子氣相沉積再激光沖擊強化的復(fù)合工藝強化后疲勞壽命（譜載條件）能夠達到設(shè)計要求的3.7 倍，比采用噴丸加離子氣相沉積工藝還要高出25%。通過分析殘余應(yīng)力測試結(jié)果可知（圖23［36］，1 ksi=6.895 MPa，1 in=25.4 mm），噴丸加離子氣相沉積加激光沖擊強化的復(fù)合工藝所產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力層深度最深，對裂紋萌生和擴展的抗力最大，所以疲勞性能最好。

圖20 F-18 飛機固定鎖頭疲勞工作應(yīng)力危險區(qū)示意圖［36］Fig.20 Schematic diagram of fatigue working stress danger zone on the F-18 aircraft shear tie［36］

圖21 疲勞模擬件示意圖［36］Fig.21 Schematic diagram of fatigue element［36］

圖22 不同強化工藝下模擬件疲勞測試結(jié)果［36］Fig.22 Fatigue test results of element with different process［36］

圖23 不同強化工藝下殘余應(yīng)力測試結(jié)果［36］Fig.23 Residual stress test results with different process［36］

在現(xiàn)代飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計中，翼身連接耳片廣泛應(yīng)用于機翼與機身的連接，機翼的全部載荷由耳片傳遞給機身，因此耳片的疲勞載荷譜比較嚴重［76］。在飛機的循環(huán)載荷和連接件導(dǎo)致的微動疲勞下，其疲勞強度和疲勞壽命大大降低，嚴重影響飛行安全性能。激光沖擊強化技術(shù)通過引入殘余壓應(yīng)力場，使裂紋源萌生的位置向耳片的深處移動，抑制裂紋萌生，從而提高耳片的疲勞壽命。Im 等［77］以耳片試件強化為研究背景，研究了激光沖擊強化沿彎曲模型邊緣誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力場，以提高激光沖擊強化的效果。利用數(shù)值模擬的結(jié)果，對強化工藝進行優(yōu)化，從而在彎曲部分的邊緣產(chǎn)生有效的殘余壓應(yīng)力。Vasu 等［78］研究了飛機耳片再強化時間對疲勞壽命的影響，建立了再強化試件的疲勞壽命估算模型，研究表明：當(dāng)在預(yù)期疲勞壽命的50%～55%之間再次進行強化時，試件的疲勞壽命可能最長。如圖24［78］所示，針對F-22 飛機翼身連接耳片疲勞性能不滿足設(shè)計要求的問題，美國設(shè)計了翼身連接耳片的疲勞模擬試件（圖25［79］），并開展了激光沖擊強化研究（圖26［34］）。如圖27［80］所示，從殘余應(yīng)力預(yù)測結(jié)果可知，模擬件激光沖擊強化后的殘余應(yīng)力場滿足設(shè)計指標(biāo)要求。如圖28［34］所示，在相同應(yīng)力水平下，激光沖擊強化后模擬件的疲勞性能強于玻璃噴丸工藝模擬件的疲勞性能。在一定的應(yīng)力水平下，F(xiàn)-22 飛機翼身連接耳片結(jié)構(gòu)模擬件激光沖擊強化后的疲勞壽命相比于未強化試件提升10 倍以上。

圖24 F-22 飛機翼身連接耳片的疲勞失效［78］Fig.24 Fatigue failure of F-22 wing attachment lugs［78］

圖25 F-22 飛機翼身連接耳片模擬件［79］Fig.25 Element of F-22 wing attachment lugs［79］

圖26 F-22 飛機翼身連接耳片激光沖擊強化［34］Fig.26 LSP of F-22 wing attachment lugs［34］

圖27 激光沖擊強化后殘余應(yīng)力預(yù)測結(jié)果［80］Fig.27 Prediction results of residual stress after laser shock peening［80］

圖28 模擬件疲勞測試結(jié)果［34］Fig.28 Fatigue test results of element［34］

國外關(guān)于艦載機攔阻鉤、翼身連接固定鎖頭和翼身連接耳片等高承載結(jié)構(gòu)的試驗研究已達到工程應(yīng)用級別，這表明激光沖擊強化技術(shù)在高應(yīng)力、低壽命的高承載結(jié)構(gòu)中具有應(yīng)用潛力，而國內(nèi)相關(guān)研究報道很少。下一步，國內(nèi)相關(guān)單位可參考國外的研究思路，開展元件、模擬件、部件和全機4 個層級激光沖擊強化后的疲勞性能研究。與此同時，由于復(fù)雜曲面試件和大型結(jié)構(gòu)試件殘余應(yīng)力測試的不便性，僅通過實驗測試的手段，無法獲取激光沖擊強化后試件完整的殘余應(yīng)力場信息，必須開展復(fù)雜曲面試件和大型結(jié)構(gòu)試件激光沖擊強化仿真和殘余應(yīng)力場預(yù)測技術(shù)攻關(guān)，為各個層級的疲勞性能研究提供參考。

3 飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究歷程與發(fā)展特點

3.1 飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究共性問題

20 世紀末，激光沖擊強化技術(shù)的快速發(fā)展與應(yīng)用主要得益于當(dāng)時美國軍用航空發(fā)動機高周疲勞斷裂問題的牽引驅(qū)動和“高周疲勞科學(xué)與技術(shù)研究計劃”的組織推動，所以激光沖擊強化技術(shù)的前期研究對象是航空發(fā)動機部件，直到2010 年美國MIC 公司研發(fā)出移動式激光沖擊強化設(shè)備，算是正式揭幕飛機部件激光沖擊強化研究。相比航空發(fā)動機部件，飛機部件的主要特點包括結(jié)構(gòu)尺寸大、服役壽命中需要考慮裂紋擴展等，因此，目前飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究，一方面聚焦可移動式強化設(shè)備研制，實現(xiàn)飛機大型結(jié)構(gòu)現(xiàn)場強化；另一方面，主要研究不同材料/結(jié)構(gòu)激光沖擊強化后的殘余應(yīng)力分布特征和疲勞性能（詳見表1），尤其重點關(guān)注強化工藝對表層殘余壓應(yīng)力場分布的影響規(guī)律，以及對疲勞裂紋萌生、擴展機制及壽命的影響規(guī)律，為飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化工藝設(shè)計和工程應(yīng)用提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)和方法指導(dǎo)。

表1 飛機材料/結(jié)構(gòu)激光沖擊強化影響規(guī)律Table 1 Influence law of laser shock peening on aircraft material/structure

3.2 強化設(shè)備由固定式向可移動式發(fā)展

隨著激光沖擊強化在飛機部件上的應(yīng)用推廣，應(yīng)用對象逐漸由蒙皮、導(dǎo)管等小型可拆卸部件向隔框、壁板等大型不可拆卸結(jié)構(gòu)發(fā)展，強化設(shè)備需要移動至飛機旁邊，導(dǎo)致前期主要面向航空發(fā)動機部件的固定式強化設(shè)備不再適用，無法在飛機現(xiàn)場對相應(yīng)結(jié)構(gòu)（部位）進行強化處理，因此，美國MIC 公司在2010 年率先研制了世界上首套車載可移動式激光沖擊強化設(shè)備，采用硬光路傳輸和末端光柵飛行導(dǎo)光等技術(shù)，先后在F-22飛機翼身連接耳片、F-35 機身隔框等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。國內(nèi)，空軍工程大學(xué)聯(lián)合西安天瑞達光電技術(shù)股份有限公司和中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，于2021 年成功研制了國內(nèi)首套移動式動光束激光沖擊強化設(shè)備，通過硬光路傳輸和末端多自由度關(guān)節(jié)實現(xiàn)光束運動可達，并在飛機關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)上完成了模擬件性能考核與現(xiàn)場演示驗證。上述兩型移動式激光沖擊強化設(shè)備的研制及工程應(yīng)用，主要涉及戶外和移動等條件下激光器光束質(zhì)量及可靠性、強脈沖激光長距離低損耗傳輸、末端動光束、工藝設(shè)計方法等基礎(chǔ)研究及關(guān)鍵技術(shù)，但由于技術(shù)封鎖和保密等原因尚未公開報道。

3.3 強化機理由殘余應(yīng)力向多因素耦合發(fā)展

飛機結(jié)構(gòu)的服役環(huán)境和條件較為簡單，所以其疲勞裂紋/斷裂故障主要是由于局部區(qū)域應(yīng)力集中效應(yīng)導(dǎo)致疲勞工作應(yīng)力大、服役壽命短等問題。因此，前期飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究主要聚焦在不同材料/結(jié)構(gòu)、不同強化工藝條件下殘余壓應(yīng)力分布特征，及其高周疲勞演化機制及影響規(guī)律，建立基于殘余應(yīng)力分布的強化工藝設(shè)計與疲勞性能評估的研究體系。但是，隨著研究拓展至焊接、增材修復(fù)等部件，發(fā)現(xiàn)激光沖擊強化不僅可以通過殘余壓應(yīng)力平衡工作拉應(yīng)力、降低裂紋尖端應(yīng)力強度因子，從而抑制裂紋萌生、減緩裂紋擴展等，還可通過位錯、孿晶、新生晶界、細化晶粒等微觀組織抑制裂紋萌生、阻滯早期裂紋擴展，尤其對疲勞裂紋萌生階段的循環(huán)滑移、裂紋形成等過程的影響更大，并且在結(jié)構(gòu)整個疲勞延壽效果上發(fā)揮重要作用。

3.4 強化結(jié)構(gòu)由小型非主承力部件向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展

隨著飛機部件激光沖擊強化設(shè)備與工藝的成熟，其強化效果得到越來越多的認可，應(yīng)用對象逐漸由蒙皮、緊固孔件等非主承力部件向隔框、翼身連接耳片等主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展，甚至應(yīng)用到艦載機的攔阻鉤上，這說明激光沖擊強化不僅在低應(yīng)力、長壽命（105次循環(huán)以上）條件下具有很好的抗疲勞延壽效果，在高應(yīng)力、短壽命（103～104次循環(huán)）條件下同樣具有較好的疲勞壽命提升效果，這也是激光沖擊強化技術(shù)在金屬材料疲勞S-N曲線內(nèi)一次適用范圍的拓展和延伸。

4 飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究展望

4.1 發(fā)展靈活便攜的強化設(shè)備

目前，面向飛機大型結(jié)構(gòu)，美國和中國雖然先后成功研制了成套移動式激光沖擊強化設(shè)備，其中美國MIC 公司已在F-22、F-35 等軍用飛機上實現(xiàn)了工程應(yīng)用。但是，上述兩種移動式強化設(shè)備的技術(shù)方案都是先通過硬光路將強脈沖激光傳輸至飛機旁、再通過光柵或多關(guān)節(jié)導(dǎo)光臂調(diào)整實現(xiàn)光束空間飛行導(dǎo)光，只能對飛機結(jié)構(gòu)暴露較多部位進行處理，對于機體內(nèi)部梁、框、壁板等都無法處理，需要更加靈活的導(dǎo)光系統(tǒng)。一方面，建議將強化系統(tǒng)進一步小型化，便于整套設(shè)備移動和放置；另一方面，建議改用小能量、短脈寬激光并采用光纖進行柔性導(dǎo)光，實現(xiàn)機體內(nèi)部任意位置激光可達；與此同時，進一步優(yōu)化改進末端動光束運動控制系統(tǒng)和空間位置坐標(biāo)體系，便于強化工藝的快速設(shè)計與實施。此外，對研制的新型強化設(shè)備，需要加強激光狀態(tài)參數(shù)測定監(jiān)測與激光誘導(dǎo)沖擊波壓力特性及模型建立研究，為不同強化設(shè)備的標(biāo)準化和后續(xù)強化工藝設(shè)計提供硬件條件和數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

4.2 開展多尺度裂紋擴展與損傷容限研究

航空發(fā)動機部件（尤其轉(zhuǎn)子葉片）采用的疲勞強度設(shè)計準則，主要考慮疲勞裂紋形成壽命，而飛機結(jié)構(gòu)則采用損傷容限設(shè)計準則，屬于斷裂力學(xué)范疇，要考慮部件的原始缺陷和服役過程中長時間的裂紋擴展，其中原始缺陷擴展至最后斷裂的過程包含小裂紋擴展和長裂紋擴展，實質(zhì)上是一種多尺度裂紋擴展過程。因此，激光沖擊強化對飛機結(jié)構(gòu)多尺度裂紋擴展過程的影響至關(guān)重要，直接決定其抗疲勞延壽效果。后續(xù)研究應(yīng)進一步闡明激光沖擊強化對裂紋萌生壽命和擴展壽命的影響及區(qū)別，揭示激光沖擊強化對小裂紋、長裂紋擴展特性的影響規(guī)律，將小裂紋（非線性）和長裂紋（線性、Paris）擴展過程進行統(tǒng)一，并將激光沖擊強化因素考慮至裂紋擴展速率方程中，建立考慮強化狀態(tài)和多尺度裂紋擴展的疲勞全壽命預(yù)測模型及方法，為飛機結(jié)構(gòu)強化后的損傷容限設(shè)計和耐久性分析提供理論基礎(chǔ)和規(guī)律指導(dǎo)。

4.3 推動從抗疲勞制造到延壽修理發(fā)展

前期，激光沖擊強化技術(shù)主要考慮在飛機結(jié)構(gòu)制造中的應(yīng)用，即考慮一次激光沖擊強化處理對飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響，但飛機實際服役過程中通常會進行幾次大修，在大修過程中進行激光沖擊強化同樣可以起到延壽的效果，美國海軍已經(jīng)利用激光沖擊強化技術(shù)對F-35B 飛機進行延壽修理，甚至可以在多次大修中進行多次強化。因此，后續(xù)應(yīng)加強對飛機結(jié)構(gòu)大修后強化狀態(tài)（殘余壓應(yīng)力和微觀組織）的演化規(guī)律的研究，尤其殘余壓應(yīng)力的松弛規(guī)律，厘清強化結(jié)構(gòu)裂紋萌生、擴展壽命與大修時間的關(guān)系，從而制定合理的大修時間間隔。另外，大修時強化是在前次強化處理區(qū)域繼續(xù)處理，需深入揭示前次強化和后次強化的塑性耦合作用機制，分析殘余應(yīng)力場的分布特征及工藝影響規(guī)律，探究大修后多次強化抗疲勞效果（抑制裂紋萌生、減緩裂紋擴展）的耦合規(guī)律。

此外，在飛機大修過程中，往往會對結(jié)構(gòu)裂紋處進行挖補修復(fù)，通過激光熔覆、冷噴涂和增材制造等技術(shù)對損傷挖去區(qū)域進行填補性修復(fù)，但上述修復(fù)過程會使金屬材料熔融、凝固，高溫效應(yīng)使修復(fù)區(qū)域形成粗大晶粒組織、并殘留殘余拉應(yīng)力，導(dǎo)致修復(fù)結(jié)構(gòu)疲勞壽命不滿足技術(shù)要求。通過上述修復(fù)技術(shù)與激光沖擊強化技術(shù)復(fù)合實現(xiàn)高性能修復(fù)，可將修復(fù)結(jié)構(gòu)疲勞壽命提升至技術(shù)要求之上，但需要進一步加強激光沖擊強化對修復(fù)區(qū)域的殘余應(yīng)力和微觀組織的影響分析，揭示激光沖擊強化對修復(fù)部件的抗疲勞機制，探究強化工藝方法/參數(shù)及復(fù)合策略對延壽效果的影響規(guī)律，實現(xiàn)修復(fù)結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力重構(gòu)評價和疲勞壽命預(yù)測評估，為飛機損傷結(jié)構(gòu)激光沖擊強化復(fù)合修復(fù)工藝設(shè)計及應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

4.4 開發(fā)新型吸收保護層與約束層

目前，激光沖擊強化的工程應(yīng)用主要在翼身連接耳片、翼身固定鎖頭、攔阻鉤等飛機結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)，上述結(jié)構(gòu)的開敞性比較好、處理區(qū)域較小、型面較為平緩，現(xiàn)有吸收保護層（貼覆黑膠帶或鋁箔等）與約束層（去離子水等）都可以直接應(yīng)用。但是，將來激光沖擊強化在隔框、腹板、壁板等飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)（尤其倒角、底角等部位）進行大面積修理時，現(xiàn)有吸收保護層貼覆質(zhì)量不好保證、效率低，并且飛機內(nèi)部施加水約束層難以適用。因此，需要開發(fā)新型吸收保護層，提高狹小曲面部位的涂覆質(zhì)量和效率；同時開發(fā)新型約束層或在無約束層下通過改進工藝參數(shù)顯著提升沖擊波壓力，或?qū)⒓{秒激光改用飛秒/皮秒激光，脈寬更短、峰值壓力可提升幾個數(shù)量級，從而保證強化效果。

4.5 發(fā)展統(tǒng)一完善的技術(shù)標(biāo)準體系

國內(nèi)開展飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究的單位較多，例如空軍工程大學(xué)、西安天瑞達公司、中國航空制造技術(shù)研究院、航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所和成飛集團、中國人民解放軍5720 廠等，不同單位的設(shè)備及工藝參數(shù)相差較大，狀態(tài)檢測和性能考核的方式也不同，導(dǎo)致研究結(jié)果和工藝數(shù)據(jù)庫的可參考性和可共用性較差，影響了我國飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化的工程化應(yīng)用進程，因此需要在設(shè)備、工藝、檢測、考核等方面建立統(tǒng)一完善的技術(shù)規(guī)范和標(biāo)準體系。

4.6 豐富復(fù)合強化工藝方法

單一強化技術(shù)難以有效解決部分特殊部位失效模式多樣的問題，需要通過多種強化工藝進行復(fù)合，典型復(fù)合工藝的特點及應(yīng)用關(guān)鍵技術(shù)見表2。例如，F(xiàn)-22 飛機翼身連接耳片疲勞失效主要位于連接孔內(nèi)壁和連接耳片R 轉(zhuǎn)接處，其中連接孔激光沖擊強化存在孔內(nèi)壁激光可達性差、強化工藝設(shè)計難、強化效果有限等問題，需要與開縫/壓合襯套強化技術(shù)復(fù)合，利用激光沖擊強化進行孔端面處理，利用開縫/壓合襯套強化進行孔內(nèi)壁處理，在孔周形成全方位強化效應(yīng)?？紤]到飛機部件結(jié)構(gòu)尺寸大、處理面積大、激光沖擊強化工藝代價高，可將激光沖擊強化與機械噴丸復(fù)合使用，激光沖擊強化只對疲勞工作應(yīng)力最大區(qū)域進行局部處理，機械噴丸對裂紋擴展路徑區(qū)域進行大面積處理。該復(fù)合工藝還可適用于高承載、長壽命結(jié)構(gòu)及易磨損/接觸疲勞部件（位），一方面結(jié)構(gòu)表面高程度加工硬化、抵抗高應(yīng)力，另一方面大深度強化層、大幅延長擴展壽命。

表2 典型復(fù)合工藝的特點及應(yīng)用關(guān)鍵技術(shù)Table 2 Characteristic and application key technology of typical composite process

5 結(jié)論

1）激光沖擊強化技術(shù)在飛機結(jié)構(gòu)上應(yīng)用主要面向含孔結(jié)構(gòu)、焊接結(jié)構(gòu)、含倒角結(jié)構(gòu)和高承載結(jié)構(gòu)等，每種部件結(jié)構(gòu)特點和疲勞失效模式不同，所以需要從不同角度進行研究。美國已在翼身連接耳片、攔阻鉤、固定鎖頭、主承力隔框底角和機翼壁板邊角等結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)了工程應(yīng)用，但我國在飛機結(jié)構(gòu)上的工程應(yīng)用尚未真正實現(xiàn)。

2）飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究歷程與發(fā)展特點主要包括強化設(shè)備由固定式向可移動式發(fā)展，強化機理由殘余應(yīng)力向多因素耦合發(fā)展，強化結(jié)構(gòu)由小型非主承力部件向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展。

3）飛機結(jié)構(gòu)激光沖擊強化研究工作建議聚焦于發(fā)展靈活便攜的強化設(shè)備，開展多尺度裂紋擴展與損傷容限研究，推動從抗疲勞制造到延壽修理發(fā)展，開發(fā)新型吸收保護層與約束層，發(fā)展統(tǒng)一完善的技術(shù)標(biāo)準體系，豐富復(fù)合強化工藝方法。