空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院等離子動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室

金屬構(gòu)件疲勞性能與表面完整性密切相關(guān)。 一般情況下，零部件疲勞斷裂特別是高周疲勞斷裂往往是在表面產(chǎn)生裂紋并逐漸擴(kuò)展導(dǎo)致整體破壞。為提高結(jié)構(gòu)可靠性，延長(zhǎng)使用壽命，在不改變基體材料性能的前提下，表面強(qiáng)化技術(shù)得到了越來越多的研究和應(yīng)用。 

激光沖擊強(qiáng)化是一種高效的表面強(qiáng)化技術(shù)，利用激光沖擊波的力學(xué)效應(yīng)，在金屬材料表層形成大數(shù)值殘余壓應(yīng)力和微觀組織變化，顯著提高其疲勞強(qiáng)度和壽命，是解決航空發(fā)動(dòng)機(jī)高頻疲勞斷裂問題的有效手段。其中，殘余壓應(yīng)力提高金屬材料的疲勞性能機(jī)理已經(jīng)有了一套比較成熟的理論，殘余壓應(yīng)力主要通過降低部件承受的平均應(yīng)力、降低裂紋擴(kuò)展速率甚至使裂紋閉合等方面提高材料的疲勞強(qiáng)度。

美國(guó)激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)的發(fā)展路線也是以殘余壓應(yīng)力強(qiáng)化機(jī)制為指導(dǎo)，根據(jù)部件特點(diǎn)，設(shè)計(jì)激光沖擊參數(shù)，優(yōu)化殘余壓應(yīng)力場(chǎng)來提高金屬部件疲勞性能。有很多文獻(xiàn)分析和說明了激光沖擊強(qiáng)化的機(jī)理，均認(rèn)為激光沖擊強(qiáng)化誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力是提高疲勞性能的主要原因。

但隨著激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)研究和應(yīng)用的進(jìn)一步發(fā)展，在一些極端服役環(huán)境和特殊部件強(qiáng)化中，采用殘余壓應(yīng)力的強(qiáng)化機(jī)理至少存在三個(gè)方面的問題:

一是高溫部件的強(qiáng)化問題。在高溫或者極端環(huán)境中，強(qiáng)化后產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力高溫環(huán)境下將會(huì)大部分釋放，強(qiáng)化效果顯著降低；

二是榫齒/槽部位的強(qiáng)化問題。對(duì)葉片/盤的強(qiáng)化主要在榫齒/槽部位，由于這些部位形貌復(fù)雜且尺寸很小，沖擊形成的殘余應(yīng)力場(chǎng)存在應(yīng)力變化梯度，在榫齒/槽邊緣形成拉應(yīng)力甚至?xí)饝?yīng)力集中，影響強(qiáng)化效果；

三是薄葉片強(qiáng)化問題。為了提高推重比，航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片等結(jié)構(gòu)越來越薄，沖擊波引起的塑性變形缺乏約束，殘余壓應(yīng)力難以保持易松弛，強(qiáng)化效果有限。

因此，發(fā)展激光沖擊強(qiáng)化新的強(qiáng)化機(jī)理，具有十分迫切的工程需求，也是表面工程科學(xué)中的基礎(chǔ)研究問題。在我們的研究中發(fā)現(xiàn)，激光沖擊可實(shí)現(xiàn)金屬材料表面納米化，且形成機(jī)理和組織特征與噴丸處理等表面機(jī)械表面納米化方法均有所不同。激光沖擊能量載體是沖擊波，納米晶形成與沖擊波誘導(dǎo)的超高應(yīng)變率塑性變形相關(guān)，而現(xiàn)有文獻(xiàn)缺乏系統(tǒng)研究。

為此，開展了多種金屬材料激光沖擊表面納米化的研究，并利用表面納米晶和殘余壓應(yīng)力的復(fù)合作用提高金屬材料疲勞強(qiáng)度。本文以航空發(fā)動(dòng)機(jī)中常用的鈦合金和高溫合金為例，介紹了激光沖擊后材料的微觀組織特征、納米化原理、熱穩(wěn)定性和復(fù)合強(qiáng)化機(jī)理，以及激光沖擊強(qiáng)化在航空發(fā)動(dòng)機(jī)特殊部件上的典型應(yīng)用情況。

采用高功率脈沖激光(2-10 GW/cm2)對(duì)航空金屬材料作用，實(shí)現(xiàn)了鈦合金、鎳基高溫合金、鋁合金和不銹鋼等多種金屬材料的表面納米化，如圖1所示。

圖1 不同沖擊次數(shù)后金屬材料形成的表明納米晶（功率密度3-9 GW/cm2）

（a）TC6鈦合金；（b）TC17鈦合金；（c）K417鎳基合金；（d）TC11鈦合金；（e）304不銹鋼；（f）1Cr11Ni2MoV不銹鋼

鈦合金激光沖擊在表層產(chǎn)生的納米晶層厚度約1 μm，晶粒尺寸分布為30-300 nm；鎳基高溫合金形成的納米晶層厚度為0.5-1 m，晶粒尺寸范圍為30-500 nm；沖擊1次表面納米晶分布還不均勻(圖1(a)-(c))，沖擊3-5次后，在多種金屬材料表面形成了取向隨機(jī)、等軸狀的納米晶(圖1(d)-(f))。從不同金屬材料激光沖擊表面納米化過程與特征來看，晶粒細(xì)化機(jī)制主要取決于材料本身的結(jié)構(gòu)與沖擊波參數(shù)。

堆垛層錯(cuò)能(SFE)是一個(gè)重要的參數(shù)，在具有高堆垛層錯(cuò)能材料的金屬材料中，位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)是沖擊波作用下材料超高應(yīng)變率塑性變形的主要形式。本文以TC17鈦合金為例，分析高層錯(cuò)能材料激光沖擊表面納米化形成機(jī)理。

TC17鈦合金激光沖擊后微觀組織沿深度方向特征為：表面納米組織、距表面2-5 μm的位錯(cuò)胞和亞結(jié)構(gòu)、5-20 μm的高密度位錯(cuò)。這種沿深度分布的特征也在一定程度上說明了激光沖擊波作用下，金屬材料微觀組織變化規(guī)律與演化機(jī)制。高壓等離子體沖擊波是形成高應(yīng)變率塑性變形的能量載體，是形成表面納米化的直接動(dòng)力。當(dāng)沖擊波壓力達(dá)到一定閾值時(shí),首先在材料中形成位錯(cuò)，Meyers為此提出了均勻位錯(cuò)成核模型，在沖擊波作用下，單軸應(yīng)變狀態(tài)產(chǎn)生的偏應(yīng)力會(huì)使晶格扭曲，當(dāng)應(yīng)力達(dá)到某一臨界值，位錯(cuò)在沖擊波陣面上或其附近均勻成核。在沖擊波的進(jìn)一步作用下，位錯(cuò)發(fā)生滑移、積聚、相互作用、纏結(jié)、湮滅、重排等協(xié)調(diào)塑性變形。

具有高層錯(cuò)能的金屬及合金進(jìn)行塑性變形時(shí)會(huì)很快地形成胞狀結(jié)構(gòu)。此外，激光沖擊波在金屬材料表面誘導(dǎo)的應(yīng)變速率非常高(106s−1)，可產(chǎn)生更高的流變應(yīng)力和更高的位錯(cuò)密度，更容易形成間距在納米量級(jí)的位錯(cuò)胞，如圖2(c)所示。

圖2  不同深度形成的典型微觀組織特征

(a) 基體; (b) 高密度位錯(cuò); (c) 位錯(cuò)胞; (d) 表層納米晶

沖擊波持續(xù)作用下，位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)進(jìn)而形成納米晶。在這個(gè)過程中，有可能發(fā)生動(dòng)態(tài)再結(jié)晶。激光沖擊形成的塑性變形應(yīng)變率非常高，而高應(yīng)變率變形過程往往是絕熱過程，且變形做功轉(zhuǎn)化為熱量，引起材料溫度升高。

在溫升和劇烈塑性變形條件下，表層材料發(fā)生連續(xù)動(dòng)態(tài)再結(jié)晶，位錯(cuò)胞進(jìn)一步運(yùn)動(dòng)誘導(dǎo)產(chǎn)生納米晶。這個(gè)階段發(fā)生兩個(gè)過程:

1） 納米尺寸的位錯(cuò)胞在溫升和沖擊波塑性變形共同作用下，向亞晶粒/晶粒結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)化；

2） 生成的亞晶界通過短程移動(dòng)形成大角度晶界，進(jìn)而形成納米晶。

沖擊次數(shù)對(duì)表面納米晶尺寸和分布特征有著較大影響。一次沖擊后，納米晶分布不均勻，多次沖擊波作用后，表面就可形成均勻的納米晶，增加沖擊次數(shù)可以給位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)提供更多的時(shí)間和能量，使得組織變化更加均勻。激光沖擊表面納米化后表面到深度呈梯度變化的晶粒有效提高了金屬材料的疲勞性能。

表層晶粒尺寸細(xì)小而均勻，在裂紋萌生階段，裂紋驅(qū)動(dòng)力可由更多細(xì)小的晶粒所承受，晶內(nèi)和晶界的應(yīng)變梯度小，應(yīng)力集中較小，因而材料受力均勻，裂紋不易萌生。

在裂紋的擴(kuò)展階段，由于納米晶結(jié)構(gòu)的晶界體積分?jǐn)?shù)高，微裂紋將在晶界處受到阻礙，同時(shí)一旦微裂紋穿過晶界后，基體晶粒存在高密度位錯(cuò)，擴(kuò)展方向就會(huì)發(fā)生改變，必然消耗更多的能量，從而使微裂紋不易擴(kuò)展。

由于表面納米晶和殘余應(yīng)力對(duì)疲勞性能的作用機(jī)理是不同的，所以在疲勞性能影響因素的分析中往往將二者區(qū)別對(duì)待，但是，事實(shí)上表面納米化過程中必然伴隨著殘余應(yīng)力的產(chǎn)生，兩者相互影響，很難將其對(duì)疲勞性能的影響單獨(dú)分離。在很多服役環(huán)境下，兩者共同提高材料的疲勞強(qiáng)度。激光沖擊強(qiáng)化的復(fù)合強(qiáng)化機(jī)理也是圍繞這兩個(gè)因素來展開研究。對(duì)于低溫部件，殘余壓應(yīng)力和納米晶同時(shí)起強(qiáng)化作用；對(duì)高溫部件，殘余壓應(yīng)力大部分松弛，納米晶起主要強(qiáng)化作用。

鈦合金薄葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵件，使用過程中易受到外來物打傷，在工作載荷作用下發(fā)生疲勞斷裂。由于葉片厚度較薄，激光誘導(dǎo)的塑性變形缺乏約束，殘余壓應(yīng)力在高周循環(huán)載荷作用下很快松弛。

此外，由于薄葉片沖擊過程中存在沖擊波背面反射、邊緣效應(yīng)和沖擊波耦合等現(xiàn)象，引起殘余應(yīng)力場(chǎng)不均勻分布、葉邊扭轉(zhuǎn)宏觀變形等問題。利用小光斑/掃描沖擊的方法，在表面誘導(dǎo)產(chǎn)生納米晶，提高超薄葉片的疲勞強(qiáng)度。

同時(shí)，小光斑誘導(dǎo)產(chǎn)生沖擊波傳播深度較淺，形成的殘余壓應(yīng)力層深度也較淺，能夠防止葉片變形的發(fā)生。還可通過特殊透波結(jié)構(gòu)，利用阻抗匹配方法對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)內(nèi)部傳播的應(yīng)力波進(jìn)行邊界透波，消除邊界反射拉伸波，減弱反射波與入射波的內(nèi)部耦合強(qiáng)度，促進(jìn)表層均勻、對(duì)稱殘余壓應(yīng)力的形成。

以TC17鈦合金為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)了模擬薄葉片的振動(dòng)疲勞樣件，葉片厚度為1 mm，沖擊區(qū)域及樣品尺寸，如圖3所示。

圖3 薄葉片樣品尺寸及強(qiáng)化區(qū)域

采用小光斑掃描沖擊的方法對(duì)其處理，光斑直徑范圍在0.5-2 mm，能量0.2-2 J，脈寬為5-8 ns，利用升降法對(duì)振動(dòng)疲勞進(jìn)行考核，如圖4所示?？芍す鉀_擊處理后，TC17鈦合金模擬薄葉片疲勞強(qiáng)度提高20%以上，表面納米晶和殘余應(yīng)力共同作用是提高疲勞性能的主要原因。

圖4 TC17模擬薄葉片激光沖擊振動(dòng)疲勞強(qiáng)度對(duì)比

激光沖擊形成的殘余壓應(yīng)力在熱作用下會(huì)發(fā)生松弛，從而削弱甚至消除強(qiáng)化效果。為此，美國(guó)激光沖擊強(qiáng)化規(guī)范限制了不同金屬材料激光沖擊后的后續(xù)處理和使用溫度范圍，其中，鎳基合金規(guī)定為538℃以內(nèi)。因此，在殘余應(yīng)力松弛情況下，表面納米晶熱穩(wěn)定性是激光沖擊強(qiáng)化在高溫部件上應(yīng)用的關(guān)鍵問題。

K417鑄造鎳基高溫合金廣泛用于渦輪葉片，其使用溫度在800℃以內(nèi)。對(duì)K417合金進(jìn)行了激光沖擊強(qiáng)化試驗(yàn)，激光脈寬8-20 ns，脈沖能量2-12 J，沖擊1-5次，搭接率為60%。分別對(duì)不同溫度熱處理后的沖擊樣品進(jìn)行殘余應(yīng)力和微觀組織進(jìn)行測(cè)試和觀察。

圖5為K417合金激光沖擊強(qiáng)化后殘余應(yīng)力松弛情況?？芍?，激光沖擊誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力在不同溫度熱處理后均有一定的松弛，且溫度越高，殘余壓應(yīng)力熱松弛程度越大。900℃/2h保溫后，72%殘余壓應(yīng)力松弛。

圖5 K417鎳基合金激光沖擊后殘余應(yīng)力的熱松弛

圖6 900℃保溫后的表明納米晶

圖6為激光沖擊K417鎳基合金900℃/10h熱處理后的表面微觀組織。與圖1(c)相比，表面納米晶沒有明顯長(zhǎng)大，具有較好的熱穩(wěn)定性。激光沖擊強(qiáng)化低的冷作硬化率（激光沖擊強(qiáng)化在單次沖擊小于1%，多次重復(fù)沖擊下只有5%-7%，而噴丸達(dá)40%），提高了表面納米晶的臨界長(zhǎng)大溫度。晶粒大小分布的尺寸效應(yīng)也提高了表面納米晶的熱穩(wěn)定性。

為考核熱處理對(duì)疲勞性能的影響，分別對(duì)原始樣品、激光沖擊強(qiáng)化、強(qiáng)化后900℃/10h熱處理三種狀態(tài)的試片進(jìn)行振動(dòng)疲勞試驗(yàn)對(duì)比。

圖7和8分別為標(biāo)準(zhǔn)振動(dòng)疲勞樣件尺寸和疲勞結(jié)果。選用的激光沖擊參數(shù)為:激光能量10.8 J，脈寬20 ns，光斑直徑3.4 mm，搭接率為60%，沖擊1次?？煽吹?，原始K417試片的疲勞強(qiáng)度為110 MPa，激光沖擊強(qiáng)化后提高至285 MPa，900°C/10h熱處理后疲勞強(qiáng)度為230 MPa，相對(duì)未處理的試片仍提高了1.1倍。熱處理未明顯降低激光沖擊強(qiáng)化的效果。

圖7 標(biāo)準(zhǔn)振動(dòng)疲勞試片（單位/mm）

圖8 K417 試片不同處理狀態(tài)的疲勞強(qiáng)度對(duì)比

葉片榫齒/槽結(jié)構(gòu)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片榫齒和輪盤榫槽部位在旋轉(zhuǎn)過程中緊密接觸并隨有高頻振動(dòng)，其接觸區(qū)域應(yīng)力水平最高，極易產(chǎn)生疲勞裂紋，如圖9所示。

圖9 渦輪葉片榫齒/槽和不等應(yīng)力沖擊

由于榫齒/槽等部位尺寸很小(小于1 mm)，且過渡區(qū)曲率變化較大，激光沖擊強(qiáng)化中存在應(yīng)力集中和應(yīng)力場(chǎng)分布不均勻等問題。

針對(duì)渦輪葉片榫齒/槽結(jié)構(gòu)強(qiáng)化問題，采用水下小光斑/掃描沖擊的方式，多次沖擊形成表層納米組織。由于光斑較小，激光沖擊形成的應(yīng)力場(chǎng)分布較為均勻，且沖擊波傳播深度較淺，可降低應(yīng)力梯度和應(yīng)力集中，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)葉片榫齒部位的激光沖擊強(qiáng)化。

此外，還可采用“不等應(yīng)力分布沖擊方法”，即利用特殊的光斑搭接和布置方式來進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化，使應(yīng)力分布合理。采用高溫高低周復(fù)合疲勞模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片實(shí)際工作環(huán)境，考核激光沖擊強(qiáng)化對(duì)鎳基合金渦輪葉片榫齒/槽疲勞性能影響。

根據(jù)某型發(fā)動(dòng)機(jī)典型工作剖面，計(jì)算出低周載荷峰值及溫度載荷。本文中選用的振動(dòng)應(yīng)力為336 MPa，實(shí)驗(yàn)溫度為530°C。由于實(shí)際航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片振動(dòng)應(yīng)力小于336 MPa，說明疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏安全。

圖10為激光沖擊強(qiáng)化前GH4133B鎳基高溫合金渦輪葉片的中值壽命對(duì)比。可知，激光沖擊強(qiáng)化后鎳基合金渦輪葉片中值壽命大幅提高，達(dá)到未強(qiáng)化的3.79倍。激光沖擊誘導(dǎo)的表面納米晶在疲勞加載和熱環(huán)境共同作用下有較好的穩(wěn)定性，且表面納米晶能有效提高鎳基高溫合金裂紋源區(qū)抗高溫氧化性能，減緩裂紋萌生。

圖10 渦輪葉片激光沖擊強(qiáng)化前后疲勞壽命對(duì)比

小孔是飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)中廣泛存在的結(jié)構(gòu)，使用過程中疊加振動(dòng)機(jī)械應(yīng)力和熱應(yīng)力等交變載荷，存在應(yīng)力集中，易在孔邊形成疲勞裂紋。針對(duì)小孔這種特殊結(jié)構(gòu)，采用區(qū)域性的強(qiáng)化方案，沿小孔邊緣區(qū)域進(jìn)行蛇形三圈光斑處理，以形成表面納米結(jié)構(gòu)。

利用拉-拉疲勞試驗(yàn)，考核激光沖擊強(qiáng)化對(duì)小孔試件的疲勞性能的影響，在150MPa的應(yīng)力水平下，進(jìn)行R=0.1的拉-拉疲勞試驗(yàn)，頻率為25 Hz，強(qiáng)化前后的小孔試件的疲勞壽命對(duì)比如圖12所示?？芍?，激光沖擊強(qiáng)化后小孔試樣的疲勞壽命大幅提高，達(dá)到未強(qiáng)化的8倍以上。

圖12 小孔強(qiáng)化前后疲勞壽命對(duì)比

我國(guó)航空工業(yè)基礎(chǔ)薄弱，提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件的疲勞強(qiáng)度和可靠性非常迫切。激光沖擊強(qiáng)化新機(jī)理的研究，拓寬了激光沖擊強(qiáng)化的研究領(lǐng)域，解決了現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件、薄壁部件等疲勞斷裂等問題，對(duì)提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠性和提升我軍裝備保障能力具有重要意義。