表面激光沖擊強(qiáng)化對(duì)鈦合金超高周彎曲疲勞性能的影響

馮璐璐，李全通，尹志朋，高星偉

（空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安710038）

0 引 言

鈦合金具有良好的耐腐蝕性、焊接性和韌性，被廣泛用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、輪盤、機(jī)匣和燃燒室外殼等重要零件。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的主要失效形式是彎曲振動(dòng)疲勞失效［1］。發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行過程中，氣動(dòng)激振頻率范圍大，造成葉片發(fā)生包括高頻在內(nèi)的共振和受迫振動(dòng)，主要以超高周疲勞振動(dòng)為主，振動(dòng)周次在107～109，甚至更高，直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和工作壽命。在彎曲振動(dòng)中，一階彎曲振動(dòng)在葉片根部產(chǎn)生的振動(dòng)應(yīng)力最大，其破壞性也最大［2］。因此，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的超高周彎曲振動(dòng)疲勞破壞的研究越來越受到重視。

鈦合金材料的疲勞裂紋往往是從表面萌生的，尤其是在應(yīng)力集中部位［3］。激光沖擊強(qiáng)化是一種新興的現(xiàn)代表面強(qiáng)化處理方法，可以用來提高鈦合金的表面強(qiáng)度，改善其疲勞性能，延長疲勞壽命。它是利用高功率脈沖激光輻照金屬表面時(shí)產(chǎn)生的高壓等離子體沖擊波的力效應(yīng)使材料表層顯微組織發(fā)生變化，并在較深的厚度范圍內(nèi)存在殘余壓應(yīng)力。材料經(jīng)過表面激光沖擊強(qiáng)化處理后，其內(nèi)部應(yīng)力分布隨之發(fā)生改變，抗彎曲振動(dòng)疲勞破壞的能力有所提高。針對(duì)激光沖擊強(qiáng)化對(duì)合金應(yīng)力分布與疲勞壽命影響問題，作者在工作應(yīng)力與殘余應(yīng)力疊加模型的基礎(chǔ)上，分析了TC17鈦合金疲勞源位置與裂紋的阻滯作用；通過激光沖擊強(qiáng)化處理前后鈦合金超高周彎曲疲勞試驗(yàn)的對(duì)比研究，分析了激光沖擊強(qiáng)化處理對(duì)TC17鈦合金超高周彎曲疲勞性能的影響。

1 試樣制備與試驗(yàn)方法

1.1 試樣制備

試驗(yàn)材料選取經(jīng)退火處理的TC17鈦合金，其化學(xué)成分見表1，屈服強(qiáng)度1 030MPa，抗拉強(qiáng)度1 120MPa，彈性模量111.5GPa，密度4 640kg·m-3。

表1 TC17鈦合金化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）Tab.1 Chemical composition of TC17titanium alloy（mass） %

根據(jù)超聲疲勞振動(dòng)原理以及試驗(yàn)材料的特性，基于線彈性變形的理論，結(jié)合三點(diǎn)彎曲疲勞試樣的設(shè)計(jì)方法［4］，制備兩組（共50個(gè)）非對(duì)稱超高周彎曲疲勞試樣，尺寸如圖1所示，用金相砂紙研磨拋光試樣，使其表面粗糙度Ra達(dá)到0.32～0.64μm，諧振頻率為20kHz［5］。

圖1 超高周彎曲疲勞試樣尺寸Fig.1 Size of ultra-high cycle bending fatigue specimen

對(duì)其中一組試樣的上下表面進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化處理，激光沖擊強(qiáng)化試驗(yàn)是在激光沖擊強(qiáng)化系統(tǒng)上進(jìn)行的，系統(tǒng)中激光器選用SGR-25高能Nd∶YAG激光器。沖擊強(qiáng)化的主要參數(shù)如表2所示。

表2 激光沖擊強(qiáng)化的主要工藝參數(shù)Tab.2 Main parameters of laser shock processing

1.2 試驗(yàn)方法

超高周彎曲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)如圖2所示，超聲發(fā)生器將50Hz的交流電信號(hào)轉(zhuǎn)化為20kHz的電信號(hào)；電信號(hào)再通過超聲換能器轉(zhuǎn)化為20kHz的沿軸向的機(jī)械振動(dòng)；通過位移放大器將振幅放大后，加載到試樣的固定端，從而促使試樣根部振動(dòng)，使試樣產(chǎn)生彎曲振動(dòng)；通過調(diào)整激振頻率，使試樣發(fā)生一階對(duì)稱彎曲諧振。當(dāng)試樣發(fā)生斷裂時(shí)，系統(tǒng)自動(dòng)停止試驗(yàn)，由計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)記錄試驗(yàn)過程中設(shè)定的應(yīng)力幅值和發(fā)生斷裂時(shí)試樣的循環(huán)次數(shù)。在試驗(yàn)中，采用空氣冷卻設(shè)備對(duì)試樣表面進(jìn)行冷卻。

圖2 超高周彎曲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.2 Ultra-high cycles bending fatigue test system

利用超高周彎曲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)，在20kHz頻率下，對(duì)激光沖擊強(qiáng)化前后的鈦合金試樣進(jìn)行超高周彎曲疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力水平600～800MPa，每個(gè)應(yīng)力水平下取5個(gè)試樣進(jìn)行測(cè)試。應(yīng)力比R為-1，加載波形為正弦波，試驗(yàn)溫度為室溫（23℃）。根據(jù)超高周彎曲疲勞試驗(yàn)結(jié)果擬合得到試樣的S-N曲線。

殘余應(yīng)力的測(cè)試在Proto-LXRD型X射線衍射儀上進(jìn)行，用JSM-5900Lv型掃描電鏡觀察疲勞試樣斷口宏觀和微觀形貌，確定疲勞裂紋萌生位置、裂紋源區(qū)和裂紋擴(kuò)展區(qū)形貌特征。

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 S-N 曲線

從圖3可見，在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)系中，激光沖擊強(qiáng)化前鈦合金的S-N曲線呈線性，可用Basquin方程式描述：

式中：S 為應(yīng)力幅值，S′為疲勞強(qiáng)度系數(shù)；b為Basquin指數(shù)；Nf為循環(huán)周次。

lgNf＝66.5471-20.636 3lgS （2）

圖3 激光沖擊強(qiáng)化處理前后鈦合金的S-N曲線Fig.3 The S-Ncurves of specimens before and after laser shock processing

從而得到激光沖擊強(qiáng)化前鈦合金S-N曲線的Basquin方程式為：

由圖3還可以看出，在650MPa應(yīng)力水平下，激光沖擊強(qiáng)化處理前試樣的疲勞循環(huán)周次為1.05×109次，而處理后試樣的疲勞循環(huán)周次達(dá)到2.36×109次，可以看出，強(qiáng)化后試樣的疲勞壽命較強(qiáng)化前提高了一倍，所以，隨著應(yīng)力幅值的下降，疲勞壽命在不斷延長。由S-N曲線還可以看出，當(dāng)循環(huán)周次大于107次時(shí)，沒有明顯的水平漸近線，循環(huán)周次在107～1010次之間試樣仍會(huì)發(fā)生疲勞斷裂。

用同樣的方法擬合得到激光強(qiáng)化處理后鈦合金超高周彎曲疲勞的S-N曲線方程如下：

lgNf＝78.519 2-24.672 8lgS （4）

其Basquin方程式為：

由圖3可以看出，鈦合金經(jīng)過表面激光沖擊強(qiáng)化處理后其超高周疲勞性能有較大的提高，而且在高循環(huán)低載荷下提高較為明顯。

2.2 疲勞斷口形貌

由圖4可以看出，激光沖擊強(qiáng)化前鈦合金的表面和次表面均出現(xiàn)了裂紋源，與文獻(xiàn)［6］結(jié)果一致。裂紋源一般出現(xiàn)在高應(yīng)力區(qū)，而高應(yīng)力區(qū)通常在材料表面附近，即表面或次表面。理論上，最大應(yīng)力出現(xiàn)在材料表面，但在實(shí)際彎曲疲勞試驗(yàn)中由于次表面的應(yīng)力無法釋放，使得次表面某些位置的應(yīng)力大于表面的，因此裂紋源也常出現(xiàn)在次表面。

由圖5可以看到，激光沖擊強(qiáng)化后疲勞裂紋都在鈦合金的次表面上萌生。由于鈦合金表面經(jīng)強(qiáng)化處理后具有較大殘余壓應(yīng)力以及晶粒細(xì)化產(chǎn)生的大量位錯(cuò)，故裂紋更加傾向于在應(yīng)力較大的次表面萌生。裂紋從次表面缺陷處產(chǎn)生，以近圓形方式擴(kuò)展［7］。

圖4 激光沖擊強(qiáng)化處理前鈦合金疲勞斷口表面和次表面裂紋源的SEM形貌Fig.4 SEM morphology of crack source in the surface and subsurface of Ti alloy before laser shock processing：（a）at low magnification and（b）at high magnification

圖5 激光沖擊強(qiáng)化處理后鈦合金疲勞斷口次表面裂紋源的SEM形貌Fig.5 SEM morphology of the crack source in the subsurface of Ti alloy after laser shock processing：（a）at low magnification and（b）at high magnification

激光沖擊強(qiáng)化細(xì)化了鈦合金表面的晶粒，阻止了疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展。細(xì)化晶粒相當(dāng)于減小了平均滑移距離，減小了在晶界上位錯(cuò)引起的應(yīng)力集中。此外，激光沖擊強(qiáng)化處理時(shí)鈦合金表面的塑性變形增加了間隙、層錯(cuò)等結(jié)構(gòu)缺陷，從而阻礙位錯(cuò)的進(jìn)一步運(yùn)動(dòng)，引起加工硬化。但是隨著深度的增加，對(duì)硬度的影響逐漸減弱，硬度逐漸減小至基體硬度。

從圖6可以看出，激光沖擊強(qiáng)化后試樣表面產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力，這些殘余壓應(yīng)力既可以阻止疲勞裂紋萌生，又通過增加裂紋的閉合效應(yīng)來減小疲勞裂紋的擴(kuò)展速率。通過掃描電鏡觀察可知（圖略），強(qiáng)化前試樣組織顏色較淺，強(qiáng)化后在試樣內(nèi)能看到一定深度的顏色加深帶，這是激光沖擊強(qiáng)化處理對(duì)試樣的影響。殘余應(yīng)力形成的機(jī)理是材料表面發(fā)生塑性變形，在平行于表面的平面內(nèi)產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，如圖7（a）所示。激光誘導(dǎo)沖擊波消失后，受激光沖擊區(qū)域的體積發(fā)生塑性應(yīng)變，塑性應(yīng)變受周圍金屬材料的限制，在平行于沖擊表面的平面里產(chǎn)生壓應(yīng)力場(chǎng)，如圖7（b）所示。

圖6 激光沖擊強(qiáng)化后沿鈦合金深度方向上的殘余應(yīng)力分布Fig.6 Residual stress distribution along the depth direction in Ti alloy after laser shock processing

圖7 激光沖擊強(qiáng)化后鈦合金表面殘余壓應(yīng)力形成機(jī)理Fig.7 Mechanism of residual stress forming in the surface of Ti alloy after laser shock processing： （a）shock wave generated and（b）shock wave disappeared

表面存在的殘余壓應(yīng)力，將極大抵消工作應(yīng)力引起的拉應(yīng)力集中，阻止裂紋在試樣表面萌生。這是由于，當(dāng)試樣承受彎曲變形時(shí)，工作應(yīng)力從試樣內(nèi)部向試樣表面逐漸增大，當(dāng)表面應(yīng)力超過裂紋萌生需要的門檻值ΔK時(shí)，裂紋便從表面萌生并擴(kuò)展，直至試樣破壞。而經(jīng)過激光沖擊強(qiáng)化處理的試樣，其表面形成殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，可以抵消因變形形成的拉應(yīng)力，試樣實(shí)際承受的載荷為兩種應(yīng)力的差值，從而改善了其超高周疲勞性能。

由于激光沖擊強(qiáng)化使試樣表面產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力，試樣表面可承受的載荷大大提高，裂紋萌生所需要的載荷也提高，從而提高了試樣的疲勞強(qiáng)度。此外，表面殘余壓應(yīng)力場(chǎng)也將阻礙疲勞裂紋的擴(kuò)展。

3 結(jié) 論

（1）對(duì)TC17鈦合金進(jìn)行激光沖擊強(qiáng)化處理能夠有效地提高其高周彎曲疲勞性能，使其超高周疲勞壽命提高了一倍；強(qiáng)化在表面造成的殘余壓應(yīng)力減小了材料表面載荷的平均應(yīng)力。

（2）經(jīng)過表面激光沖擊強(qiáng)化處理后試樣的超高周疲勞裂紋在次表面萌生，而不是在試樣表面。

（3）激光沖擊強(qiáng)化使得試樣表面產(chǎn)生的殘余應(yīng)力阻止了裂紋在試樣表面萌生。

［1］李全通，劉青川，申景生，等.TC17鈦合金超高周彎曲振動(dòng)疲勞試驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27（3）：617-622.

［2］通旭東，李全通，史永芳，等.表面帶不同輕微損傷的鈦合金的超高周疲勞性能［J］.機(jī)械工程材料，2013，37（9）：9-12.

［3］劉文才，董杰，翟春泉，等.噴丸對(duì)高強(qiáng)度變形鎂合金ZK60-T5高周疲勞性能的影響［J］.鄭州大學(xué)學(xué)報(bào)，2009，30（1）：1-5.

［4］薛紅前.超聲振動(dòng)載荷下材料的超高周疲勞性能研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2006.

［5］SHANYAVSKIY A，ARTAMONOV M.Fatigue cracking in high-cycle-fatigue and very-high-cycle-fatigue areas of peened and unpeened Al-based alloys because of fretting damages［J］.Engineering Fracture Mechanics，2008，75（3／4）：682-693.

［6］FENG Lu-lu，LI Quan-tong.Research on the model of ultrahigh cycle fatigue destruction due to curving vibration after the surface hardening［C］／／The 6th International Conference on Very High Cycle Fatigue.Chengdu：［s.n.］，2014：82-84.

［7］李全通，通旭東，高星偉，等.基于試片超高周疲勞試驗(yàn)的葉片高周疲勞壽命估算方法［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2014，29（10）：2471-2475.