劉 亮，聶祥樊，胡仁高，古遠興，何衛(wèi)鋒

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪院，成都 610500；2.空軍工程大學(xué)等離子體動力學(xué)重點實驗室，西安 710038)

1 引言

航空發(fā)動機葉片振動故障約占發(fā)動機結(jié)構(gòu)故障的三分之一[1]，發(fā)動機葉片振動問題一直受到業(yè)界的高度重視。TC17 鈦合金具有高強度、高韌性和高淬透性，且強度和韌性配合良好，已廣泛用于制造發(fā)動機的壓氣機盤、葉片和軸套等[2],為此，研究如何提高TC17 鈦合金葉片的抗疲勞性能具有很大的工程價值。

激光沖擊強化技術(shù)是高能束表面處理技術(shù)的一種，能使金屬材料表層微觀組織發(fā)生變化，在較深的厚度上形成殘留壓應(yīng)力，從而顯著提高材料的抗疲勞、耐磨損和防應(yīng)力腐蝕等性能[3-7]。在美國激光沖擊強化技術(shù)已實現(xiàn)工業(yè)應(yīng)用，尤其是通用電氣公司(GE)、普惠、金屬改性公司(MIC)和激光沖擊強化技術(shù)公司(LSPT)等在發(fā)動機高周疲勞研究計劃和第四代戰(zhàn)機研制計劃背景下，針對發(fā)動機葉片的高周疲勞和外物損傷，成功地在F110、F404 和F119 等發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機葉片和整體葉盤等構(gòu)件上實現(xiàn)了應(yīng)用，解決了其關(guān)鍵部件的抗疲勞問題。國內(nèi)對該技術(shù)的研究主要以材料試驗為主，其中北京航空制造工藝研究所、江蘇大學(xué)、空軍工程大學(xué)等采用不銹鋼、合金鋼及鋁合金等進行了一定的試驗研究[8-11]，但對TC17 鈦合金激光沖擊強化工藝研究較少。薛丁元等[12]研究了激光沖擊強化對TC17 鈦合金試件在拉伸載荷作用下的高周疲勞性能的影響，聶祥樊等[13]研究了激光沖擊強化對TC17 鈦合金微觀組織和力學(xué)性能的影響，但這些研究均未反映發(fā)動機真實葉片構(gòu)件的損傷模式。

通常，發(fā)動機葉片最危險的失效模式是彎曲振動，此時葉片根部倒圓區(qū)域的振動應(yīng)力最大，葉片斷裂后破壞性最強。為此，本文設(shè)計了帶根部倒圓的TC17 鈦合金模擬葉片，通過對比試驗研究了激光沖擊強化對該葉片彎曲疲勞極限的影響，進而分析討論了激光沖擊強化對提高TC17 鈦合金葉片疲勞極限的強化機制。

2 試樣制備及試驗方法

2.1 試樣制備

選用合格的TC17 鈦合金進行模擬葉片制備，其化學(xué)成分見表1。合金密度4.64×103kg/m3，屈服強度1 030 MPa，拉伸強度1 120 MPa，彈性模量11.5 GPa，熱處理制度為雙重處理(800±10℃，4 h，水冷+630±10℃，8 h，空冷)。圖1給出了模擬葉片尺寸。圖2為葉片一階彎曲相對振動應(yīng)力分析結(jié)果，可見葉片根部倒圓區(qū)域振動應(yīng)力最大。根據(jù)相對振動應(yīng)力分布，確定了葉片激光沖擊強化區(qū)域(圖1)。

表1 TC17 鈦合金的化學(xué)成分[2] (質(zhì)量分數(shù)/%)Table 1 Chemical compositions of TC17 titanium alloy

2.2 激光沖擊強化

圖1 TC17 模擬葉片及強化區(qū)域Fig.1 Simulated specimens and LSP area of TC17 alloy

圖2 葉片一階彎曲相對振動應(yīng)力分布Fig.2 Relative vibration stress distribution of first order bending vibration

激光沖擊參數(shù)主要有波長λ、脈寬τ、能量E、光斑直徑D、沖擊次數(shù)等。對于一個光斑，激光沖擊參數(shù)可合成為一個綜合性參數(shù)，即激光功率密度I0，其直接影響材料沖擊強化效果，計算公式為：

式中：S為光斑直徑確定的光斑面積。

計算表明，TC17 鈦合金在激光功率密度超過1.6 GW/cm2時就會發(fā)生塑性變形，在表層產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力[14]，并在功率密度4.0 GW/cm2時殘余壓應(yīng)力場數(shù)值最大、影響層最深[15]。但對于薄壁件的葉片，由于葉片兩面沖擊波的反射與耦合，會抵消葉片表層塑性變形，降低殘余應(yīng)力[12]。圖3 給出了葉片在功率密度4.0 GW/cm2作用下的沖擊變形，可見葉片邊緣累積了很大的宏觀塑性變形。由此判斷，TC17鈦合金薄壁平板葉片不適合采用高功率密度的激光沖擊參數(shù)進行處理。

圖3 功率密度4.0 GW/cm2作用下葉片沖擊塑性變形Fig.3 Distribution of plastic deformation at power density of 4.0 GW/cm2

根據(jù)圖2 所示的應(yīng)力分布將葉片強化區(qū)域分為4 個沖擊區(qū)，見圖4。高應(yīng)力區(qū)(1 區(qū))使用稍高能量沖擊強化，具體參數(shù)為波長1 064 nm、能量3 J、脈寬20 ns、光斑直徑3.0 mm、功率密度2.2 GW/cm2；葉片邊緣及低應(yīng)力區(qū)(2～4 區(qū))則使用低能量沖擊強化，具體參數(shù)為波長1 064 nm、能量2 J、脈寬20 ns、光斑直徑3.0 mm、功率密度1.5 GW/cm2。沖擊順序為1區(qū)→2 區(qū)→3 區(qū)→4 區(qū)(各區(qū)沖擊路徑沿箭頭所示方向)，采用雙面沖擊強化。這種沖擊方式可避免在葉片邊緣棱線部位形成過大的宏觀塑性變形。

圖4 試件激光沖擊強化區(qū)域示意圖Fig.4 Sketch of LSP area on specimens

2.3 振動疲勞試驗

將葉片分為強化和未強化兩組，在根部夾持固定狀態(tài)下利用升降法進行一階彎曲振動疲勞試驗，測量其一階彎曲振動頻率和循環(huán)數(shù)為107的疲勞極限。試驗應(yīng)力水平不少于4 級，試驗設(shè)備采用SAI60-H560BAC/2-ST 電磁振動系統(tǒng)。

3 試驗結(jié)果

3.1 疲勞試驗結(jié)果

試驗測試未強化和強化葉片的平均振動頻率分別335 Hz、334 Hz，而理論計算模擬葉片的一階彎曲疲勞振動頻率為338 Hz，可見激光沖擊強化對葉片的振動頻率無影響。圖5 為未強化和強化葉片的疲勞試驗升降圖。圖中，“○”表示葉片經(jīng)107次循環(huán)后未破壞，“×”表示葉片未達107次循環(huán)破壞。根據(jù)升降法疲勞試驗數(shù)據(jù)分析測點配對原則，對各組葉片進行數(shù)據(jù)配對，結(jié)果見表2。利用式(2)計算未強化和強化葉片的疲勞極限，得到未強化和強化葉片的疲勞極限分別為412 MPa、443 MPa，激光沖擊強化使葉片的疲勞極限提高了約8%。

圖5 葉片試件疲勞升降圖Fig.5 Fatigue up-down chart of blade specimens

表2 激光沖擊強化前后葉片的疲勞極限Table 2 Fatigue limit of TC17 titanium alloy blades before and after LSP

3.2 疲勞斷口分析

將產(chǎn)生裂紋的激光沖擊強化葉片繼續(xù)在振動臺上激振直到其斷裂。利用掃描電鏡對疲勞斷口(圖6、圖7)進行分析，發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋主要在葉片根部的中間區(qū)域萌生，然后呈扇形向內(nèi)部、四周擴散；裂紋擴展區(qū)域內(nèi)形成了比較密集有序的疲勞裂紋脊，并在解理面上形成了較密的疲勞條紋。這說明殘余壓應(yīng)力層有效延緩了疲勞裂紋的萌生，降低了疲勞裂紋擴展速率，提高了葉片的抗疲勞能力。

圖6 葉片試件激光沖擊斷口形貌Fig.6 Fracture morphology of specimen after LSP

圖7 葉片試件疲勞裂紋源區(qū)局部放大圖Fig.7 Local amplification figure of fatigue crack initiation zone

4 結(jié)果分析

4.1 激光沖擊強化對葉片顯微組織的影響

TC17 鈦合金由α相和β相組成，其中α相居多，且多以板條狀和針狀分布于β相上。圖8 給出了合金沖擊強化前后的金相顯微組織。可見，激光沖擊強化后葉片金相組織無顯著變化，但表層晶粒組織明顯細化。由疲勞理論可知，材料循環(huán)損傷的物理機理是導(dǎo)致材料變形的位錯環(huán)的固化，激光沖擊強化形成的細化晶?？梢蕴岣卟牧系乃苄曰菩巫兛沽?，抑制固化位錯環(huán)的形成。在裂紋萌生階段，裂紋驅(qū)動力可由更多細小的晶粒所承受，晶內(nèi)和晶界的應(yīng)變梯度小，應(yīng)力集中較小，材料受力均勻，不易萌生裂紋[16-17]。因此，激光沖擊強化形成的細化晶粒可有效提高TC17 鈦合金的抗疲勞能力。

圖8 試樣金相顯微組織照片(400×)Fig.8 TEM photographs of the titanium alloy samples

4.2 激光沖擊強化對葉片殘余應(yīng)力的影響

將金相試樣重新電解拋光、腐蝕后進行掃描電鏡觀察(圖9)?？梢姡?jīng)激光沖擊強化處理的試樣表層有一明顯的劇烈塑性變形區(qū)，深度約50 μm。由于該塑性區(qū)材料的反作用，在沖擊區(qū)產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力[18]。利用未進行疲勞試驗的強化試樣，使用愛斯特公司X-350A 型X 射線應(yīng)力測定儀測量各強化區(qū)中心位置的殘余應(yīng)力，結(jié)果見圖10。可見，葉片表面產(chǎn)生了不小于466.3 MPa的殘余壓應(yīng)力。

圖9 試樣截面掃描電鏡圖Fig.9 SEM morphology of the titanium alloy sample cross-section

圖10 試樣各強化區(qū)殘余應(yīng)力分布Fig.10 Residual stress distribution of the titanium alloy samples

根據(jù)Goodman 曲線圖，表面殘余應(yīng)力引入會改變?nèi)~片的抗疲勞強度，見圖11。圖中，σm表示葉片穩(wěn)態(tài)工作應(yīng)力，σa表示對應(yīng)σm作用下葉片的疲勞強度；σ-1、σb分別為葉片的材料疲勞極限和強度極限。表面殘余應(yīng)力σm2的引入相當于在葉片某一穩(wěn)態(tài)工作應(yīng)力σm1的基礎(chǔ)上疊加(殘余拉應(yīng)力)或減去(殘余壓應(yīng)力)一定值，使得葉片的疲勞強度σa1改變(對于殘余拉應(yīng)力，σa3＜σa1；對于殘余壓應(yīng)力，σa2＞σa1)。因此，激光沖擊強化形成的殘余壓應(yīng)力可提高葉片的疲勞強度，延緩疲勞裂紋萌生。參考文獻[19]的研究還表明：激光強化沖擊引入的殘余壓應(yīng)力還能使裂紋的尖端應(yīng)力強度因子幅值下降，從而降低裂紋擴展速率，提高裂紋擴展壽命，在疲勞斷口上呈現(xiàn)更為密集的疲勞擴展條紋。

圖11 Goodman 應(yīng)力與金屬疲勞強度關(guān)系Fig.11 Goodman stress and fatigue limit diagram

5 結(jié)論

(1)激光沖擊強化對TC17 鈦合金模擬葉片的一階彎曲頻率無影響，但葉片根部倒圓大應(yīng)力區(qū)得到強化，葉片彎曲疲勞極限提髙了約8%；疲勞斷口裂紋擴展區(qū)域內(nèi)形成了密集有序的疲勞裂紋脊，并在解理面上形成了較密的疲勞擴展條紋。

(2)激光沖擊強化后，TC17 鈦合金試樣金相組織無顯著變化，但表層區(qū)域產(chǎn)生了明顯的晶粒組織細化現(xiàn)象，提髙了合金的抗疲勞能力。

(3)激光沖擊強化后，TC17 鈦合金試樣在距沖擊表面約50 μm 深度范圍內(nèi)形成了劇烈塑性變形層，表面產(chǎn)生了不小于466 MPa 的殘余壓應(yīng)力，提髙了合金的抗疲勞能力。