張科夫 吳學(xué)崗 滕江 龍貽鑫

摘要：為解決某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣殼體焊縫熱影響區(qū)裂紋故障，采用激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)對(duì)機(jī)匣殼體焊縫部位及熱影響區(qū)進(jìn)行處理，以提高材料疲勞強(qiáng)度。以焊縫殘余應(yīng)力場(chǎng)和激光沖擊殘余應(yīng)力場(chǎng)耦合規(guī)律分析為基礎(chǔ)，優(yōu)化功率密度、強(qiáng)化次數(shù)和沖擊路徑等強(qiáng)化參數(shù)，研究強(qiáng)化后的微觀組織特征和力學(xué)性能，試驗(yàn)表明殼體熱影響區(qū)材料的抗疲勞性能得到顯著提高。采用該工藝修復(fù)的風(fēng)扇機(jī)匣隨航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行600h長(zhǎng)期試車考核，通過了項(xiàng)目鑒定。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī)；風(fēng)扇機(jī)匣；裂紋；熱影響區(qū)；激光沖擊強(qiáng)化；殘余應(yīng)力；疲勞

Keywords： aero-engine；fan casing；crack；heat affected zone；laser shock peening；residual stress；fatigue

0 引言

高推重比先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)向輕量化和整體化發(fā)展，風(fēng)扇機(jī)匣普遍采用鈦合金薄壁焊接結(jié)構(gòu)（見圖1）。由于焊接過程存在熱影響，薄壁殼體焊縫區(qū)和熱影響區(qū)組織和應(yīng)力不匹配[1，2]，存在疲勞薄弱環(huán)節(jié)[3]，且航空發(fā)動(dòng)機(jī)服役環(huán)境惡劣，極易在氣流、機(jī)械激勵(lì)和聲波激勵(lì)等耦合作用下發(fā)生高頻疲勞裂紋、斷裂[4，5]故障（見圖2），已成為我國航空發(fā)動(dòng)機(jī)“軟骨病”的主要表現(xiàn)之一[6]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件的疲勞裂紋、斷裂故障會(huì)給飛行安全帶來嚴(yán)重的隱患[7]。據(jù)統(tǒng)計(jì)，某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)多批次風(fēng)扇機(jī)匣殼體焊縫在使用過程中發(fā)生多起疲勞裂紋故障[8]，需要采用新的處理方法提高薄壁殼體焊縫熱影響區(qū)疲勞性能，解決殼體裂紋故障。

激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)是提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件振動(dòng)疲勞性能的重要手段[9]。該技術(shù)的基本原理是利用短脈寬（ns量級(jí)）、高功率（>1GW/cm2）激光誘導(dǎo)等離子體高壓沖擊波（>1GPa）產(chǎn)生力學(xué)效應(yīng)，引起金屬材料超高應(yīng)變率（>106/s）塑性變形，形成梯度殘余壓應(yīng)力和梯度微觀組織變化，從而提高材料疲勞性能 [10-12]。美國將其應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、機(jī)匣等部件的強(qiáng)化[13，14]，列為第四代戰(zhàn)機(jī)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的76項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)之一（見圖3）[15]。

1 風(fēng)扇機(jī)匣殼體裂紋氬弧焊補(bǔ)焊修復(fù)后殘余應(yīng)力場(chǎng)分布

氬弧焊工藝焊接過程中產(chǎn)生大量的熱量，使得焊縫區(qū)材料融化后重凝，熱影響區(qū)存在明顯的受熱范圍，并使焊縫背面產(chǎn)生一定的凸起。焊接過程中的熱影響導(dǎo)致材料表面及深度方向引入高額的殘余拉應(yīng)力，因此必須測(cè)量焊接后風(fēng)扇機(jī)匣殼體殘余拉應(yīng)力分布。根據(jù)焊接結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，工藝機(jī)匣表面從焊縫中心（0位置處）向一邊每隔1mm定義一個(gè)點(diǎn)。在樣件深度方向逐層電解拋光后進(jìn)行測(cè)量，直到殘余拉應(yīng)力基本不變（見圖4、圖5）。

圖4為單面/雙面焊縫表面殘余應(yīng)力場(chǎng)分布，取焊縫中心為0位置處，0～2mm范圍內(nèi)為焊縫區(qū)，2～6mm為熱影響區(qū)，其他為基體區(qū)。從圖中可以看出，單面焊和雙面焊樣品均在焊縫外2～6mm范圍內(nèi)引入了殘余拉應(yīng)力，單面焊樣品焊縫區(qū)中心引入了109.09～152.71MPa的殘余壓應(yīng)力，隨著距離焊縫中心距離的增大，殘余壓應(yīng)力逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)闅堄嗬瓚?yīng)力，熱影響區(qū)引入了61.26～184.06MPa的殘余拉應(yīng)力；雙面焊樣品焊縫區(qū)引入了496.46～538.46MPa的殘余拉應(yīng)力，熱影響區(qū)引入了91.87～529.29MPa的殘余拉應(yīng)力。雙面焊引入的殘余拉應(yīng)力水平顯著高于單面焊。

采用電解拋光在焊縫處進(jìn)行剝層，測(cè)得如圖5所示的焊縫深度方向殘余應(yīng)力場(chǎng)分布。單/雙面焊均在焊縫深度方向引入了一定水平的殘余拉應(yīng)力。其中，單面焊樣品的殘余拉應(yīng)力值隨深度增加呈波動(dòng)分布，最大值265.88MPa，焊縫背面引入了153.47MPa的殘余壓應(yīng)力，雙面焊樣品的殘余拉應(yīng)力值隨深度的增加逐漸增大，850～1910μm深度范圍內(nèi)殘余拉應(yīng)力穩(wěn)定在760.84～814.91MPa范圍?？紤]到真實(shí)機(jī)匣部件采用單面焊工藝，因此本文制備焊縫寬度4mm的單面焊樣品開展后續(xù)試驗(yàn)。

2 激光沖擊次數(shù)對(duì)焊縫殘余應(yīng)力場(chǎng)的影響規(guī)律

經(jīng)過比較試驗(yàn)結(jié)果，5.26GW/cm2功率密度激光強(qiáng)化后殘余壓應(yīng)力值最大，且應(yīng)力場(chǎng)分布比較均勻。

為了比較沖擊次數(shù)對(duì)殘余應(yīng)力場(chǎng)的影響，通過X射線法測(cè)試焊縫樣件激光沖擊強(qiáng)化后的表面殘余應(yīng)力場(chǎng)分布，從焊縫中心向兩邊熱影響區(qū)及基體區(qū)延伸（表面焊縫區(qū)寬度4mm），間隔1mm布置一個(gè)測(cè)點(diǎn)。

由于焊縫部位存在焊接拉應(yīng)力，強(qiáng)化區(qū)域殘余應(yīng)力場(chǎng)分布會(huì)受到?jīng)_擊次數(shù)的顯著影響。

圖6為5.26GW/cm2激光功率密度下鈦合金焊縫強(qiáng)化1次和2次后的表面殘余應(yīng)力場(chǎng)分布?？梢钥闯?，與強(qiáng)化1次后焊縫表面殘余應(yīng)力分布相比，5.26GW/cm2功率密度強(qiáng)化2次后焊縫表面殘余應(yīng)力水平不升反降。強(qiáng)化2次后，隨著焊縫表面殘余壓應(yīng)力水平的降低，殘余應(yīng)力場(chǎng)的均勻性也降低。

重點(diǎn)分析焊縫區(qū)及熱影響區(qū)殘余應(yīng)力場(chǎng)。對(duì)比已有殘余應(yīng)力測(cè)試結(jié)果，得出氬弧焊焊縫應(yīng)采用5.26 GW/cm2功率密度激光強(qiáng)化1次的參數(shù)來強(qiáng)化。強(qiáng)化示意圖如圖7所示。

3 激光沖擊強(qiáng)化對(duì)風(fēng)扇機(jī)匣殼體焊縫硬度影響研究

采用HX-1000TM/LCD顯微硬度計(jì)對(duì)焊縫表面強(qiáng)化前后硬度分布進(jìn)行測(cè)量，選擇焊縫中心為0位置處，從焊縫中心向外間隔0.2mm測(cè)一個(gè)硬度點(diǎn)。圖8為強(qiáng)化前后鈦合金焊縫表面顯微硬度分布。從中可以看出，強(qiáng)化前試件焊縫區(qū)和熱影響區(qū)的顯微硬度值明顯高于基體區(qū)。對(duì)各區(qū)域顯微硬度求平均值，得到焊縫區(qū)平均硬度為401.1HV，熱影響區(qū)平均硬度為381.1HV，基體區(qū)平均硬度為370.5HV。顯微硬度水平的提升與焊接熱輸入造成的晶粒長(zhǎng)大現(xiàn)象有關(guān)。

激光沖擊強(qiáng)化處理后，焊縫區(qū)和熱影響區(qū)的硬度分別降低了2.07%和1.21%，基體區(qū)的硬度提高了4.56%。焊縫區(qū)、熱影響區(qū)和基體區(qū)的平均硬度分別為392.8HV、382.4HV和387.3HV。根據(jù)Hall-Petch關(guān)系，晶粒越細(xì)，晶界越阻礙滑移，材料的硬度和屈服強(qiáng)度越高。這可以解釋焊接試樣焊接區(qū)和熱影響區(qū)硬度增加的原因，但Hall-Petch關(guān)系有一定的適用范圍，經(jīng)過能量密度為5.26GW/cm2的激光強(qiáng)化后，焊接區(qū)和熱影響區(qū)的硬度反而有一定程度的降低。

在對(duì)激光沖擊焊縫樣件焊縫區(qū)和基體區(qū)進(jìn)行橫截面顯微硬度測(cè)試時(shí)，前200μm深度內(nèi)每隔50μm測(cè)一個(gè)點(diǎn)，待硬度值穩(wěn)定后以100μm為間隔測(cè)一個(gè)點(diǎn)。由圖9可知，深度方向硬度分布呈階梯狀變化，表面的顯微硬度值最大，隨著深度增加硬度逐漸減小，達(dá)到基體硬度時(shí)趨于穩(wěn)定。在靠近表面位置的一段深度范圍內(nèi)顯微硬度變化率很大，這一區(qū)域可以認(rèn)為是強(qiáng)化嚴(yán)重影響層，硬度穩(wěn)定時(shí)的深度為強(qiáng)化影響層深度。 5.26GW/cm2功率密度沖擊時(shí)，無論是焊縫還是基體區(qū)，影響層的深度都是400μm。激光沖擊強(qiáng)化產(chǎn)生的硬度在深度梯度方面大于未強(qiáng)化試件。

圖10是基體區(qū)強(qiáng)化前后的深度硬度分布。從中可知，強(qiáng)化前基體區(qū)硬度基本保持一致，在370HV左右，激光沖擊強(qiáng)化產(chǎn)生的硬度強(qiáng)化效果呈梯度遞減，下降速度先快后慢，影響深度不超過400μm。

激光沖擊強(qiáng)化過程中金屬晶粒細(xì)化是金屬表面層組織發(fā)生明顯塑性變形的結(jié)果，這種明顯塑性變形使表層組織內(nèi)產(chǎn)生高密度的位錯(cuò)、晶界、亞晶界等晶體缺陷，阻礙晶體中位錯(cuò)的滑移和增值，使金屬材料中不易發(fā)生塑性流動(dòng)，引起加工硬化。

4 風(fēng)扇機(jī)匣焊縫激光強(qiáng)化工藝及整機(jī)長(zhǎng)期試車考核

根據(jù)數(shù)值仿真和模擬樣件試驗(yàn)結(jié)果，制定風(fēng)扇機(jī)匣焊縫激光沖擊強(qiáng)化方案。風(fēng)扇機(jī)匣的激光沖擊強(qiáng)化在YS80-M50型激光沖擊強(qiáng)化設(shè)備上進(jìn)行，采用單路依次雙面沖擊的方式。按照風(fēng)扇機(jī)匣的激光沖擊強(qiáng)化區(qū)域、激光沖擊強(qiáng)化參數(shù)和激光沖擊強(qiáng)化方法，設(shè)置風(fēng)扇機(jī)匣的沖擊工藝路徑，存儲(chǔ)在數(shù)據(jù)庫中待生產(chǎn)加工時(shí)調(diào)用。機(jī)匣沖擊過程如圖11所示。

將機(jī)匣孔探孔按焊縫區(qū)域劃分為徑向、周向4個(gè)區(qū)域，分別對(duì)應(yīng)圖12中的左右上下4個(gè)區(qū)域，對(duì)這4個(gè)區(qū)域設(shè)定不同的沖擊參數(shù)，在產(chǎn)品上實(shí)施沖擊強(qiáng)化。

最后，根據(jù)工藝優(yōu)化結(jié)果，制定風(fēng)扇機(jī)匣激光沖擊強(qiáng)化工藝規(guī)范。

然后，裝機(jī)參加長(zhǎng)期試車考核驗(yàn)證。長(zhǎng)試后，對(duì)修理位置進(jìn)行著色探傷等相關(guān)檢查，沒有出現(xiàn)裂紋等故障，符合技術(shù)要求。風(fēng)扇機(jī)匣氬弧焊縫激光強(qiáng)化工藝修復(fù)的風(fēng)扇機(jī)匣通過了600h長(zhǎng)期試車考核。

5 結(jié)論

根據(jù)激光沖擊強(qiáng)化樣件試驗(yàn)結(jié)果，結(jié)合仿真計(jì)算分析，得到殘余應(yīng)力場(chǎng)和激光沖擊殘余應(yīng)力場(chǎng)耦合規(guī)律；優(yōu)化激光沖擊強(qiáng)度、次數(shù)和路徑，得到微觀組織特征和力學(xué)性能影響，主要結(jié)論如下：

1）風(fēng)扇機(jī)匣的振動(dòng)引起了機(jī)匣殼體周向局部的彎曲變形，該彎曲變形是導(dǎo)致機(jī)匣殼體表面孔探儀座焊縫區(qū)域開裂的主要原因；

2）殘余應(yīng)力場(chǎng)測(cè)試表明，采用優(yōu)化后參數(shù)激光沖擊強(qiáng)化工藝能夠有效優(yōu)化焊縫表面殘余應(yīng)力場(chǎng)的分布；采用5.26GW/cm2功率密度強(qiáng)化1次，可以得到最均勻的殘余應(yīng)力場(chǎng)；

3）硬度測(cè)試結(jié)果表明，激光沖擊強(qiáng)化后焊縫區(qū)和熱影響區(qū)硬度適當(dāng)減小，深度方向硬度分布增大且呈階梯狀變化，影響深度達(dá)400μm；

4）機(jī)匣焊縫600h的長(zhǎng)期試車考核證明激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)可以提高機(jī)匣抗疲勞性能。

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