制孔工艺对激光强化前后小孔疲劳寿命的影响

姜银方，潘 禹，李 娟，甘学东，赵 勇，万全红

(1.江苏大学机械工程学院，江苏镇江 212013;2.成都飞机设计研究所，四川成都 610041)

航空制造业中，铝合金是常用的金属材料。随着航空技术的发展，人们对航空领域的整机及零部件使用寿命和安全性能要求越来越高。小孔是航空部件中常见的局部应力集中位置，机器运作时，在交变载荷作用下，小孔容易产生裂纹而导致疲劳失效，这大幅降低了机器的使用寿命和安全性能［1］。为了改善小孔的疲劳性能，需要对小孔表面进行强化处理。激光冲击强化技术是利用强激光束产生的离子冲击波，提高金属材料的抗疲劳能力的一种高新技术。与传统的强化工艺相比，激光冲击强化技术具有非接触、无热影响区、可控性强、强化效果显著等优点［2－3］。近年来，国内关于激光冲击强化小孔表面质量的研究较多，且具有较好的应用前景。裴旭明［4］等人研究了制孔工艺对7075铝合金孔表面完整性的影响，以及制孔工艺对紧固孔表面形貌和组织的影响。刘军［5］等人研究了孔口划痕对紧固孔疲劳寿命的影响。张东初［6］等人研究了加工工艺对表面粗糙度及疲劳寿命的影响。然而，现阶段的研究仅停留在制孔工艺单方面对小孔表面质量的影响上，并没有综合激光冲击强化效果进行疲劳分析。

1 双联试样试验条件

1.1 试样材料与强化工艺

试验使用的双联试样材料为铝合金7050－T7451，该材料具有较高的抗拉强度和疲劳强度。此外，其也具有良好的切削加工性能，该材料的机械性能如表1所示，双联试样的详细尺寸如图1所示。

表1 铝合金7050－T7451机械性能

图1 试件详细尺寸图

1.2 试验条件与方法

试验一共分为3步:激光强化、开孔和拉伸疲劳试验。试验中，选用两根双联试样，试样厚度为4 mm，将试样进行编号，分别为1号试样和2号试样。

激光冲击强化实验选用钕玻璃脉冲激光器，试验时激光束波长为1 064 nm，脉宽为20 ns，重复频率为5 Hz。激光功率密度为 4.2 GW/cm2，光斑直径为3 mm，搭接率50%，光斑分布及冲击路线如图2所示。试验时，吸收层采用厚度为0.12 mm的聚氯乙烯黑胶带，约束层选用流动水，厚度为1～2 mm。试验中选用了两根双联试样，试样的冲击区域如图1所示。

激光强化试验后，需要对试样开孔，加工的小孔直径为2.6 mm，开孔位置如图1所示。两种不同的孔加工工艺详细参数如表2所示。制孔工艺分别编为1号和2号，所加工的试样对应试样自身编号，即1号制孔工艺加工1号试样，2号制孔工艺加工2号试样。

图2 激光冲击强化光斑分布及路线图

开孔后对双联试样进行拉伸试验，拉伸试验选用的疲劳试验机型号为Zwick Roell/Amsler 100HFP 5100。试验时最大拉应力为195 MPa，应力比为0.1，试验过程中的载荷加载频率维持在70～90 Hz之间。

拉伸试验后，记录小孔的疲劳寿命并进一步观察断口的疲劳源位置，利用光学显微镜(Olympus BX51)观察孔壁的表面质量，并测量孔壁粗糙度，粗糙度测量仪的型号为日本东京精密Surfcom 130A。

表2 激光处理前后试样疲劳寿命

2 试验结果与分析

在上述疲劳试验条件下对试样进行拉伸试验，试验结果如表3所示。由表可看出:1号试样强化端循环载荷次数为77 278次，疲劳增益39%;2号试样强化端循环载荷次数为151 702次，疲劳增益176.07%。由结果可发现，采用这两种制孔工艺，未冲击端的寿命较为相近，属于正常的波动范畴;而针对强化端，2号制孔工艺加工的小孔疲劳寿命明显高于1号工艺加工的小孔。

表3 激光处理前后试样疲劳寿命

图3(a)～图3(d)分别为1号、2号试样的未冲击端与冲击端断口形貌。由图可看出，两个试样未冲击端的疲劳源群位置都位于孔角处，而冲击端的疲劳源群位置均位于孔壁的中间区域。对于未强化端，由于试件截面积的急剧变化，导致孔角处产生局部高应力，小孔表面未经激光强化，孔角处即为最薄弱的位置。在循环交变载荷的作用下，疲劳裂纹往往从试样的最薄弱位置开始萌生，从而促使试样未冲击端的孔角位置成为疲劳裂纹的源头［7－8］。虽然不同的制孔工艺从孔壁划痕、粗糙度等方面影响了孔壁的质量，但孔角的应力集中是小孔件疲劳失效的最主要因素，因此试验中相同材料的两根试样未冲击端小孔寿命非常接近。然而，经过激光冲击处理后，小孔最薄弱的区域由孔角移到了孔壁中间区域，这一点可以通过仿真验证。

利用Abaqus软件进行有限元模拟，仿真模拟参数与实际强化试验对应，模型的几何尺寸为28 mm×14 mm×4 mm，激光冲击为双面冲击，先冲完A面再冲击B面，孔壁路径的残余应力分布如图4所示。激光冲击强化后，试样表面产生最大残余压应力，为了达到应力平衡，在试样内部将会产生残余拉应力，孔壁的中间区域成为小孔的最薄弱部位。上面观察断口的裂纹源时，冲击端的裂纹源位置在孔壁中间位置，这与仿真结果一致。此时，在相同的强化参数下，孔壁中间区域的质量差异决定了小孔疲劳寿命。

图3 试样断口疲劳源位置

图4 孔壁路径的残余应力分布

将两个试样冲击端的断口放在光学显微镜下进行观察，将显微镜调到试样的中间区域进行观察，试样的微观形貌如图4所示，2号试样的孔壁表面更光滑，刀痕较少;而1号试样的孔壁刀痕较多。密集的刀痕导致小孔疲劳裂纹源增加，使得小孔的疲劳抗力降低，疲劳寿命也随之缩短。

图5 试样中间区域孔壁微观形貌

表面粗糙度是表面的微观几何误差，是在切削过程中产生的微观不平度，表面粗糙度越小，试件的表面旧越光滑。粗糙度的评价参数常用Ra(轮廓算术平均值)和Ry(轮廓最大高度)表示。采用粗糙度测量仪对两个试样断口的冲击端孔壁进行测量，其测量结果如表4所示。

表4 强化端断口孔壁粗糙度

由表中数据可看出，相比之下，2号试样的粗糙度值Ra和Ry均较低，小孔孔壁表面更加光滑。据断裂力学原理，小孔表面粗糙度值越大，切口效应就越大，即应力集中系数越大，故疲劳性能越差［9］，这与之前的拉伸实验结果相符:1号试样强化端小孔的疲劳寿命为77 278次，2号试样强化端小孔的疲劳寿命较高，为151 702次。

3 结束语

使用不同的制孔工艺生产的小孔质量差异较大，小孔质量和其的疲劳性能关系密切。通过以上试验和数据分析发现:激光冲击强化前后，小孔的质量对其自身疲劳寿命的影响是不同的，未经过激光强化的试样，不同的制孔工艺对小孔疲劳寿命并没有明显影响，而经激光强化处理后的试样，不同的制孔工艺对小孔疲劳寿命影响较为明显，多步制孔生产的小孔质量较高，疲劳增益更大。

［1］ 徐红炉，刘军，章刚，等．制孔工艺对紧固孔疲劳性能的影响［J］．飞机设计，2008，28(3):25 －30．

［2］ 张宏，唐亚新，余承业．激光冲击处理对紧固孔疲劳寿命的影响［J］．中国激光，1996，23(12):1112 －1116．

［3］ Ren X D，Zhang Y K，Yongzhuo H F．Effect of laser shock processing on the fatigue crack initiation and propagation of 7050 － T7451 aluminum alloy ［J］．Journal of Material，2011，52(8):2899 －2903．

［4］ 裴旭明，陈五一，任炳义，等．制孔工艺对7050铝合金表面完整性的影响［J］．北京航空航天大学学报，2002，28(3):319－322．

［5］ 刘军，岳珠峰，刘永寿．孔口划痕对紧固孔疲劳寿命的影响［J］．材料科学与工程学报，2007，25(1):67 －70．

［6］ 张东初，裴旭明．加工工艺对表面粗糙度及疲劳寿命的影响［J］．中国机械工程，2003，14(16):1374 －1378．

［7］ Toparli M，Ozel A，Aksoy T．Effect of the residual stresses on the fatigue crack growth behavior at fastener holes［J］．Journal of Material，1997，22(5):196 －203．

［8］ Goran Ivetic，Ivan Meneghina，Enrico Troiani．Fatigue in laser shock peened open hole thin aluminum specimens［J］．Journal of Material，2012，53(4):573 －579．

［9］ 刘军，刘勇俊，刘永寿，等．开孔试件的表面粗糙度对疲劳寿命影响的定量分析［J］．中国机械工程，2008，19(3):327－329．