激光冲击强化对TC17钛合金模拟叶片疲劳极限的影响

2019-09-14聂祥樊胡仁高古远兴何卫锋

燃气涡轮试验与研究 2019年4期

刘亮，聂祥樊，胡仁高，古远兴，何卫锋

(1.中国航发四川燃气涡轮院，成都 610500；2.空军工程大学等离子体动力学重点实验室，西安 710038)

1 引言

航空发动机叶片振动故障约占发动机结构故障的三分之一[1]，发动机叶片振动问题一直受到业界的高度重视。TC17 钛合金具有高强度、高韧性和高淬透性，且强度和韧性配合良好，已广泛用于制造发动机的压气机盘、叶片和轴套等[2],为此，研究如何提高TC17 钛合金叶片的抗疲劳性能具有很大的工程价值。

激光冲击强化技术是高能束表面处理技术的一种，能使金属材料表层微观组织发生变化，在较深的厚度上形成残留压应力，从而显著提高材料的抗疲劳、耐磨损和防应力腐蚀等性能[3-7]。在美国激光冲击强化技术已实现工业应用，尤其是通用电气公司(GE)、普惠、金属改性公司(MIC)和激光冲击强化技术公司(LSPT)等在发动机高周疲劳研究计划和第四代战机研制计划背景下，针对发动机叶片的高周疲劳和外物损伤，成功地在F110、F404 和F119 等发动机风扇/压气机叶片和整体叶盘等构件上实现了应用，解决了其关键部件的抗疲劳问题。国内对该技术的研究主要以材料试验为主，其中北京航空制造工艺研究所、江苏大学、空军工程大学等采用不锈钢、合金钢及铝合金等进行了一定的试验研究[8-11]，但对TC17 钛合金激光冲击强化工艺研究较少。薛丁元等[12]研究了激光冲击强化对TC17 钛合金试件在拉伸载荷作用下的高周疲劳性能的影响，聂祥樊等[13]研究了激光冲击强化对TC17 钛合金微观组织和力学性能的影响，但这些研究均未反映发动机真实叶片构件的损伤模式。

通常，发动机叶片最危险的失效模式是弯曲振动，此时叶片根部倒圆区域的振动应力最大，叶片断裂后破坏性最强。为此，本文设计了带根部倒圆的TC17 钛合金模拟叶片，通过对比试验研究了激光冲击强化对该叶片弯曲疲劳极限的影响，进而分析讨论了激光冲击强化对提高TC17 钛合金叶片疲劳极限的强化机制。

2 试样制备及试验方法

2.1 试样制备

选用合格的TC17 钛合金进行模拟叶片制备，其化学成分见表1。合金密度4.64×103kg/m3，屈服强度1 030 MPa，拉伸强度1 120 MPa，弹性模量11.5 GPa，热处理制度为双重处理(800±10℃，4 h，水冷+630±10℃，8 h，空冷)。图1给出了模拟叶片尺寸。图2为叶片一阶弯曲相对振动应力分析结果，可见叶片根部倒圆区域振动应力最大。根据相对振动应力分布，确定了叶片激光冲击强化区域(图1)。

表1 TC17 钛合金的化学成分[2] (质量分数/%)Table 1 Chemical compositions of TC17 titanium alloy

2.2 激光冲击强化

图1 TC17 模拟叶片及强化区域Fig.1 Simulated specimens and LSP area of TC17 alloy

图2 叶片一阶弯曲相对振动应力分布Fig.2 Relative vibration stress distribution of first order bending vibration

激光冲击参数主要有波长λ、脉宽τ、能量E、光斑直径D、冲击次数等。对于一个光斑，激光冲击参数可合成为一个综合性参数，即激光功率密度I0，其直接影响材料冲击强化效果，计算公式为：

式中：S为光斑直径确定的光斑面积。

计算表明，TC17 钛合金在激光功率密度超过1.6 GW/cm2时就会发生塑性变形，在表层产生残余压应力[14]，并在功率密度4.0 GW/cm2时残余压应力场数值最大、影响层最深[15]。但对于薄壁件的叶片，由于叶片两面冲击波的反射与耦合，会抵消叶片表层塑性变形，降低残余应力[12]。图3 给出了叶片在功率密度4.0 GW/cm2作用下的冲击变形，可见叶片边缘累积了很大的宏观塑性变形。由此判断，TC17钛合金薄壁平板叶片不适合采用高功率密度的激光冲击参数进行处理。

图3 功率密度4.0 GW/cm2作用下叶片冲击塑性变形Fig.3 Distribution of plastic deformation at power density of 4.0 GW/cm2

根据图2 所示的应力分布将叶片强化区域分为4 个冲击区，见图4。高应力区(1 区)使用稍高能量冲击强化，具体参数为波长1 064 nm、能量3 J、脉宽20 ns、光斑直径3.0 mm、功率密度2.2 GW/cm2；叶片边缘及低应力区(2～4 区)则使用低能量冲击强化，具体参数为波长1 064 nm、能量2 J、脉宽20 ns、光斑直径3.0 mm、功率密度1.5 GW/cm2。冲击顺序为1区→2 区→3 区→4 区(各区冲击路径沿箭头所示方向)，采用双面冲击强化。这种冲击方式可避免在叶片边缘棱线部位形成过大的宏观塑性变形。

图4 试件激光冲击强化区域示意图Fig.4 Sketch of LSP area on specimens

2.3 振动疲劳试验

将叶片分为强化和未强化两组，在根部夹持固定状态下利用升降法进行一阶弯曲振动疲劳试验，测量其一阶弯曲振动频率和循环数为107的疲劳极限。试验应力水平不少于4 级，试验设备采用SAI60-H560BAC/2-ST 电磁振动系统。

3 试验结果

3.1 疲劳试验结果

试验测试未强化和强化叶片的平均振动频率分别335 Hz、334 Hz，而理论计算模拟叶片的一阶弯曲疲劳振动频率为338 Hz，可见激光冲击强化对叶片的振动频率无影响。图5 为未强化和强化叶片的疲劳试验升降图。图中，“○”表示叶片经107次循环后未破坏，“×”表示叶片未达107次循环破坏。根据升降法疲劳试验数据分析测点配对原则，对各组叶片进行数据配对，结果见表2。利用式(2)计算未强化和强化叶片的疲劳极限，得到未强化和强化叶片的疲劳极限分别为412 MPa、443 MPa，激光冲击强化使叶片的疲劳极限提高了约8%。

图5 叶片试件疲劳升降图Fig.5 Fatigue up-down chart of blade specimens

表2 激光冲击强化前后叶片的疲劳极限Table 2 Fatigue limit of TC17 titanium alloy blades before and after LSP

3.2 疲劳断口分析

将产生裂纹的激光冲击强化叶片继续在振动台上激振直到其断裂。利用扫描电镜对疲劳断口(图6、图7)进行分析，发现疲劳裂纹主要在叶片根部的中间区域萌生，然后呈扇形向内部、四周扩散；裂纹扩展区域内形成了比较密集有序的疲劳裂纹脊，并在解理面上形成了较密的疲劳条纹。这说明残余压应力层有效延缓了疲劳裂纹的萌生，降低了疲劳裂纹扩展速率，提高了叶片的抗疲劳能力。

图6 叶片试件激光冲击断口形貌Fig.6 Fracture morphology of specimen after LSP

图7 叶片试件疲劳裂纹源区局部放大图Fig.7 Local amplification figure of fatigue crack initiation zone

4 结果分析

4.1 激光冲击强化对叶片显微组织的影响

TC17 钛合金由α相和β相组成，其中α相居多，且多以板条状和针状分布于β相上。图8 给出了合金冲击强化前后的金相显微组织。可见，激光冲击强化后叶片金相组织无显著变化，但表层晶粒组织明显细化。由疲劳理论可知，材料循环损伤的物理机理是导致材料变形的位错环的固化，激光冲击强化形成的细化晶粒可以提高材料的塑性滑移形变抗力，抑制固化位错环的形成。在裂纹萌生阶段，裂纹驱动力可由更多细小的晶粒所承受，晶内和晶界的应变梯度小，应力集中较小，材料受力均匀，不易萌生裂纹[16-17]。因此，激光冲击强化形成的细化晶粒可有效提高TC17 钛合金的抗疲劳能力。

图8 试样金相显微组织照片(400×)Fig.8 TEM photographs of the titanium alloy samples

4.2 激光冲击强化对叶片残余应力的影响

将金相试样重新电解抛光、腐蚀后进行扫描电镜观察(图9)。可见，经激光冲击强化处理的试样表层有一明显的剧烈塑性变形区，深度约50 μm。由于该塑性区材料的反作用，在冲击区产生了残余压应力[18]。利用未进行疲劳试验的强化试样，使用爱斯特公司X-350A 型X 射线应力测定仪测量各强化区中心位置的残余应力，结果见图10。可见，叶片表面产生了不小于466.3 MPa的残余压应力。

图9 试样截面扫描电镜图Fig.9 SEM morphology of the titanium alloy sample cross-section

图10 试样各强化区残余应力分布Fig.10 Residual stress distribution of the titanium alloy samples

根据Goodman 曲线图，表面残余应力引入会改变叶片的抗疲劳强度，见图11。图中，σm表示叶片稳态工作应力，σa表示对应σm作用下叶片的疲劳强度；σ-1、σb分别为叶片的材料疲劳极限和强度极限。表面残余应力σm2的引入相当于在叶片某一稳态工作应力σm1的基础上叠加(残余拉应力)或减去(残余压应力)一定值，使得叶片的疲劳强度σa1改变(对于残余拉应力，σa3＜σa1；对于残余压应力，σa2＞σa1)。因此，激光冲击强化形成的残余压应力可提高叶片的疲劳强度，延缓疲劳裂纹萌生。参考文献[19]的研究还表明：激光强化冲击引入的残余压应力还能使裂纹的尖端应力强度因子幅值下降，从而降低裂纹扩展速率，提高裂纹扩展寿命，在疲劳断口上呈现更为密集的疲劳扩展条纹。