整體葉盤激光沖擊強化的疲勞性能考核

鄒世坤 ， 吳俊峰 ， 曹子文 ， 閔祥祿 ， 張恭軒 ， 李朝陽

（1. 中國航空制造技術(shù)研究院，北京 10024；2. 中國航發(fā)黎陽航空發(fā)動機有限公司，沈陽 412002；3. 中國航發(fā)貴州黎陽航空動力有限公司，貴陽 550000）

0 引言

疲勞斷裂是機械零部件最主要的失效形式，尤其在航空零部件中，疲勞失效所占比例最高。通常，疲勞失效按照所受應(yīng)力和循環(huán)周次可分為低周疲勞和高周疲勞。低周疲勞是指金屬材料在較高的交變應(yīng)力作用下至斷裂的循環(huán)周次≤104的疲勞，高周疲勞是指金屬材料在較低的交變應(yīng)力作用下至斷裂的循環(huán)周次為105～107的疲勞。S-N曲線和疲勞極限是疲勞設(shè)計的重要依據(jù)之一，其中，把金屬材料經(jīng)過107循環(huán)周次而不發(fā)生斷裂的疲勞強度定義為疲勞極限。

航空發(fā)動機風(fēng)扇、壓氣機在高速旋轉(zhuǎn)和氣流作用下會產(chǎn)生振動，葉片一階振動頻率一般在100 Hz以上，屬于高頻率小幅值的振動應(yīng)力，而離心力、氣動和溫度載荷為低頻率大幅值的載荷，因此，葉片實際工作中屬于高低周復(fù)合疲勞[1-2]。在航空發(fā)動機復(fù)雜工作狀態(tài)下，整體葉盤承受離心負荷、氣動負荷、熱負荷以及振動等多變載荷，服役條件嚴(yán)苛，整體葉盤的疲勞失效往往導(dǎo)致比較嚴(yán)重的非包容性事故。在氣動設(shè)計參數(shù)、材料性能及結(jié)構(gòu)尺寸確定情況下，加工表面質(zhì)量成為影響整體葉盤疲勞壽命的重要因素。整體葉盤抗疲勞強化技術(shù)包括振動光飾、噴丸強化、激光沖擊強化、冷擠壓強化等[3]。在轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)及強氣流的沖刷下，風(fēng)扇及壓氣機葉片容易被隨氣流進來的異物撞擊而產(chǎn)生破壞（Foreign Object Damage，F(xiàn)OD）。葉片在有缺口的情況下，疲勞強度會急劇降低，原來處于低應(yīng)力水平的高周疲勞可能轉(zhuǎn)換為低周疲勞。在mm級深度的缺口情況下，只有激光沖擊強化、低塑性拋光獲得深層殘余壓應(yīng)力才能夠抑制裂紋擴展。

激光沖擊強化利用高峰值功率密度（＞109W/cm2）的激光作用于金屬靶材表面的吸收層，產(chǎn)生高壓（＞1 GPa）等離子體，該等離子體受到約束層的約束時產(chǎn)生沖擊波使金屬材料表層產(chǎn)生塑性變形，獲得表面殘余壓應(yīng)力。由于其強化原理類似噴丸，因此也稱作激光噴丸。激光沖擊強化可以獲得較深的殘余壓應(yīng)力，但不能消除機械加工產(chǎn)生的刀痕，應(yīng)變硬化效果也低于噴丸，一般適合具有應(yīng)力集中部位的局部區(qū)域強化。

美國在1995年研究了鈦合金風(fēng)扇葉片對異物破壞的敏感性，發(fā)現(xiàn)經(jīng)過激光沖擊強化的F101葉片即使有異物損傷缺口，其疲勞強度也接近甚至超過沒有破壞且沒有經(jīng)過任何處理的葉片。美國1997年開始激光沖擊強化鈦合金葉片，2003年開始整體葉盤結(jié)構(gòu)的強化[4-5]，目前累計強化葉片上百萬片以上，提高葉片壽命5～6倍，創(chuàng)造了巨大的經(jīng)濟效益。國內(nèi)在激光沖擊強化工程應(yīng)用方面發(fā)展較晚。中國航空制造技術(shù)研究院于2004年開始與沈陽航空發(fā)動機設(shè)計研究所合作，開展鈦合金葉片的激光沖擊強化工藝研究[6]，早期采用圓形光斑激光沖擊強化，但存在葉片邊緣表面粗糙度和變形超標(biāo)等問題。2008年，國內(nèi)開始針對先進航空發(fā)動機鈦合金整體葉盤進行新型表面強化技術(shù)研究，中國航空制造技術(shù)研究院首次采用方形光斑激光沖擊強化，能很好地滿足鈦合金葉片疲勞性能和型面要求，2010年實現(xiàn)了鈦合金整體葉盤實際零件的激光沖擊強化。聶祥樊等[7]針對TC6、TC11、TC17等鈦合金材料，開展了不同工藝參數(shù)對殘余壓應(yīng)力、微觀組織和疲勞性能的影響規(guī)律研究，發(fā)現(xiàn)激光功率密度從3 GW/cm2增加到7 GW/cm2時，殘余壓應(yīng)力可以增加到600 MPa以上；增加沖擊次數(shù)對殘余壓應(yīng)力提升不大，但可以提升殘余壓應(yīng)力深度，10次沖擊的殘余壓應(yīng)力深度可達1.6 mm。激光沖擊強化TC4鈦合金缺口葉片試驗表明，在葉片一彎節(jié)線位置制備Kt=3.2的缺口情況下，振動疲勞強度比未強化葉片提高63.2%[8]。TC17模擬葉片疲勞強度為518 MPa，采用空氣炮系統(tǒng)對模擬葉片進行外物打傷模擬，打傷后疲勞強度僅為291 MPa，下降了43.9%；而脈沖能量為5、7 J的強化工藝下模擬葉片外物打傷后疲勞強度相比未強化時分別提高15%、28%[9]。

鈦合金整體葉盤激光沖擊強化后需要考慮氣動性能和疲勞性能，性能考核除測試激光沖擊強化的進排氣邊緣和葉尖邊緣的表面粗糙度、輪廓度、葉片變形和殘余應(yīng)力外，一般需要進行疲勞性能考核。但是整體葉盤試車成本太高，目前常用的考核方式有平板振動、葉片振動、三點彎曲疲勞測試等。本文根據(jù)整體葉盤激光沖擊強化需求，分析比較激光沖擊強化整體葉盤的性能評價方法。

1 平板振動疲勞試驗

由于葉片型面復(fù)雜，加工難度大，不同的葉片需要進行振型分析后確定最大應(yīng)力區(qū)，因此需要詳細的設(shè)計數(shù)據(jù)。平板振動試件容易加工，產(chǎn)生疲勞的位置比較固定，因此平板振動試件是考核激光沖擊強化效果最簡單有效的方式。試件尺寸見圖1[6]。激光沖擊強化采用調(diào)Q Nd:YAG 強脈沖能量激光器，25 J/15 ns，4.2 mm×4.2 mm方形光斑，5%搭接率。激光沖擊強化表面粗糙度Ra為0.8 μm，激光沖擊強化區(qū)進行多個區(qū)域表面殘余應(yīng)力測試，測試值為-302～-637 MPa。

圖1 平板振動疲勞試件Fig.1 Plate vibration fatigue specimen

設(shè)計專用夾具將疲勞試件固定在振動試驗臺上，根據(jù)已有類似結(jié)果或有限元模擬分析確定一彎最大應(yīng)力位置，隨后在疲勞試件一彎最大應(yīng)力位置貼應(yīng)變片（圖2）。使用試驗件在同一激振水平下進行應(yīng)力分布測量，確定試驗件的一彎振型最大應(yīng)力位置。經(jīng)有限元分析，試驗件的一階振動頻率為470 Hz。

圖2 應(yīng)變片標(biāo)定最大應(yīng)力位置Fig.2 Maximum stress location calibrated by strain gauge

在試驗件一彎振型應(yīng)力最大位置粘貼應(yīng)變片，進行應(yīng)力-振幅關(guān)系標(biāo)定，得到試驗件的S=K×(a×f)曲線。其中，S為應(yīng)力，K為待定系數(shù)，a為葉尖半幅，f為試驗件頻率。在小振幅條件下，標(biāo)定最大應(yīng)力位置的振幅-應(yīng)變-應(yīng)力關(guān)系，從而獲得最大應(yīng)力點位置應(yīng)力值為480 MPa時對應(yīng)的振幅值。經(jīng)過振動疲勞測試（圖3），激光沖擊強化過的平板試件能連續(xù)6次通過2×107振動循環(huán)；而沒有強化的試件只有部分通過，大部分疲勞壽命為104～106，中值疲勞壽命比激光沖擊強化狀態(tài)低一個數(shù)量級，且分散性較大。

圖3 一彎振動疲勞試驗現(xiàn)場Fig.3 First-order bend vibration fatigue test site

2 葉片振動疲勞試驗

由于平板振動試件不能反映實際葉片的振型，所以可根據(jù)整體葉盤葉片部分尺寸模型直接加工出用于振動疲勞試驗的葉片（包含振動疲勞測試用的夾持頭）。整體葉盤激光沖擊強化的區(qū)域為進排氣邊緣，但用于葉片振動疲勞考核時需要強化葉片的最大應(yīng)力區(qū)，一般采用一彎振動形式，故強化位置為一彎節(jié)線中間區(qū)域。早期激光沖擊強化葉片試驗表明，葉片邊緣獲得的表面殘余壓應(yīng)力為-250～-350 MPa，小于葉背激光沖擊強化獲得的殘余壓應(yīng)力值。葉片固有頻率降低0.2～1.2 Hz，改變值小于0.3%，所以激光沖擊強化對固有頻率的影響很小[10-11]。

對比未強化、噴丸強化、激光沖擊強化后的葉片振動疲勞壽命，噴丸強化是采用葉片葉盆、葉背全部強化方式，而激光沖擊強化只對葉背一彎節(jié)線中間區(qū)域進行。在480 MPa載荷條件下，未強化的葉片疲勞壽命大多在10萬數(shù)量級，中值疲勞壽命為3.9×105；噴丸強化的葉片疲勞壽命大多在1000萬數(shù)量級，中值疲勞壽命為1.31×107；激光沖擊強化葉片疲勞壽命大多在2000萬數(shù)量級，超過疲勞極限，其中只有1件葉片的疲勞壽命為1.2×107，其疲勞斷口見圖4。由于激光沖擊強化產(chǎn)生表層殘余壓應(yīng)力改變疲勞源位置，使疲勞源從未強化葉片的表面轉(zhuǎn)移到距表層0.35 mm的深度，而噴丸強化的葉片疲勞源在0.1 mm深度，未強化的葉片疲勞源基本都在表面，說明噴丸和激光沖擊強化獲得的殘余壓應(yīng)力對振動疲勞壽命的提升都很明顯。

圖4 激光沖擊強化后葉片的疲勞斷口Fig.4 Fatigue fracture of the blade with laser shock peening

由于實際整體葉盤葉片上激光沖擊強化位置為進排氣邊緣，主要是提高葉片抗FOD性能（缺口導(dǎo)致的低周疲勞）和葉片邊緣高階振動導(dǎo)致的高周疲勞，而目前振動疲勞試驗臺還無法開展高階振動疲勞，因此葉片振動疲勞一般采用一階彎曲振動疲勞試驗考核。

為研究葉片邊緣上缺口對疲勞壽命的影響，在已經(jīng)進行過振動疲勞試驗（2×107）的葉片邊緣用銼刀手工制作缺口（圖5）。其中， 1#葉片缺口在離葉根（葉身長度約為進氣邊120 mm、排氣邊110 mm）1/3偏上位置，2#葉片缺口在葉根一彎節(jié)線附近。疲勞試驗參數(shù)及結(jié)果見表1。由表1可以看出，1#葉片在9.69×106次循環(huán)后才產(chǎn)生疲勞裂紋，并且疲勞裂紋仍然在一彎節(jié)線附近。2#葉片開缺口后的疲勞壽命僅為7.85×105（開缺口前已經(jīng)歷2×107次循環(huán)），且疲勞裂紋未產(chǎn)生在缺口上。這是因為葉片邊緣的鈍缺口在振動疲勞條件下應(yīng)力集中不明顯，即使在一彎節(jié)線附近（2#葉片）也沒有在缺口位置產(chǎn)生疲勞裂紋。因此，葉片一彎振動疲勞試驗難以考核葉片在FOD損傷下的疲勞性能。

表1 帶缺口的葉片疲勞壽命Table 1 The fatigue life of notched blades

圖5 帶缺口葉片的振動疲勞Fig.5 Vibration fatigue of notched blades

3 三點彎曲疲勞試驗

葉片在高速旋轉(zhuǎn)過程中首先要承受較大的離心力，越靠近葉根位置，其離心力越大。葉片的振動主要是在葉片旋轉(zhuǎn)過程中產(chǎn)生，葉片的載荷是離心力、空氣壓力和振動力的復(fù)合，因此葉片振動疲勞試驗與葉片實際載荷存在較大差異。美國LSP技術(shù)公司、MIC金屬改性公司在激光沖擊強化整體葉盤中用于考核葉片抗FOD性能的方式是采用三點彎曲試件。試驗發(fā)現(xiàn)激光沖擊強化的三點彎曲試件即使開缺口的疲勞強度也超過未強化且沒有缺口的試件。國內(nèi)研究了激光沖擊強化TC17、TA19鈦合金葉片，評價抗FOD性能均采用了三點彎曲試件形式（圖6），結(jié)果表明，激光沖擊強化由于在試件邊緣附近獲得穿透性展向壓應(yīng)力，可抑制裂紋萌生。TA19鈦合金葉片2種激光沖擊強化工藝可分別提高U型缺口三點彎曲試件疲勞強度162%、218%[12-13]。三點彎曲試件采用3種形式，分別為無缺口（代表完好的葉片狀態(tài)）、U型缺口（線切割形成的缺口）、V型缺口（機械加工制作缺口）。有缺口的試件分為先強化后制造缺口和先制造缺口后激光沖擊強化，疲勞強度測試結(jié)果見表2?？梢钥闯?，即使經(jīng)過激光沖擊強化，試件疲勞強度仍明顯低于未損傷且未強化的試件，與國外類似試驗結(jié)果不同，可能是試驗狀態(tài)存在差異。線切割形成的R0.2 mm圓弧底部有更小特征尺寸的表面損傷，實際葉片外物損傷缺口由于有強烈的塑性變形，其應(yīng)力集中系數(shù)反而沒有線切割形成的缺口大。

表2 不同狀態(tài)三點彎曲試件的疲勞壽命Table 2 Fatigue strength of three-point bend specimens with different conditionsMPa

圖6 三點彎曲試件缺口形式(單位mm)Fig.6 Notch form of three-point bending specimen(Unit:mm)

4 結(jié)論

1）考核葉片疲勞壽命一般采用平板振動疲勞或?qū)嶋H葉片一彎振動疲勞，相當(dāng)于應(yīng)力比R=-1的載荷，但是這與葉片實際載荷存在偏差，并且葉片一彎振動疲勞試驗難以考核葉片在FOD損傷葉邊邊緣導(dǎo)致缺口的疲勞性能。

2）葉片在高速旋轉(zhuǎn)下才會產(chǎn)生FOD，但葉片很難進行離心力狀態(tài)下的疲勞試驗。采用帶缺口的三點彎曲試件考核葉片外物損傷后疲勞性能是簡易可行方案，三點彎曲試件缺口位置（或不開缺口的刀刃中間位置）承受的拉-拉疲勞載荷與葉片離心力和振動復(fù)合的實際載荷更接近。

3）通過三點彎曲試件模擬葉片損傷后的疲勞性能表明，激光沖擊強化能明顯提高葉片抗FOD性能，疲勞強度提高值在100%以上。