激光冲击TC17钛合金叶片...应力演变及缺口振动疲劳性能_徐明.pdf
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1、第 52 卷 第 6 期 表面技术 2023 年 6 月 SURFACE TECHNOLOGY 429 收稿日期:20230309;修订日期:20230411 Received:2023-03-09;Revised:2023-04-11 基金项目:国家自然科学基金(52101103)Fund:The National Natural Science Foundation of China(52101103)作者简介:徐明(1981),男,硕士。Biography:XU Ming(1981-),Male,Master.通讯作者:孙汝剑(1991),男,博士。Corresponding autho
2、r:SUN Ru-jian(1991-),Male,Doctor.引文格式:徐明,孙汝剑,曹子文,等.激光冲击 TC17 钛合金叶片的微观组织/应力演变及缺口振动疲劳性能J.表面技术,2023,52(6):429-438.XU Ming,SUN Ru-jian,CAO Zi-wen,et al.Microstructure/Stress Evolution and Notch Vibration Fatigue Property of Laser Shock Peened TC17 Titanium Alloy BladesJ.Surface Technology,2023,52(6):429
3、-438.激光冲击 TC17 钛合金叶片的微观组织/应力演变及缺口振动疲劳性能 徐明,孙汝剑,曹子文,邹世坤(中国航空制造技术研究院,北京 100024)摘要:目的目的 提高航空发动机叶片的抗疲劳性能。方法方法 采用高功率密度短脉冲激光冲击某型发动机 TC17 钛合金整体叶盘叶片模拟件,并采用飞秒激光在进气边预制缺口。通过扫描电子显微镜和透射电子显微镜表征激光冲击前后的表层微观组织。通过 X 射线衍射和三坐标测量仪分别测量激光冲击强化过程中的残余应力演变和宏观塑性变形,并由一阶弯曲振动疲劳对激光冲击强化效果进行评价。结果结果 激光冲击在 TC17 钛合金叶片表层诱导产生了高密度位错组织,但由于
4、冲击次数的控制,未产生明显的晶粒细化效应。激光冲击叶盆面后,叶盆面呈现压应力状态,残余应力为 330.5 MPa,叶背面呈现拉应力状态,其值为 55.5 MPa。进一步激光冲击叶背面后,叶背面的拉应力转变为压应力,其值达到了 267.0 MPa,叶盆面残余压应力减小,由 330.5 MPa 变为 261.9 MPa。激光冲击叶盆面后,进气边与叶尖交点偏离初始位置 0.119 1、0.129 1 mm;冲击叶背面后,位移偏离初始位置减小,分别为 0.071 08、0.099 mm。激光冲击强化后,缺口振动疲劳寿命显著提升,平均循环次数由 56 696 周次增加到 199 515 周次,出现了明显
5、的裂纹闭合效应。结论结论 激光冲击强化在 TC17 钛合金表层引入了高密度位错组织和双面贯穿式残余压应力,并将叶片宏观塑性变形控制在0.1 mm 以内,在疲劳性能上获得了显著的提升。关键词:激光冲击强化;TC17 钛合金;叶片;微观组织;残余应力;缺口疲劳 中图分类号:TN249 文献标识码:A 文章编号:1001-3660(2023)06-0429-10 DOI:10.16490/ki.issn.1001-3660.2023.06.040 Microstructure/Stress Evolution and Notch Vibration Fatigue Property of Laser
6、 Shock Peened TC17 Titanium Alloy Blades XU Ming,SUN Ru-jian,CAO Zi-wen,ZOU Shi-kun(AVIC Manufacturing Institute,Beijing 100024,China)ABSTRACT:With the development of new generation aero-engines,the high weight reduction requirement leads to the thin design of blades.Trickily,these blades are vulner
7、able to complex loads such as rotating centrifugal force,air flow excitation 表面强化技术 430 表 面 技 术 2023 年 6 月 force as well as foreign objects,resulting in deformation,fatigue,and fracture failures,which seriously affect the safety and reliability of aero-engine.In this paper,laser shock peening,an adv
8、anced surface modification technique,was employed to treat TC17 titanium alloy manufactured blisk simulated blades.The leading edge,trailing edge,and blade tip of TC17 blade specimens were peened once with a power density of 8.33 GW/cm2 and an overlapping rate of 15%.After peening,a femtosecond lase
9、r was employed to introduce the artificial pre-crack on the leading edge of both as-received and laser shock peened TC17 blade specimens.Surface microstructures before and after laser shock peening were characterized by a scanning electron microscope and a transmission electron microscope.Residual s
10、tress and macro plastic deformation during the laser shock peening process were measured by X-ray diffraction and coordinate measuring instruments,respectively.The effect of laser shock peening on the first-order bending vibration fatigue was evaluated on an electromagnetic vibration tester.Results
11、showed that dislocation structures,such as dislocation line,dislocation tangle,dislocation wall,and dislocation cell,were introduced into the surface of the TC17 titanium alloy blade even though no obvious grain refinement was detected due to the lower peening times.In addition to the microstructure
12、 changes,residual stresses,and macro plastic deformations were also studied.After conducting laser shock peening on the blade basin surface,the surface presented a compressive stress state with an averaged residual stress value of 330.5 MPa,while the other side(blade back)surface exhibited tensile s
13、tress with an averaged residual stress value of 55.5 MPa.The subsequent peening on the blade back surface indicated that the former tensile residual stress on the surface turned into compressive stress with a value of 267.0 MPa,and the compressive residual stress on the blade basin surface decreased
14、 from 330.5 MPa to 261.9 MPa.Similar changes were found in the macro plastic deformation.The displacement at the intersection of the leading edge and the blade tip was 0.119 1 mm and 0.129 1 mm measured on two separate peened blades after peening on the blade basin surface,and then the corresponding
15、 displacement decreased to 0.071 08 mm and 0.099 mm after peening on the blade back surface.Besides,the first-order bending vibration fatigue life illustrated a significant improvement after laser shock peening,which underwent 199 515 fatigue cycles,2.52 times higher than that of the as-received bla
16、des(56 696 cycles).The subsequent scanning electron microscope observations carried out on the fracture surface indicated an obvious feature of crack closure.The current work indicates that laser shock peening is an effective method in introducing high-density dislocation structure and double-sided
17、through-type compressive residual stress on the surface of TC17 titanium alloy manufactured blades,and can control the macro plastic deformation within 0.1 mm off the initial position.Our work seeks to fundamentally understand of shape and property synchronous control of laser shock peened thin wall
18、 structures,and provides a theoretical basis and data support for the laser shock peening engineering application in aero-engine blade manufacturing.KEY WORDS:laser shock peening;TC17 titanium alloy;blades;microstructure;residual stress;notch fatigue 钛合金因其具有密度低、比强度高、工作温度宽以及耐腐蚀性能优等特性,被广泛用于制造航空发动机风扇叶片
19、和压气机低温段叶片、整体叶盘、机匣等零部件1-3。近年来,随着新一代发动机对减重要求的提高,叶片设计得越来越薄,其疲劳强度储备逐渐降低。叶片在服役过程中,易受旋转离心力、气流激振力以及外来物体冲击等复杂载荷的作用,发生屈服变形、断裂和疲劳失效,严重影响航空发动机的使用安全性和可靠性。数据显示,19821996 年,因高周疲劳导致的发动机故障占美国全部发动机故障的56%4。由此可见,在不改变材料和结构设计的前提下,提高叶片的疲劳性能具有十分重要的意义。激光冲击强化是一种发源于 20 世纪中后期的先进表面抗疲劳制造技术。短脉冲、高峰值功率密度的激光光斑辐照在覆盖有吸收层和约束层的金属表面,产生高温
20、、高压等离子体,诱导高峰值压力冲击波。冲击波由于约束层的阻碍向材料内部传递,与材料微观组织发生剧烈的非平衡交互作用,在材料内部诱导产生位错、孪晶等演变微观组织,同时在材料表层产生具有梯度分布特征的残余应力,提高其疲劳、磨损等表面相关性能5-8。在航空发动机叶片激光冲击强化技术研究方面,美国 GE 公司研究发现,激光冲击强化可大幅提高叶片外物损伤容限。激光冲击强化后,6.315 mm 的冲击模拟损伤裂纹叶片以及 3.175 mm 的电火花模拟切割损伤叶片的疲劳强度仍可达到或超过全新叶片9。此外,他们还公开了缺口叶片激光冲击强化的工艺方法,指出当缺口区域位于叶片中上部时,激光冲击强化应覆盖整个叶片
21、边缘(进气边冲击区域宽度不小于152.4 mm,排气边冲击区域宽度不小于 76.2 mm);当缺口位于叶片根部区域时,激光冲击强化区域主要覆盖根部区域,长度不小于叶片高度的 20%10。上述研究结果充分证明了激光冲击强化在抑制叶片疲劳裂纹和延寿方面的作用。近年来,随着各界研究人员对冲击强化研究的深入,薄壁叶片的激光冲击强化也越来越多被研究。Wang 等11和 Xu 等12采用有限元第 52 卷 第 6 期 徐明,等:激光冲击 TC17 钛合金叶片的微观组织/应力演变及缺口振动疲劳性能 431 数值模拟研究了激光冲击参数对叶片残余应力分布的影响,发现增大光斑搭接率可获得更高幅值的表面残余应力和大
22、深度的残余应力影响层。但基于有限元数值模拟的研究缺乏试验验证,实际上如文献11中所述的高搭接率在实际应用过程中操作性较低,这是因为高搭接率意味着更易产生吸收层破损等的新问题。叶片激光冲击强化试验研究方面,Hu 等13采用小能量激光研究了单面冲击、双面同步冲击和双面异步冲击下 2024-T351 铝合金薄壁模拟叶片构型的残余应力和整体塑性变形,他们指出双面异步冲击可在一定程度上减小试样的整体变形,而激光能量和冲击方式的优化可将变形控制在允许的范围之内。但该研究并非选用真实叶片试验,也并未对叶片疲劳性能进行考核。笔者所在团队14前期则研究了方形光斑冲击TC17 钛合金叶片的表面完整性和一阶弯曲振动
23、疲劳性能,但未考虑随激光冲击强化过程的残余应力和宏观变形演变研究。综上所述,叶片激光冲击强化的相关研究中,对强化引入的残余应力和宏观变形研究缺乏深度。鉴于此,本研究以 TC17 钛合金叶片模拟件为研究对象,重点探究激光冲击强化前后的微观组织演变,以及强化过程中的残余应力和叶片宏观塑性变形,并由一阶弯曲振动疲劳考核激光冲击强化效果,为叶片激光冲击强化的形性协同做基础性研究工作,为激光冲击强化技术在航空发动机叶片的工程化应用进一步提供理论基础和数据支撑。1 试验 1.1 材料及试样制备 本研究中选用材料为富 稳定元素的+两相TC17 钛合金,其名义化学成分为 Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-
24、4Cr。该合金具有强度高、断裂韧度好、淬透性高和锻造温度范围宽等一系列优点。其标准热处理工艺为:(840,1h 空冷)+(800,4h 水淬)+(630,8h 空冷),最高服役使用温度为 427。本研究中 TC17 钛合金的详细化学成分见表 1。表 1 TC17 钛合金的化学成分 Tab.1 Chemical composition of TC 17 titanium alloy wt.%Al Sn Zr Mo Cr Fe OtherTi4.5-5.5 1.6-2.4 1.6-2.4 3.5-4.5 3.5-4.5 0.3 0.15Bal.采用数控加工如图 1a 所示的压气机叶片模拟件,其三维
25、轮廓尺寸为 112 mm50 mm24 mm。为保证叶片表面质量,叶盆面和叶背面采用机械磨削的方式加工至粗糙度 Ra=0.8 m。叶片试样分为母材和激光冲击强化 2 种,母材试样编号为 As received-1、图 1 叶片试样数模、实物以及振动疲劳试验 Fig.1 Model,physical object,vibration fatigue test of blade sample:a)3D model of blade specimen;b)physical object of laser shock peened specimen;c)pre-crack with femtoseco
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