金属学报(中文版)  2018 , 54 (3): 411-418 https://doi.org/10.11900/0412.1961.2017.00135

Orginal Article

钛合金薄壁构件激光冲击残余应力稳定性研究

何卫锋1, 李翔1, 聂祥樊12, 李应红1, 罗思海1

1 空军工程大学等离子体动力学重点实验室 西安 710038
2 华东理工大学机械与动力工程学院 上海 200237

Study on Stability of Residual Stress Induced by Laser Shock Processing in Titanium Alloy Thin-Components

HE Weifeng1, LI Xiang1, NIE Xiangfan12, LI Yinghong1, LUO Sihai1

1 Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory, Air Force Engineering University, Xi'an 710038, China
2 School of Mechanical and Power Engineering, East China University of Science and Technology, Shanghai 200237, China

文献标识码:  0412-1961(2018)03-0411-08

通讯作者:  通讯作者 聂祥樊,skingkgd@163.com,主要从事航空发动机结构强度与表面工程研究

收稿日期: 2017-04-17

网络出版日期:  2018-03-20

版权声明:  2018 《金属学报》编辑部 《金属学报》编辑部

基金资助:  资助项目 国家重点基础研究发展计划项目No.2015CB057400,国家自然科学基金项目No.51505496,博士后创新人才支持计划项目No.BX201700077和陕西省高校科协青年人才托举计划项目No.20170510

作者简介:

作者简介 何卫锋,男,1977年生,教授,博士

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摘要

针对航空发动机压气机薄叶片激光冲击后残余压应力的严重松弛问题,对TC11钛合金薄壁试件激光冲击后进行轴向拉-拉疲劳实验和真空保温处理,通过X射线衍射测试获得疲劳载荷和热应力载荷作用下的应力松弛规律,并分析松弛机理。实验结果表明:疲劳载荷 (最大应力σmax=500 MPa,应力比R=0.1)作用下表面残余压应力松弛了53%,前5次循环占了95%,且表面松弛程度和严重松弛深度都随疲劳载荷增大而增大,其松弛机理是局部材料发生塑性变形而引起的应力场重新分布。在200、300和400 ℃下恒定保温120 min后,表面残余压应力分别松弛了3%、29%和48%,而在200 ℃+400 ℃和300 ℃+400 ℃交替保温120 min后分别松弛了18%和58%,松弛均发生在前60 min内,且严重松弛深度随温度呈现相同变化规律,其松弛机理是热应力激活位错、晶界等进行运动和消亡而导致塑性回复。由于松弛机理不同,疲劳载荷与热应力载荷复合作用下应力松弛呈现出叠加效应。

关键词: 薄壁构件 ; 激光冲击强化 ; X射线衍射 ; 疲劳载荷 ; 热应力载荷 ; 应力松弛 ; 松弛机理

Abstract

Because the compressor thin-blades of aero-engine often fractured in service, laser shock processing was suggested to be applied as a surface strengthening technology. Aim at the problem of compressive residual stress relaxation in laser-peened compressor thin-blades, TC11 titanium alloy thin-components were treated by laser shock processing and then conducted in axial tensile-tensile fatigue test and thermal insulation in vacuum. X-ray diffraction tests were carried out to obtain the relaxation rules of residual stress under fatigue loading and thermal stress loading. In addition, the relaxation mechanisms of residual stress were indicated. Experiment results demonstrate that surface compressive residual stress relaxes by 53%, and 95% of stress relaxation occurs in the previous 5 fatigue cycles under the fatigue loading (maximum stress σmax=500 MPa, stress ratio R=0.1). The surface relaxation degree and severely-relaxed depth increase with fatigue loading, and the relaxation mechanism is that plastic deformation of local area material results in residual stress redistribution. Surface compressive residual stress relaxes by 3%, 29% and 48% respectively after thermal insulation for 120 min under the constant temperature of 200 ℃, 300 ℃ and 400 ℃. Surface compressive residual stress relaxes by 18% and 58% respectively after thermal insulation for 120 min under the altering temperature of 200 ℃+400 ℃ and 300 ℃+400 ℃. The relaxation all occurs in the previous 60 min. There is a similar trend with temperature in the aspect of severely-relaxed depth. The relaxation mechanism under thermal stress loading is that dislocations and grain-boundaries are activated to move and annihilated, and then plastic deformation recovery occurs. Due to the distinction of relaxation mechanisms, there is an obvious superimposed effect under the combined action of fatigue loading and thermal stress loading.

Keywords: thin-component ; laser shock processing ; X-ray diffraction ; fatigue loading ; thermal stress loading ; stress relaxation ; relaxation mechanism

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何卫锋, 李翔, 聂祥樊, 李应红, 罗思海. 钛合金薄壁构件激光冲击残余应力稳定性研究[J]. 金属学报(中文版), 2018, 54(3): 411-418 https://doi.org/10.11900/0412.1961.2017.00135

HE Weifeng, LI Xiang, NIE Xiangfan, LI Yinghong, LUO Sihai. Study on Stability of Residual Stress Induced by Laser Shock Processing in Titanium Alloy Thin-Components[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2018, 54(3): 411-418 https://doi.org/10.11900/0412.1961.2017.00135

随着人们对航空发动机推重比的性能需求越来越高,压气机叶片向整体化、轻量化发展,叶片设计越来越薄,疲劳强度储备逐渐降低。服役过程中,叶片在旋转离心力和气流激振力等作用下,时常发生高周疲劳断裂[1],甚至引起严重飞行事故。为了解决叶片高周疲劳断裂问题,在不改变材料和结构设计的前提下提高叶片疲劳强度,机械喷丸[2]、低塑性滚光[3]和激光冲击强化[4,5,6]等表面强化技术得到了广泛应用,并对比分析了不同强化技术的影响和区别[7],其中激光冲击强化技术因表面粗糙度影响小[8]、残余压应力深[9]、冷作硬化率低[10]等优势越来越受关注,被美国列为四代机发动机76项关键技术之一[11]

激光冲击强化技术主要通过预制的残余压应力阻止疲劳裂纹萌生和减缓裂纹扩展,从而提高材料疲劳性能[12,13,14]。但是,激光冲击形成的残余压应力本质上是由不均匀塑性变形而形成的弹性内应力,在外界载荷作用下会发生松弛[15],并导致强化效果减弱甚至消失,所以残余应力稳定性是保证服役环境下激光冲击抗疲劳强化效果的关键性能指标,这也引起广大研究学者们逐渐注重残余应力松弛问题的相关研究。Sakai等[16]和Hatamleh等[17]利用X射线应力仪测试获得了激光冲击处理后2024-T3铝合金和2195铝合金在轴向疲劳过程中残余应力的变化曲线,发现表层残余压应力主要在第一次循环周期内发生松弛,后续循环周期下松弛很小。Ohya等[18]通过应力测试同样发现激光冲击2024-T3铝合金表面残余压应力主要在前几个循环周期内发生松弛,而后趋于稳定,直至最后断裂造成的应力松弛仅占整体松弛的10%左右。Zhou等[19]和Ren等[20]通过应力测试和有限元分析分别获得了500~700 ℃下激光冲击IN718和GH4169高温合金的残余应力变化曲线,结果表明,表面残余压应力主要在前20 min内松弛,且松弛程度与残余压应力大小、环境温度成正比例关系。前期研究中,本课题组通过应力测试发现,激光冲击TC17钛合金在280和450 ℃保温150 min后表面残余压应力分别松弛了11.24%和27.11%,交替保温150 min后松弛率提高至33.9%[21];另外,激光冲击K417和K24高温合金的应力松弛程度同样与保温温度成正比例关系,在900 ℃下保温150 min后松弛率达到了72%[22,23]。Altenberger等[24]通过热机疲劳实验发现,相同循环应力条件下激光冲击残余应力松弛程度与温度、循环周期成正比。上述研究主要是讨论厚构件激光冲击残余应力的松弛规律,但航空发动机压气机叶片很薄(甚至小于1 mm),周围材料对激光冲击残余应力的约束能力较弱,且服役环境下叶片变形较大,导致表层残余压应力会发生更为严重的应力松弛。

因此,本工作针对航空发动机压气机薄叶片激光冲击残余应力的松弛问题,开展钛合金薄壁构件激光冲击残余应力稳定性实验研究。TC11钛合金是我国典型航空用α+β型双相钛合金之一,主要用于压气机盘、叶片等关键部件[25],在对TC11钛合金薄壁试件激光冲击处理后,分别进行轴向拉-拉疲劳实验和真空保温处理,疲劳和保温过程中利用X射线衍射应力仪进行表面和截面上的残余应力测试,获得残余应力的松弛规律,并分析其应力松弛机理。

1 实验方法

1.1 实验材料

TC11钛合金原材料由中航发西安航空动力股份有限公司提供,依据某型涡扇发动机压气机叶片的热处理工艺和加工工序进行处理,其化学成分(质量分数,%)为:Al 5.8~7.0, Mo 2.8~3.8, Zr 0.8~2.0, Si 0.2~0.35, Fe 0.25, Ti余量;热处理制度双重退火:950~980 ℃、1~2 h、空冷;530 ℃、6 h、空冷。室温拉伸性能为:抗拉强度σb=1030 MPa、屈服强度σ0.2=930 MPa、断面收缩率ψ=30%、延伸率δ=9%。根据GB 26076-2010标准,经过线切割、打磨、抛光等工序,将TC11钛合金制作成轴向疲劳实验标准试件,如图1所示。

1.2 激光冲击强化实验

激光冲击强化实验采用SGR-25型Nd:YAG激光器,吸收保护层为Al箔(0.1 mm厚),约束层为去离子水。根据前期研究结果[26,27],本工作采用的激光冲击具体参数为:波长1064 nm,能量6 J,脉宽20 ns,光斑直径3 mm,功率密度为4.24 GW/cm2,光斑搭接率50%,冲击次数3次,重复频率为1 Hz。另外,由于试件较薄,仅2 mm厚,为了防止激光冲击宏观变形,采用双面对冲的冲击方式,且光斑路径为纵向搭接,如图1所示。

图1   TC11钛合金薄壁试件尺寸与激光冲击处理示意图

Fig.1   Schematics of dimensions and laser shock processing sketch of TC11 titanium alloy thin-component

1.3 应力测试

利用Proto-LXRD型X射线衍射应力仪对TC11钛合金试件进行残余应力测试,采用Cu靶,通过Ni过滤片获得Kα射线(波长为1.5406 nm),准直管直径为2 mm,测试电流和电压分别为25 mA和30 kV。应力测试方法为侧倾固定ψ法,ψ角范围为±20°,平均取7个ψ角,衍射晶面为α相的Ti{213},衍射角2θ范围为139°~145°,每次曝光时间3 s。进行截面应力测试时,利用POLISHER 8818V-3抛光机和电解液(NaCl溶液)对试件逐层剥离;另外,考虑双面对冲后残余应力场的对称性,截面测试深度为1 mm。由于轴向拉-拉疲劳过程中裂纹主要是沿横向萌生和扩展,纵向残余应力更为关键,因此测试应力的方向均为试件纵向。为了保证应力测试值的准确度,每个状态或位置条件下均测试3次,最后取平均值作为应力测试值。

首先,利用MTS多功能疲劳实验机对试件进行不同疲劳载荷下(最大应力σmax分别为300、500和700 MPa;应力比R都为0.1)的轴向拉-拉疲劳实验,并分别在1、2、3、4、5、10、100、1000和10000 cyc循环后进行应力测试。其次,试件在不同温度条件(200、300、400 ℃恒温和交替保温)下进行120 min保温处理,每隔10 min进行一次应力测试,具体保温和测试方案如图2所示。最后,试件在400 ℃下保温120 min后进行轴向拉-拉疲劳实验,再进行表面和截面的应力测试,讨论疲劳载荷与热应力载荷的复合作用对应力松弛的影响。

图2   保温处理与应力测试方案

Fig.2   Programs of thermal insulation treatment and residual stress test under constant temperature thermal insulation (a), altering thermal insulation between 200 ℃ and 400 ℃ (b), and altering thermal insulation between 300 ℃ and 400 ℃ (c)

为了从材料微观组织结构解释残余应力松弛机理,对激光冲击背面进行电解抛光和离子减薄制备透射电子显微镜(TEM)样品。采用JEM-3010型TEM对保温前后试件表面微观组织和选区衍射花样(SAED)进行观察。

2 实验结果与分析

2.1 疲劳载荷下的应力松弛

图3是TC11钛合金薄壁构件激光冲击处理后,在轴向拉-拉疲劳实验(σmax=500 MPa,R=0.1)过程中的表面残余应力变化曲线。由图可见,表面残余压应力在疲劳载荷作用下发生了明显松弛,由激光冲击处理后的540.5 MPa降低至10000 cyc后的253.3 MPa,松弛率达到53%。应力松弛主要发生在前几次循环下,其中前5 cyc内的应力松弛占到95%,并且第1 cyc占主要部分。在后期10~10000 cyc内应力松弛程度很小,基本处于稳定状态,而这部分稳定的残余压应力正是抑制疲劳裂纹萌生、减缓裂纹扩展的主要作用因素,被认为是提高疲劳性能的有效残余压应力 σrseff

σrseff=σrs-σrsrelax(1)

式中, σrseff为应力松弛后的有效残余压应力, σrs为初始激光冲击残余压应力, σrsrelax为疲劳载荷作用下的残余压应力松弛值。

图3   不同循环次数下表面残余应力松弛曲线

Fig.3   Relaxation curves of surface residual stress during the previous 5 cyc (a) and during the latter cycles (b) (N—fatigue cycle)

激光冲击强化使材料表层产生残余压应力的同时,根据应力平衡,必然会在材料内部形成残余拉应力[28],而这个残余拉应力会与疲劳载荷引起的拉应力发生叠加,叠加形成的应力称之为局部材料的实际工作拉应力,如式(2)所示:

σwork=σftensile+σrsbalance(2)

式中, σwork为疲劳过程中局部材料的实际工作拉应力; σftensile为疲劳载荷引起的拉应力; σrsbalance为激光冲击产生的平衡残余拉应力。当叠加的工作拉应力超过材料的屈服强度时,所处局部材料就会发生塑性变形,使得激光冲击残余应力场重新分布,从而导致表层残余压应力的降低,这正是疲劳载荷作用下的应力松弛机理。

另外,疲劳过程中应力松弛之所以集中在前几次循环(尤其第1 cyc),是因为前几次循环下局部材料就会发生塑性变形,造成残余应力场的重新分布,导致 σrsσrsbalance都随之降低。在后期循环次数下, σftensile虽不变,但随着 σrsbalance在前几次循环下大幅度松弛减小,此时 σwork也显著减小,所导致的塑性变形程度降低或无法导致塑性变形,所以应力松弛程度降低、甚至停止松弛。

图4是10000 cyc前后的截面残余应力分布曲线。由图可知,疲劳载荷作用后不仅表面残余应力发生了松弛,整个截面残余应力场都发生了松弛。试件表面应力松弛程度最大,且松弛程度随着深度增加而降低,严重松弛深度为0.7 mm,说明应力松弛程度与残余压应力大小有直接关系,残余压应力越大,应力松弛程度越高。这是因为相同疲劳载荷条件下, σftensile相同, σrs越大, σrsbalance越大,此时 σwork就越大,造成的局部塑性变形和应力松弛的程度也就越高。

图4   10000 cyc后的截面残余应力分布曲线

Fig.4   Residual stress distribution curves on section before and after 10000 cyc (d—the depth of test point)

为了讨论疲劳载荷大小对残余应力松弛的影响,在最大应力σmax分别为300、500和700 MPa下进行了轴向拉-拉疲劳实验,图5是不同疲劳载荷条件下的截面残余应力分布曲线。从中发现,当σmax为300和700 MPa时,表面残余压应力分别为350.5和214.8 MPa,截面严重松弛深度分别为0.5和1.0 mm,表明随着疲劳载荷的增大,不仅表面残余压应力松弛程度增大,而且严重松弛深度也随之增大。试件整个截面应力松弛程度都随疲劳载荷增大而升高,是因为相同激光冲击残余应力场条件下, σrsσrsbalance都相同,此时 σftensile越大, σwork越大,造成局部塑性变形和应力松弛的程度就越高,且影响深度越大。

图5   不同疲劳载荷条件下的截面残余应力分布曲线

Fig.5   Residual stress distribution curves on section under different fatigue loadings

2.2 热应力载荷下应力松弛

图6是TC11钛合金薄壁试件激光冲击处理后,分别在200 ℃、400 ℃、200℃+400℃交替保温(见图2b) 120 min过程中表面残余应力的变化曲线(图6a)和最终截面残余应力分布曲线(图6b)。由图可知,在200 ℃下保温120 min后表面残余压应力松弛程度很低,松弛率仅为3%,而且截面上也没有发生明显松弛;但在400 ℃下保温120 min后表面残余压应力由-540.5 MPa降低至-279.9 MPa,松弛率为48%,主要发生在前60 min内,且截面上深0.6 mm内都发生了严重应力松弛。

图6   不同保温条件下的残余应力分布曲线

Fig.6   Residual stress distribution curves under different insulation temperatures in surface (a) and on section (b) (t—insulation time)

由前期研究结果[26,27]可知,TC11钛合金在本工作激光冲击参数下会形成纳米晶和位错等梯度微观组织。在高温热应力载荷作用下,热应力会激活位错的运动和消亡、以及晶界的迁移等,引起塑性变形回复,造成残余应力松弛,这与疲劳载荷作用下应力松弛机理截然不同。保温温度越高,热应力越大,位错和晶界的运动和消亡越剧烈,造成应力松弛程度就越大,所以与200 ℃相比,400 ℃下表面和截面上的残余压应力松弛程度更高。另外,在200 ℃+400 ℃间交替保温后表面残余压应力为440.8 MPa,松弛率为18%,松弛程度相比200 ℃恒温下有所提高,但相比400 ℃恒温下则有所降低,且截面上也呈现出相同规律,这是因为200 ℃下热应力太小,未能有效激活位错和晶界的运动,塑性回复程度很低,而400 ℃下塑性回复程度高;交替保温,相比400 ℃恒温下,实质上是一定程度地降低了塑性回复的时间和强度。

图7   不同保温条件下的残余应力分布曲线

Fig.7   Residual stress distribution curves under different insulation temperatures in surface (a) and on section (b)

实验结果表明,200 ℃下热应力无法有效激活位错结构、晶界的运动和消亡,应力松弛很低,因此将温度提高至300 ℃。图7为TC11钛合金薄壁试件激光冲击处理后,分别在300 ℃、400 ℃、300 ℃+400 ℃交替下保温(图2c) 120 min过程中表面残余应力的变化曲线(图7a)和最终截面残余应力分布曲线(图7b)。由图可见,相比200 ℃,300 ℃下发生了明显的应力松弛,表面残余压应力由540.5 MPa松弛至381.8 MPa,松弛率达29%,严重松弛深度为0.6 mm,说明300 ℃下热应力足够激活表层材料内位错、晶界发生运动、消亡,这也说明TC11钛合金激光冲击形成的位错、晶界等组织结构的热稳定临界温度在200~300 ℃之间。

另外,相比在300 ℃或400 ℃恒温下,在300 ℃+400 ℃下交替保温后的应力松弛程度更大,表面残余压应力由540.5 MPa松弛至224.3 MPa,松弛率达到58% (这比前期研究[21]中厚构件在交替保温下的应力松弛率大得多),说明位错、晶界等结构在交变热应力作用下发生了更为剧烈的运动和消亡;而且相比200 ℃+400 ℃下交替保温可知,要发生更为剧烈的应力松弛,交替保温的最低和最高温度下都必须能有效激活位错、晶界等结构的运动和消亡。

图8是激光冲击TC11钛合金薄壁试件在350 ℃保温10 h前后表面组织的TEM像。由图可知,350 ℃保温10 h后表面微观组织仍由尺寸约30 nm的纳米晶组成,表面纳米晶没有发生明显长大,且SAED谱呈现出明锐衍射点环状,说明表面纳米晶在350 ℃下具有很好的热稳定性,但是保温后纳米晶晶界变得更加清晰,这是由于晶界处位错在热应力激活作用下发生了运动和异号抵消,使晶界处位错密度降低,所以此时热应力造成的塑性回复主要是通过纳米晶界处位错运动、消亡进行的。

图8   350 ℃保温10 h处理前后TC11钛合金试样表面组织的TEM像和SAED谱

Fig.8   TEM images of surface microstructure in TC11 titanium alloy samples before (a) and after (b) thermal insulation at 350 ℃ for 10 h and the SAED patterns (insets)

2.3 疲劳载荷与热应力载荷复合作用下的应力松弛

TC11钛合金激光冲击薄壁试件在400 ℃保温120 min后进行轴向拉-拉疲劳实验(σmax=500 MPa,R=0.1),图9为不同载荷状态下截面残余应力分布曲线。由图可知,表面残余压应力仅在疲劳载荷作用后由强化状态540.5 MPa松弛至253.3 MPa,仅在400 ℃下保温120 min后松弛至279.0 MPa,但在先保温再疲劳后松弛至142.9 MPa,松弛率达到74%,且截面严重松弛深度由0.6~0.7 mm提高至1.0 mm,说明残余压应力在疲劳载荷与热应力载荷复合作用下应力松弛呈现出明显的叠加效应。2种载荷条件下应力松弛之所以呈现出叠加效应,是因为不同载荷作用下应力松弛机理不同,在400 ℃下保温120 min时残余压应力会由于位错、晶界等组织结构的运动和消亡而发生松弛;但在后续疲劳过程中,只要 σwork超过材料屈服强度仍旧可以造成塑性变形而使应力进一步松弛。

图9   疲劳与热应力载荷复合作用下的残余应力分布曲线

Fig.9   Residual stress distribution curves under the combined action of fatigue loading and thermal stress loading

3 结论

(1) 10000 cyc (σmax=500 MPa,R=0.1)下表面残余压应力由540.5 MPa松弛至253.3 MPa,松弛率为53%,其中前5 cyc占了95%,其松弛机理是叠加的实际工作拉应力导致局部材料发生塑性变形而引起应力场重新分布。

(2) σmax为300和700 MPa时,表面残余压应力分别为350.5和214.8 MPa,截面严重松弛区域深度分别为0.5和1.0 mm,表明随着疲劳载荷增大,表面和截面上的应力松弛程度都会增大。

(3) 在200、300和400 ℃下保温120 min后,表面残余压应力松弛率分别为3%、29%和48%,且松弛主要发生在前60 min内,其松弛机理是热应力激活位错、晶界等结构的运动和消亡而引起塑性回复,其稳定临界温度在200~300 ℃之间。

(4) 200 ℃+400 ℃间交变保温120 min后应力松弛了18%,而300 ℃+400 ℃间交变保温120 min下应力松弛了58%,且严重松弛深度也随之增大,这是因为最低温度提升至300 ℃后进一步提高了位错、晶界等结构运动、消亡的时间和强度。

(5) 400 ℃下保温120 min后再进行疲劳后松弛率达74%,且深1.0 mm内都发生了严重松弛,说明由于应力松弛机理不同,疲劳载荷与热应力载荷复合作用下应力松弛呈现出叠加效应。

The authors have declared that no competing interests exist.


参考文献

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