空軍工程大學航空航天工程學院等離子動力學重點實驗室

金屬構件疲勞性能與表面完整性密切相關。 一般情況下，零部件疲勞斷裂特別是高周疲勞斷裂往往是在表面產生裂紋并逐漸擴展導致整體破壞。為提高結構可靠性，延長使用壽命，在不改變基體材料性能的前提下，表面強化技術得到了越來越多的研究和應用。 

激光沖擊強化是一種高效的表面強化技術，利用激光沖擊波的力學效應，在金屬材料表層形成大數值殘余壓應力和微觀組織變化，顯著提高其疲勞強度和壽命，是解決航空發動機高頻疲勞斷裂問題的有效手段。其中，殘余壓應力提高金屬材料的疲勞性能機理已經有了一套比較成熟的理論，殘余壓應力主要通過降低部件承受的平均應力、降低裂紋擴展速率甚至使裂紋閉合等方面提高材料的疲勞強度。

美國激光沖擊強化技術的發展路線也是以殘余壓應力強化機制為指導，根據部件特點，設計激光沖擊參數，優化殘余壓應力場來提高金屬部件疲勞性能。有很多文獻分析和說明了激光沖擊強化的機理，均認為激光沖擊強化誘導的殘余壓應力是提高疲勞性能的主要原因。

但隨著激光沖擊強化技術研究和應用的進一步發展，在一些極端服役環境和特殊部件強化中，采用殘余壓應力的強化機理至少存在三個方面的問題:

一是高溫部件的強化問題。在高溫或者極端環境中，強化后產生的殘余壓應力高溫環境下將會大部分釋放，強化效果顯著降低；

二是榫齒/槽部位的強化問題。對葉片/盤的強化主要在榫齒/槽部位，由于這些部位形貌復雜且尺寸很小，沖擊形成的殘余應力場存在應力變化梯度，在榫齒/槽邊緣形成拉應力甚至會引起應力集中，影響強化效果；

三是薄葉片強化問題。為了提高推重比，航空發動機葉片等結構越來越薄，沖擊波引起的塑性變形缺乏約束，殘余壓應力難以保持易松弛，強化效果有限。

因此，發展激光沖擊強化新的強化機理，具有十分迫切的工程需求，也是表面工程科學中的基礎研究問題。在我們的研究中發現，激光沖擊可實現金屬材料表面納米化，且形成機理和組織特征與噴丸處理等表面機械表面納米化方法均有所不同。激光沖擊能量載體是沖擊波，納米晶形成與沖擊波誘導的超高應變率塑性變形相關，而現有文獻缺乏系統研究。

為此，開展了多種金屬材料激光沖擊表面納米化的研究，并利用表面納米晶和殘余壓應力的復合作用提高金屬材料疲勞強度。本文以航空發動機中常用的鈦合金和高溫合金為例，介紹了激光沖擊后材料的微觀組織特征、納米化原理、熱穩定性和復合強化機理，以及激光沖擊強化在航空發動機特殊部件上的典型應用情況。

采用高功率脈沖激光(2-10 GW/cm2)對航空金屬材料作用，實現了鈦合金、鎳基高溫合金、鋁合金和不銹鋼等多種金屬材料的表面納米化，如圖1所示。

圖1 不同沖擊次數后金屬材料形成的表明納米晶（功率密度3-9 GW/cm2）

（a）TC6鈦合金；（b）TC17鈦合金；（c）K417鎳基合金；（d）TC11鈦合金；（e）304不銹鋼；（f）1Cr11Ni2MoV不銹鋼

鈦合金激光沖擊在表層產生的納米晶層厚度約1 μm，晶粒尺寸分布為30-300 nm；鎳基高溫合金形成的納米晶層厚度為0.5-1 m，晶粒尺寸范圍為30-500 nm；沖擊1次表面納米晶分布還不均勻(圖1(a)-(c))，沖擊3-5次后，在多種金屬材料表面形成了取向隨機、等軸狀的納米晶(圖1(d)-(f))。從不同金屬材料激光沖擊表面納米化過程與特征來看，晶粒細化機制主要取決于材料本身的結構與沖擊波參數。

堆垛層錯能(SFE)是一個重要的參數，在具有高堆垛層錯能材料的金屬材料中，位錯運動是沖擊波作用下材料超高應變率塑性變形的主要形式。本文以TC17鈦合金為例，分析高層錯能材料激光沖擊表面納米化形成機理。

TC17鈦合金激光沖擊后微觀組織沿深度方向特征為：表面納米組織、距表面2-5 μm的位錯胞和亞結構、5-20 μm的高密度位錯。這種沿深度分布的特征也在一定程度上說明了激光沖擊波作用下，金屬材料微觀組織變化規律與演化機制。高壓等離子體沖擊波是形成高應變率塑性變形的能量載體，是形成表面納米化的直接動力。當沖擊波壓力達到一定閾值時,首先在材料中形成位錯，Meyers為此提出了均勻位錯成核模型，在沖擊波作用下，單軸應變狀態產生的偏應力會使晶格扭曲，當應力達到某一臨界值，位錯在沖擊波陣面上或其附近均勻成核。在沖擊波的進一步作用下，位錯發生滑移、積聚、相互作用、纏結、湮滅、重排等協調塑性變形。

具有高層錯能的金屬及合金進行塑性變形時會很快地形成胞狀結構。此外，激光沖擊波在金屬材料表面誘導的應變速率非常高(106s−1)，可產生更高的流變應力和更高的位錯密度，更容易形成間距在納米量級的位錯胞，如圖2(c)所示。

圖2  不同深度形成的典型微觀組織特征

(a) 基體; (b) 高密度位錯; (c) 位錯胞; (d) 表層納米晶

沖擊波持續作用下，位錯運動進而形成納米晶。在這個過程中，有可能發生動態再結晶。激光沖擊形成的塑性變形應變率非常高，而高應變率變形過程往往是絕熱過程，且變形做功轉化為熱量，引起材料溫度升高。

在溫升和劇烈塑性變形條件下，表層材料發生連續動態再結晶，位錯胞進一步運動誘導產生納米晶。這個階段發生兩個過程:

1） 納米尺寸的位錯胞在溫升和沖擊波塑性變形共同作用下，向亞晶粒/晶粒結構的轉化；

2） 生成的亞晶界通過短程移動形成大角度晶界，進而形成納米晶。

沖擊次數對表面納米晶尺寸和分布特征有著較大影響。一次沖擊后，納米晶分布不均勻，多次沖擊波作用后，表面就可形成均勻的納米晶，增加沖擊次數可以給位錯運動提供更多的時間和能量，使得組織變化更加均勻。激光沖擊表面納米化后表面到深度呈梯度變化的晶粒有效提高了金屬材料的疲勞性能。

表層晶粒尺寸細小而均勻，在裂紋萌生階段，裂紋驅動力可由更多細小的晶粒所承受，晶內和晶界的應變梯度小，應力集中較小，因而材料受力均勻，裂紋不易萌生。

在裂紋的擴展階段，由于納米晶結構的晶界體積分數高，微裂紋將在晶界處受到阻礙，同時一旦微裂紋穿過晶界后，基體晶粒存在高密度位錯，擴展方向就會發生改變，必然消耗更多的能量，從而使微裂紋不易擴展。

由于表面納米晶和殘余應力對疲勞性能的作用機理是不同的，所以在疲勞性能影響因素的分析中往往將二者區別對待，但是，事實上表面納米化過程中必然伴隨著殘余應力的產生，兩者相互影響，很難將其對疲勞性能的影響單獨分離。在很多服役環境下，兩者共同提高材料的疲勞強度。激光沖擊強化的復合強化機理也是圍繞這兩個因素來展開研究。對于低溫部件，殘余壓應力和納米晶同時起強化作用；對高溫部件，殘余壓應力大部分松弛，納米晶起主要強化作用。

鈦合金薄葉片是航空發動機的關鍵件，使用過程中易受到外來物打傷，在工作載荷作用下發生疲勞斷裂。由于葉片厚度較薄，激光誘導的塑性變形缺乏約束，殘余壓應力在高周循環載荷作用下很快松弛。

此外，由于薄葉片沖擊過程中存在沖擊波背面反射、邊緣效應和沖擊波耦合等現象，引起殘余應力場不均勻分布、葉邊扭轉宏觀變形等問題。利用小光斑/掃描沖擊的方法，在表面誘導產生納米晶，提高超薄葉片的疲勞強度。

同時，小光斑誘導產生沖擊波傳播深度較淺，形成的殘余壓應力層深度也較淺，能夠防止葉片變形的發生。還可通過特殊透波結構，利用阻抗匹配方法對薄壁結構內部傳播的應力波進行邊界透波，消除邊界反射拉伸波，減弱反射波與入射波的內部耦合強度，促進表層均勻、對稱殘余壓應力的形成。

以TC17鈦合金為研究對象，設計了模擬薄葉片的振動疲勞樣件，葉片厚度為1 mm，沖擊區域及樣品尺寸，如圖3所示。

圖3 薄葉片樣品尺寸及強化區域

采用小光斑掃描沖擊的方法對其處理，光斑直徑范圍在0.5-2 mm，能量0.2-2 J，脈寬為5-8 ns，利用升降法對振動疲勞進行考核，如圖4所示。可知，激光沖擊處理后，TC17鈦合金模擬薄葉片疲勞強度提高20%以上，表面納米晶和殘余應力共同作用是提高疲勞性能的主要原因。

圖4 TC17模擬薄葉片激光沖擊振動疲勞強度對比

激光沖擊形成的殘余壓應力在熱作用下會發生松弛，從而削弱甚至消除強化效果。為此，美國激光沖擊強化規范限制了不同金屬材料激光沖擊后的后續處理和使用溫度范圍，其中，鎳基合金規定為538℃以內。因此，在殘余應力松弛情況下，表面納米晶熱穩定性是激光沖擊強化在高溫部件上應用的關鍵問題。

K417鑄造鎳基高溫合金廣泛用于渦輪葉片，其使用溫度在800℃以內。對K417合金進行了激光沖擊強化試驗，激光脈寬8-20 ns，脈沖能量2-12 J，沖擊1-5次，搭接率為60%。分別對不同溫度熱處理后的沖擊樣品進行殘余應力和微觀組織進行測試和觀察。

圖5為K417合金激光沖擊強化后殘余應力松弛情況。可知，激光沖擊誘導的殘余壓應力在不同溫度熱處理后均有一定的松弛，且溫度越高，殘余壓應力熱松弛程度越大。900℃/2h保溫后，72%殘余壓應力松弛。

圖5 K417鎳基合金激光沖擊后殘余應力的熱松弛

圖6 900℃保溫后的表明納米晶

圖6為激光沖擊K417鎳基合金900℃/10h熱處理后的表面微觀組織。與圖1(c)相比，表面納米晶沒有明顯長大，具有較好的熱穩定性。激光沖擊強化低的冷作硬化率（激光沖擊強化在單次沖擊小于1%，多次重復沖擊下只有5%-7%，而噴丸達40%），提高了表面納米晶的臨界長大溫度。晶粒大小分布的尺寸效應也提高了表面納米晶的熱穩定性。

為考核熱處理對疲勞性能的影響，分別對原始樣品、激光沖擊強化、強化后900℃/10h熱處理三種狀態的試片進行振動疲勞試驗對比。

圖7和8分別為標準振動疲勞樣件尺寸和疲勞結果。選用的激光沖擊參數為:激光能量10.8 J，脈寬20 ns，光斑直徑3.4 mm，搭接率為60%，沖擊1次。可看到，原始K417試片的疲勞強度為110 MPa，激光沖擊強化后提高至285 MPa，900°C/10h熱處理后疲勞強度為230 MPa，相對未處理的試片仍提高了1.1倍。熱處理未明顯降低激光沖擊強化的效果。

圖7 標準振動疲勞試片（單位/mm）

圖8 K417 試片不同處理狀態的疲勞強度對比

葉片榫齒/槽結構

航空發動機渦輪葉片榫齒和輪盤榫槽部位在旋轉過程中緊密接觸并隨有高頻振動，其接觸區域應力水平最高，極易產生疲勞裂紋，如圖9所示。

圖9 渦輪葉片榫齒/槽和不等應力沖擊

由于榫齒/槽等部位尺寸很小(小于1 mm)，且過渡區曲率變化較大，激光沖擊強化中存在應力集中和應力場分布不均勻等問題。

針對渦輪葉片榫齒/槽結構強化問題，采用水下小光斑/掃描沖擊的方式，多次沖擊形成表層納米組織。由于光斑較小，激光沖擊形成的應力場分布較為均勻，且沖擊波傳播深度較淺，可降低應力梯度和應力集中，從而實現對葉片榫齒部位的激光沖擊強化。

此外，還可采用“不等應力分布沖擊方法”，即利用特殊的光斑搭接和布置方式來進行激光沖擊強化，使應力分布合理。采用高溫高低周復合疲勞模擬航空發動機渦輪葉片實際工作環境，考核激光沖擊強化對鎳基合金渦輪葉片榫齒/槽疲勞性能影響。

根據某型發動機典型工作剖面，計算出低周載荷峰值及溫度載荷。本文中選用的振動應力為336 MPa，實驗溫度為530°C。由于實際航空發動機渦輪葉片振動應力小于336 MPa，說明疲勞實驗結果偏安全。

圖10為激光沖擊強化前GH4133B鎳基高溫合金渦輪葉片的中值壽命對比。可知，激光沖擊強化后鎳基合金渦輪葉片中值壽命大幅提高，達到未強化的3.79倍。激光沖擊誘導的表面納米晶在疲勞加載和熱環境共同作用下有較好的穩定性，且表面納米晶能有效提高鎳基高溫合金裂紋源區抗高溫氧化性能，減緩裂紋萌生。

圖10 渦輪葉片激光沖擊強化前后疲勞壽命對比

小孔是飛機和發動機中廣泛存在的結構，使用過程中疊加振動機械應力和熱應力等交變載荷，存在應力集中，易在孔邊形成疲勞裂紋。針對小孔這種特殊結構，采用區域性的強化方案，沿小孔邊緣區域進行蛇形三圈光斑處理，以形成表面納米結構。

利用拉-拉疲勞試驗，考核激光沖擊強化對小孔試件的疲勞性能的影響，在150MPa的應力水平下，進行R=0.1的拉-拉疲勞試驗，頻率為25 Hz，強化前后的小孔試件的疲勞壽命對比如圖12所示。可知，激光沖擊強化后小孔試樣的疲勞壽命大幅提高，達到未強化的8倍以上。

圖12 小孔強化前后疲勞壽命對比

我國航空工業基礎薄弱，提升航空發動機部件的疲勞強度和可靠性非常迫切。激光沖擊強化新機理的研究，拓寬了激光沖擊強化的研究領域，解決了現役發動機高溫部件、薄壁部件等疲勞斷裂等問題，對提高航空發動機安全可靠性和提升我軍裝備保障能力具有重要意義。