羅學(xué)昆，王　強，湯智慧，宋穎剛，王　欣

(北京航空材料研究院，北京　100095)

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激光沖擊強化對Ti-6Al-4V合金表面完整性及疲勞性能的影響

羅學(xué)昆，王強，湯智慧，宋穎剛，王欣

(北京航空材料研究院，北京100095)

研究了激光沖擊強化處理對Ti-6Al-4V合金表面完整性及疲勞性能的影響。采用表面粗糙度儀、顯微硬度計和X射線衍射殘余應(yīng)力儀分別對激光沖擊強化前后Ti-6Al-4V合金表面完整性進(jìn)行了表征。在PQ-6旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機(jī)上測試了經(jīng)激光沖擊強化處理的Ti-6Al-4V合金107周次條件下的疲勞極限，用掃描電鏡分析了疲勞斷口形貌，探討激光沖擊強化機(jī)制。結(jié)果表明，激光功率密度越大，表面粗糙度越小，表面殘余壓應(yīng)力和表面硬度值越大，殘余壓應(yīng)力層和硬化層深度越深；與原始試樣相比，激光沖擊強化試樣的疲勞極限提高了33.3%，原因是激光沖擊強化可以顯著降低合金表面的粗糙度，改善合金的表面完整性，產(chǎn)生深層的殘余壓應(yīng)力場和表面硬化層，將疲勞裂紋源由表層轉(zhuǎn)移到次表層，有效地抑制了疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展，從而提升合金的疲勞抗力。

Ti-6Al-4V；激光沖擊強化；疲勞強度；殘余壓應(yīng)力；硬度

0　引　言

鈦合金具有比強度高、耐蝕性良好等優(yōu)點，被廣泛用于制造航空航天飛行器的重要零部件。然而由于鈦合金具有較高的缺口敏感性，導(dǎo)致零部件容易發(fā)生疲勞斷裂失效。研究表明，通過表面強化方法提高鈦合金的疲勞抗力是防止零部件疲勞失效的重要途徑。為此，人們開發(fā)了多種表面強化工藝，其中最常用的方法是噴丸強化[1-2]。但是由于噴丸強化產(chǎn)生的強化層深度有限[2]，因而具有更高沖擊能量密度的激光沖擊強化方法受到了人們的關(guān)注。研究發(fā)現(xiàn)，激光沖擊強化不僅可以引入更深的殘余壓應(yīng)力層和組織強化層，還可以降低表面粗糙度，提高表面硬度[3-5]。另外，激光沖擊強化的殘余壓應(yīng)力場的高溫穩(wěn)定性也比噴丸的要高[4]。在美國，激光沖擊強化被用于壓氣機(jī)鈦合金風(fēng)扇葉片的表面強化處理，從而抑制裂紋萌生和早期裂紋擴(kuò)展，提高抗擊外物損傷的能力[6]。

激光沖擊強化效果受到多種因素的影響，如材料特性、激光功率密度、沖擊方式、搭接率、掃描路徑等。其中，激光功率密度是最重要的參數(shù)之一。例如， Rubio-González C等人[7]發(fā)現(xiàn)激光功率密度越高，雙相不銹鋼表面產(chǎn)生的壓應(yīng)力越大。Xiong Y等人[8]發(fā)現(xiàn)激光沖擊強化能夠細(xì)化高碳鋼的微觀組織結(jié)構(gòu)，從而提高表面硬度，而且激光功率密度越高，表面硬化作用越顯著。Cao Z W等人[9]研究發(fā)現(xiàn)，激光脈沖能量對TC17鈦合金表面形貌和殘余應(yīng)力影響顯著，殘余壓應(yīng)力值隨著激光能量增大而增大，并在激光脈沖能量超過55 J時達(dá)到飽和。但目前激光功率密度對Ti-6Al-4V合金疲勞性能影響方面的研究還較少，缺乏對疲勞強度、表面完整性和抗疲勞機(jī)制等方面的研究。

本研究進(jìn)行了激光沖擊強化處理Ti-6Al-4V合金的試驗，探討激光功率密度對Ti-6Al-4V合金表面粗糙度、殘余應(yīng)力場、硬度和疲勞極限的影響，觀察了未經(jīng)處理的原始試樣和激光沖擊強化試樣的疲勞斷口形貌，分析激光沖擊強化的增益機(jī)制，旨在推動激光沖擊強化處理技術(shù)在鈦合金零件表面改性方面的工程化應(yīng)用。

1　實　驗

實驗材料為冷軋退火態(tài)的Ti-6Al-4V合金棒材，屈服強度≥826 MPa，斷裂強度≥900 MPa，延伸率>9.5%。

將實驗材料加工成光滑(Kt=1)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣(見圖1，為單軸受力狀態(tài))和15 mm×10 mm×4 mm長方塊試樣。

試樣的激光沖擊強化處理在YD60-M165型激光沖擊強化設(shè)備上完成。工藝參數(shù)設(shè)置：光斑直徑為3 mm，激光波長為1.064 μm，激光功率密度為6.0 GW/cm2和10.0 GW/cm2。兩激光出口相向布置，試樣置于兩個激光出口連線的中間，試樣軸線與兩激光出口連線垂直，兩個激光光斑同時雙面對沖試樣。

長方塊試樣也采用同時雙面對沖，試樣平移。在長度方向(l=15 mm)采用58.1%的搭接率，在寬度方向(d=10 mm)采用50.0%的搭接率。

圖1　光滑旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣圖及激光沖擊試樣的路徑示意圖Fig.1　Illustrations of smooth rotating-bending fatigue specimenand the peening path

采用MicroXAM白光干涉儀測試長方塊激光沖擊前后的表面粗糙度，取5個測量點的平均值。

用電解拋光方法對激光沖擊處理后的長方塊試樣進(jìn)行逐層剝離，每次拋光20 s，測量試樣的厚度。用XStress-3000型X射線衍射殘余應(yīng)力測試儀測試不同厚度層的殘余應(yīng)力(靶材為TiKα靶，測試電壓為30 kV，準(zhǔn)直管直徑為1.5 mm，使用交相關(guān)定峰法計算殘余應(yīng)力值)。

在旋轉(zhuǎn)彎曲試樣上，用電火花線切割的方法切取激光沖擊區(qū)域的橫截面，經(jīng)2 000#砂紙打磨并拋光后采用HMAS-C1000SZA顯微硬度儀(施加載荷為1 N)測定距表面不同深度處的維氏硬度值。

在PQ-6旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗機(jī)上，按HB 5152—1996標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行室溫高周旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(R=-1，f=83.3 Hz)。采用升降法確定107周次條件下的疲勞極限。在FEI Quanta 600掃描電子顯微鏡(SEM)下觀察疲勞斷口形貌。

2　結(jié)果與討論

2.1表面粗糙度

表面粗糙度是材料表面完整性的重要參數(shù)之一。研究表明，表面粗糙度越大，越容易引起局部應(yīng)力集中，導(dǎo)致疲勞裂紋的萌生[10]。白光干涉法是一種基于白光干涉條紋和最大光強分析的非接觸測量方法，所測的Ra值表示輪廓算數(shù)平均偏差，是表征零件表面輪廓特征的最關(guān)鍵參數(shù)之一[11]。激光沖擊強化處理前后Ti-6Al-4V合金試樣的表面粗糙度測量結(jié)果如圖2所示。當(dāng)激光功率密度為6.0 GW/cm2時，激光沖擊區(qū)域的粗糙度值為0.373 μm，比原始磨削表面的粗糙度(0.401 μm)下降了7.0 %。當(dāng)激光功率密度為10.0 GW/cm2時，激光沖擊區(qū)域的粗糙度值為0.248 μm，比原始磨削表面的粗糙度(0.401 μm)下降了38.2 %。由此可見，激光沖擊強化可以降低試樣表面粗糙度，且激光功率密度越大，表面粗糙度值越小。

圖2　Ti-6Al-4V合金激光沖擊處理前后表面粗糙度對比Fig.2　Comparison of roughness of Ti-6Al-4V alloy before and after laser shock peening

2.2表面殘余應(yīng)力

圖3為Ti-6Al-4V合金激光沖擊處理后距表面不同深度處的殘余應(yīng)力分布(圖中“+”值表示拉應(yīng)力，“-”值表示壓應(yīng)力)。從圖中可以看出，表面激光沖擊強化后，在Ti-6Al-4V合金表面形成了具有一定深度的殘余壓應(yīng)力層。且殘余壓應(yīng)力值隨著深度的增加逐漸減小。當(dāng)激光功率密度為6.0 GW/cm2時，表面殘余壓應(yīng)力值為382.1 MPa，壓應(yīng)力層深度約為1.50 mm；而當(dāng)激光功率密度為10.0 GW/cm2時，表面殘余壓應(yīng)力值增大至455.6 MPa，壓應(yīng)力層深度約為1.70 mm。這表明隨著激光功率密度的增加，表面殘余應(yīng)力值和殘余應(yīng)力層深度均在增大。

農(nóng)林院校旅游管理專業(yè)一體化實踐教學(xué)體系的構(gòu)建是在我國新形勢下的必然要求，突破原有體系的界限，通過更大程度的引入優(yōu)勢學(xué)科和教學(xué)資源，結(jié)合當(dāng)今鄉(xiāng)村旅游和森林旅游的發(fā)展，有針對性的培養(yǎng)旅游管理專業(yè)相關(guān)人才。體系有效地整合了農(nóng)林院校的辦學(xué)特點和資源優(yōu)勢，對學(xué)生進(jìn)行差異化培養(yǎng)，強調(diào)培養(yǎng)學(xué)生創(chuàng)新能力，重視實踐教學(xué)在學(xué)生個人培養(yǎng)中的作用，對今后的教學(xué)改革提供方案選擇。

Montross C S等人的研究表明，在激光沖擊強化過程中，強激光束在材料表面形成了等離子體沖擊波，這種沖擊波的壓力高達(dá)數(shù)GPa(109Pa)[13]，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于材料的動態(tài)屈服強度，使材料表層發(fā)生塑性變形并屈服，從而在表層產(chǎn)生了高幅殘余壓應(yīng)力值和較深的殘余壓應(yīng)力層，因此激光功率密度越大，沖擊波能量越大，塑性變形層越深。

由于沖擊波在材料內(nèi)部的傳播是一個逐漸衰減的過程，沖擊波的動能逐步被材料吸收和消耗，轉(zhuǎn)變?yōu)椴牧习l(fā)生塑性變形產(chǎn)生的形變能[4,13]，因此，殘余壓應(yīng)力值沿深度方向呈現(xiàn)梯度變化，距離表層深度越深，殘余壓應(yīng)力值越小。

2.3顯微硬度

金屬零部件的抗外物損傷能力主要取決于零部件表層的堅硬程度[12]，因此影響金屬零部件抗外物損傷能力最重要的因素是金屬材料的表層硬度[13]。圖4是激光沖擊處理前后Ti-6Al-4V合金距表面不同厚度層的顯微硬度分布。

圖4　激光沖擊處理前后Ti-6Al-4V合金距表面不同深度處顯微硬度分布Fig.4　Hardness distribution at different depths to the surface of Ti-6Al-4V alloy before and after laser shock processing

從圖中可以看出，經(jīng)10.0 GW/cm2功率密度處理的試樣，表面顯微硬度為3 439.8 MPa，明顯高于未經(jīng)激光沖擊處理試樣的顯微硬度(約2 871.4 MPa)，增幅近20%，這說明激光沖擊能夠顯著提高Ti-6Al-4V合金的硬度。另外，經(jīng)激光沖擊強化處理的試樣表面形成了硬化層，且硬化層隨著深度的增加，硬度值逐漸降低，距表面約1.00 mm的深度處，硬度約為2 891.0 MPa，與未沖擊區(qū)域的硬度值相當(dāng)，這說明激光沖擊強化在Ti-6Al-4V合金表面形成的硬化層約1.00 mm厚。另外，從圖中也可以看出，經(jīng)激光功率密度10.0 GW/cm2處理的試樣比6.0 GW/cm2處理的試樣表面硬度高，硬化層深度深。這說明激光功率密度越大，處理的試樣表面硬度值越高，產(chǎn)生的硬化層深度也越深。

Nie X F等人的研究表明，受沖擊區(qū)域硬度的提高得益于內(nèi)部位錯密度的增大[3]。由于沖擊波產(chǎn)生的應(yīng)變率非常高(可達(dá)107s-1)[13]，因而沖擊波在沖擊區(qū)域產(chǎn)生高密度且均勻穩(wěn)定的位錯。這些高密度位錯形成了大量位錯胞，進(jìn)一步抑制了位錯運動和剪切帶的擴(kuò)展，從而提高了材料的表面硬度。

2.4疲勞性能

圖5為Ti-6Al-4V合金磨削加工原始試樣和激光沖擊強化試樣的疲勞S-N曲線。在107循環(huán)周次下，原始試樣的疲勞極限為480 MPa，激光沖擊強化試樣的疲勞極限為640 MPa，提高了160 MPa，增幅為33.3%。表1給出了不同牌號的鈦合金激光沖擊強化處理后疲勞極限的增益效果。由表1對比可知，本研究處理工藝對Ti-6Al-4V合金疲勞極限的增益效果非常顯著。

圖5　激光沖擊強化處理前后Ti-6Al-4V合金(10.0 GW/cm2)的疲勞S-N曲線Fig.5　Fatigue S-N curves of Ti-6Al-4V alloy before and after laser shock peening with the density of 10.0 GW/cm2

圖6為激光沖擊強化處理前后Ti-6Al-4V合金在相同應(yīng)力水平下發(fā)生斷裂的疲勞斷口照片。從圖中可以看出，兩者均為典型的疲勞斷口，可清晰地分辨疲勞源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)3個部分。不同的是，對于未處理的原始試樣，疲勞源位于試棒的表面(圖6a中圓圈)，而對于激光沖擊強化試樣，疲勞源位于試棒表面以下的次表層(約200 μm深度處，圖6b中圓圈)。這說明，激光沖擊強化使疲勞源由試棒表面轉(zhuǎn)移到了次表面。

表1　不同牌號的鈦合金激光沖擊強化后的疲勞極限增益效果

圖6　激光沖擊強化處理前后Ti-6Al-4V合金的疲勞斷口照片F(xiàn)ig.6　Fatigue sources of Ti-6Al-4V alloy before and after laser shock peening

疲勞裂紋的萌生主要取決于裂紋尖端晶粒的滑移機(jī)制，而裂紋萌生的位置與復(fù)雜的微觀特征緊密相關(guān)[14]。在循環(huán)載荷作用下，金屬表面因應(yīng)力集中產(chǎn)生滑移線，這些滑移線逐漸累積會形成寬大的滑移帶。由于滑移帶區(qū)域相比未滑移區(qū)域，其硬度和強度下降，會進(jìn)一步促進(jìn)滑移線的形成，因此疲勞裂紋最終在最寬的滑移帶區(qū)域萌生。激光沖擊強化試樣表面層被強化硬化，而次表層強度和硬度較低，更利于滑移線的形成，疲勞裂紋也容易在此萌生。從所受載荷角度分析，盡管旋轉(zhuǎn)彎曲試樣的表面所受外加拉應(yīng)力載荷最大，次表面次之，但是激光沖擊強化在表面產(chǎn)生了高幅的殘余壓應(yīng)力，次表面次之，當(dāng)外加拉應(yīng)力和殘余壓應(yīng)力疊加后，試樣表面所受的實際有效載荷低于次表層，因此，激光沖擊強化后的疲勞裂紋轉(zhuǎn)移至次表層，疲勞極限得到了顯著提升。

3　結(jié)　論

通過研究激光沖擊強化處理對Ti-6Al-4V合金疲勞性能和表面完整性的影響，得到以下結(jié)論：

(1)激光沖擊強化處理可以降低Ti-6Al-4V合金的表面粗糙度，激光功率密度越高，表面粗糙度越小。

(2)激光沖擊強化在Ti-6Al-4V合金表面產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力場和硬度場。激光功率密度對表面壓應(yīng)力場和硬度場分布的影響顯著，其值越高，產(chǎn)生的表面殘余壓應(yīng)力值和表面硬度值越高，殘余壓應(yīng)力層深度越深，硬化層深度也越深。

(3)相比未處理的原始試樣，激光沖擊強化試樣的疲勞極限提高了33.3%。激光沖擊強化產(chǎn)生的表面粗糙度下降、高數(shù)值的殘余壓應(yīng)力場和表面硬化作用可以有效抑制疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展，是疲勞極限提升的主要原因。

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Effect of Laser Shock Peening on Surface Integrity and Fatigue Property of Ti-6Al-4V Alloy

Luo Xuekun, Wang Qiang, Tang Zhihui, Song Yinggang, Wang Xin

(Beijing Institute of Aeronautical Material, Beijing 100095, China)

The effect of laser shock peening (LSP) on the surface integrity and fatigue property of Ti-6Al-4V alloy. The surface integrities before and after LSP were characterized by roughmeter, hardmeter and X-ray diffraction instrument. The fatigue limits under 107cycles of Ti-6Al-4V alloy after LSP were tested by PQ-6 rotary bending tester. The fatigue fractues were observed by scanning electron microscopy. Then the mechanism of LSP was also discussed. The results show that the increase of laser power density leads to the decrease of the surface roughness and increase of the residual compressive stress, hardness, and the depths of residual compressive stress field and hardened layer. The fatigue limit of specimens after LSP is increased by 33.3% compared to that of the untreated ones. It is because LSP can decrease the roughness and improve the surface integrity, then leads to deep residual compressive stress field and surface hardening field.The fatigue source located at from the surface without LSP to the subsurface after LSP. The improvement of the surface integrity could inhibit the nucleation and propagation of the fatigue crack and enhance the fatigue limit.

Ti-6Al-4V; laser shock peening; fatigue limit; compressive residual stress;hardness

2016-01-04

羅學(xué)昆(1987—)，男，工程師。

TG178

A

1009-9964(2016)02-0033-05