陳禹錫，高玉魁

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Ti2AlNb金屬間化合物噴丸強(qiáng)化殘余應(yīng)力模擬分析與疲勞壽命預(yù)測(cè)

陳禹錫，高玉魁

（同濟(jì)大學(xué) 航空航天與力學(xué)學(xué)院，上海 200092）

研究經(jīng)噴丸強(qiáng)化處理后Ti2AlNb材料表層殘余應(yīng)力的分布特征，并預(yù)測(cè)殘余應(yīng)力對(duì)材料疲勞性能的影響規(guī)律。通過(guò)貼應(yīng)變片逐層鉆孔法，對(duì)使用噴丸強(qiáng)化處理后的Ti2AlNb試樣進(jìn)行殘余應(yīng)力測(cè)試分析，得到引入殘余應(yīng)力場(chǎng)各方面的測(cè)試數(shù)據(jù)，結(jié)合ABAQUS數(shù)值模擬方式，對(duì)比分析試驗(yàn)與模擬殘余應(yīng)力場(chǎng)結(jié)果，獲取材料的最終殘余應(yīng)力梯度。利用FE-SAFE軟件，通過(guò)疊加殘余應(yīng)力場(chǎng)的方式，預(yù)測(cè)噴丸強(qiáng)化前后試樣的疲勞壽命。在文中加工參數(shù)下，實(shí)驗(yàn)測(cè)試和軟件模擬結(jié)果的重合度良好。噴丸強(qiáng)化可在Ti2AlNb金屬間化合物靶材內(nèi)引入300 MPa左右的最大殘余壓應(yīng)力，深度達(dá)到了0.12 mm左右。材料表面塑性應(yīng)變分布不均勻，且造成的塑性應(yīng)變距表面深度可達(dá)0.1 mm。通過(guò)噴丸強(qiáng)化引入殘余壓應(yīng)力，預(yù)測(cè)的Ti2AlNb材料疲勞極限可提高12%，高低周疲勞壽命均有明顯的延壽效果。驗(yàn)證了有限元數(shù)值模擬此材料噴丸強(qiáng)化的準(zhǔn)確性和可靠性，得到了Ti2AlNb材料噴丸強(qiáng)化的殘余應(yīng)力場(chǎng)。由于塑性變形誘發(fā)機(jī)制的限制，噴丸造成塑性應(yīng)變分布不均勻，塑性應(yīng)變層深小于殘余壓應(yīng)力層深。此外，強(qiáng)化后材料的疲勞性能顯著提高，疲勞極限有可觀的提升，且高低周疲勞均有較好的延壽效果。

噴丸強(qiáng)化；表層改性；數(shù)值模擬；殘余應(yīng)力；壽命預(yù)測(cè)；新型材料

20世紀(jì)末，第三代高Nb含量的Ti2AlNb金屬間化合物被研制出來(lái)，由于其具有優(yōu)良的機(jī)械性能、良好的高溫力學(xué)性能和較低的密度而受到越來(lái)越多的關(guān)注，成為先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)零部件制造中最有發(fā)展前途的材料之一[1-3]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的零部件，在其服役期間，最主要的失效形式就是疲勞。現(xiàn)有研究表明，疲勞裂紋通常萌生于零部件或材料的表面位置，因此經(jīng)受疲勞載荷的零部件的表面狀態(tài)，即表面粗糙度、是否存在缺陷等，對(duì)于疲勞壽命有著關(guān)鍵性的影響[4-5]。在機(jī)械加工中，為了降低表面粗糙度，通常采用精密切削加工、磨削拋光等方式對(duì)零部件進(jìn)行精加工，因此在零部件表面引入了加工殘余應(yīng)力，同時(shí)還有可能引入表面缺陷，不利于材料的疲勞性能。對(duì)Ti2AlNb金屬間化合物零件進(jìn)行表層改性，能夠有效改善其表面應(yīng)力層狀態(tài)，消除加工產(chǎn)生的表面殘余拉應(yīng)力，消除或弱化可能存在的表面缺陷，從而提高疲勞強(qiáng)度，延長(zhǎng)零部件的服役周期。

噴丸強(qiáng)化作為一種廣泛運(yùn)用的表層改性技術(shù)，具有操作簡(jiǎn)便、強(qiáng)化效果好等優(yōu)點(diǎn)，常用于提高材料的疲勞強(qiáng)度和抗應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂性能[6-7]。噴丸強(qiáng)化的原理如圖1所示，彈丸經(jīng)過(guò)噴嘴加速?lài)娚?，撞擊靶材表層，使材料表層的彈坑周?chē)a(chǎn)生塑性變形，在撞擊結(jié)束后，由于材料內(nèi)部的自平衡作用，在表面形成一層壓縮殘余應(yīng)力層[8]。殘余應(yīng)力是影響構(gòu)件眾多性能的重要因素，如零部件的靜強(qiáng)度、抗疲勞強(qiáng)度、抗應(yīng)力腐蝕性能，并且會(huì)影響最終成件形狀尺寸的穩(wěn)定性。表層殘余壓應(yīng)力的存在能夠有效抵消部分零件表面的服役載荷，進(jìn)而抑制表面微裂紋的產(chǎn)生，最終優(yōu)化材料的疲勞性能。因此，研究經(jīng)噴丸強(qiáng)化后靶材內(nèi)部殘余應(yīng)力場(chǎng)的變化規(guī)律及梯度分布，對(duì)指導(dǎo)航空工業(yè)生產(chǎn)中零部件表面改性技術(shù)的應(yīng)用具有重要意義。

圖1 噴丸強(qiáng)化原理

對(duì)于Ti2AlNb金屬間化合物噴丸殘余應(yīng)力場(chǎng)的研究較為少有。文中采用ABAQUS軟件進(jìn)行噴丸強(qiáng)化的數(shù)值模擬，并結(jié)合貼應(yīng)變片逐層鉆孔法進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)試，得到此新型材料噴丸強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力梯度。探究噴丸對(duì)Ti2AlNb金屬間化合物表層改性的效果與數(shù)值模擬的有效性，提供可靠的數(shù)值模擬方式。結(jié)合疲勞分析FE-SAFE軟件，探究此表層改性技術(shù)對(duì)Ti2AlNb新型材料的疲勞延壽效果，為材料的疲勞性能研究提供理論基礎(chǔ)，用于指導(dǎo)將來(lái)工程應(yīng)用中的疲勞強(qiáng)化。

1 Ti2AlNb材料的噴丸強(qiáng)化有限元仿真

1985年，Meguid等[9]首次使用有限元法（FEM）模擬求解噴丸殘余應(yīng)力場(chǎng)，將復(fù)雜噴丸過(guò)程簡(jiǎn)化成為平面應(yīng)變條件下的光滑剛性沖頭壓入有界彈塑性固體材料的有限元分析。噴丸強(qiáng)化過(guò)程主要包括以下兩個(gè)部分[8]：

1）接觸和撞擊過(guò)程。在此過(guò)程中，丸粒通過(guò)噴頭加速，沖擊至目標(biāo)材料表面，在材料表層產(chǎn)生了永久塑性變形和一定的彈性變形。

2）材料自平衡過(guò)程。在此過(guò)程中，彈坑塑性變形區(qū)周?chē)膹椥宰冃尾糠职l(fā)生回彈，使得材料表層內(nèi)部發(fā)生擠壓，產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力。

在文中使用ABAQUS軟件對(duì)噴丸強(qiáng)化進(jìn)行模擬的過(guò)程中，也將強(qiáng)化過(guò)程分為以上兩個(gè)部分。同時(shí)參考前人研究[8,10-11]提出三個(gè)假設(shè)：所有彈丸均為完整球體，具有相同的尺寸和物理性質(zhì)；單個(gè)彈丸只撞擊靶材一次；忽略多彈丸間的相互接觸與軌跡干涉。丸粒的接觸撞擊是一個(gè)高應(yīng)變率的瞬時(shí)過(guò)程，故采用ABAQUS/Explicit顯示時(shí)間積分算法來(lái)進(jìn)行數(shù)值模擬；而沖擊結(jié)束后材料的自平衡過(guò)程，則采用ABAQUS/Standard隱式算法模擬。由于接觸撞擊模型具有對(duì)稱(chēng)性[11]，建模時(shí)采用1/2對(duì)稱(chēng)模型，滿(mǎn)足模擬要求的同時(shí)可以提高軟件的計(jì)算效率。表面覆蓋率定義為噴丸后材料表面總彈坑面積與材料表層面積的比值，是噴丸加工工藝主要參數(shù)之一。

實(shí)際加工過(guò)程中，噴丸表面覆蓋率為200%。為了模擬200%的覆蓋率，采用了八層彈丸疊加的1/2模型，如圖2所示。模型中彈丸直徑取0.36 mm，以對(duì)應(yīng)實(shí)際加工噴丸所使用的AGB35玻璃丸的幾何參數(shù)，定義Ti2AlNb金屬間化合物靶材的半徑（2.16 mm）為6倍彈丸直徑，厚度（2.88 mm）為8倍彈丸直徑。在網(wǎng)格劃分中，因噴丸強(qiáng)化的變形原理，彈丸撞擊靶材所發(fā)生的塑性變形主要集中于材料表層，故而細(xì)化了靶材表層及被撞擊中心部位的網(wǎng)格（圖2放大區(qū)域），設(shè)定的最小單元網(wǎng)格大小為0.01 mm。模型中使用C3D8R八節(jié)點(diǎn)六面體減縮積分單元，經(jīng)過(guò)劃分后，整體模型單元個(gè)數(shù)為159 432個(gè)。設(shè)置靶材剖面與半球剖面的界面屬性為對(duì)稱(chēng)邊界條件，靶材底面的界面屬性為位移邊界條件（向位移為0），靶材上表面的界面屬性為自由表面。在噴丸加工的過(guò)程中，主要作用方式為彈丸與材料表面發(fā)生碰撞引入永久塑性變形。若彈丸選用鑄鋼丸，此金屬?gòu)椡柙谂cTi2AlNb靶材表面發(fā)生接觸時(shí)，可能會(huì)在靶材表面留下部分鐵元素，從而對(duì)Ti2AlNb金屬間化合物零部件表面造成污染，故而在實(shí)驗(yàn)加工和仿真過(guò)程中選用玻璃丸進(jìn)行噴丸強(qiáng)化。選擇靶材和彈丸的材料參數(shù)見(jiàn)表1，彈丸初始入射速度設(shè)置為50 m/s。

圖2 噴丸強(qiáng)化有限元模型

表1 材料的力學(xué)參數(shù)

Tab.1 Mechanical parameters of materials

2 實(shí)驗(yàn)測(cè)試分析

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，進(jìn)行了相同工況室溫下的噴丸強(qiáng)化實(shí)驗(yàn)研究。文中采用的殘余應(yīng)力測(cè)試方法為逐層鉆孔法，從應(yīng)變釋放角度測(cè)量殘余應(yīng)力[12]。此方法的測(cè)量精度高、可靠性強(qiáng)、操作方便且破壞性較小。在測(cè)試中使用了如圖3a所示的固定式鉆孔裝置，利用目鏡確定鉆孔中心位置點(diǎn)，使用旋轉(zhuǎn)螺旋測(cè)微器調(diào)節(jié)跟進(jìn)深度，測(cè)得應(yīng)力在材料表層的分布梯度。逐層鉆孔法（HDSG）的原理是：在殘余應(yīng)力非均分布的平板上，使用鉆孔儀鉆一小孔，孔邊徑向應(yīng)力隨之迅速下降至0，被鉆孔區(qū)域附近殘余應(yīng)力重新分布，此內(nèi)部應(yīng)力的自發(fā)變化稱(chēng)為應(yīng)力釋放。通過(guò)使用應(yīng)變片測(cè)量其釋放應(yīng)力造成的應(yīng)變變化，反推得到兩個(gè)主應(yīng)力和主方向角共三個(gè)未知參數(shù)。圖3b為鉆孔處殘余應(yīng)力的示意圖，在深度步時(shí)，平面應(yīng)力分別為(σ)、(σ)、(τ)。在增量數(shù)為時(shí)（1≤≤），表面釋放應(yīng)變的計(jì)算公式為[12]：

圖3 鉆孔應(yīng)變釋放法

Fig.3 Hole drilling strain release method: a) hole drilling instrument; b) hole geometry and residual stresses

實(shí)驗(yàn)測(cè)試時(shí)，使用BHI120-2CA-K(11)-Q30P500應(yīng)變片測(cè)得式（1）中的應(yīng)力參數(shù)，然后根據(jù)得到的應(yīng)變求解出此鉆孔深度位置的殘余應(yīng)力。鉆孔時(shí)由表面逐層遞進(jìn)，遞進(jìn)深度需手動(dòng)控制在20 μm左右，測(cè)試至殘余應(yīng)力值穩(wěn)定趨于0時(shí)，認(rèn)為此深度下的材料內(nèi)部已經(jīng)達(dá)到平衡，不再受?chē)娡鑿?qiáng)化的影響。

3 分析與討論

噴丸強(qiáng)化作為常用表層改性技術(shù)，主要通過(guò)沖擊靶材造成塑性變形，從而在材料內(nèi)部引入殘余壓應(yīng)力，提高材料性能。同時(shí)，噴丸強(qiáng)化會(huì)造成材料表面的微觀組織變形[13]，也會(huì)影響材料的表層硬度和殘余應(yīng)力。故而其殘余壓應(yīng)力的數(shù)值與壓應(yīng)力層深的測(cè)定結(jié)果，將直接影響強(qiáng)化后的材料疲勞性能。噴丸強(qiáng)化后，Ti2AlNb材料表層殘余應(yīng)力（、向）的梯度分布如圖4所示。

圖4 噴丸強(qiáng)化后殘余應(yīng)力場(chǎng)

圖4中，虛線為噴丸數(shù)值仿真結(jié)果，實(shí)線為鉆孔法實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果。數(shù)值仿真和鉆孔法實(shí)驗(yàn)得到的噴丸后Ti2AlNb殘余應(yīng)力場(chǎng)分布呈現(xiàn)出相同的變化趨勢(shì)。實(shí)際加工和撞擊仿真的噴丸強(qiáng)化過(guò)程均在靶材表面引入了殘余壓應(yīng)力，并且隨著距表面深度的增加，殘余壓應(yīng)力值急劇下降，在轉(zhuǎn)變?yōu)闅堄嗬瓚?yīng)力后緩慢趨于平衡，殘余應(yīng)力值最終趨近于0。這是由于在丸粒和靶材材料的接觸撞擊過(guò)程中，由于工藝本身以及材料性能的限制，噴射出的彈丸不能整個(gè)嵌入到靶材的表層中，所引起的塑性變形深度會(huì)受到彈丸尺寸的影響[14]。因此限制了噴丸工藝引入殘余壓應(yīng)力層的深度，造成引入塑性變形的區(qū)域也十分有限。隨著深度的增加，塑性變形迅速消減，殘余壓應(yīng)力的數(shù)值也隨之迅速衰減。由于殘余應(yīng)力是材料不受外載時(shí)其內(nèi)部具有的自相平衡的內(nèi)應(yīng)力，故在壓應(yīng)力層之下也會(huì)存在殘余拉應(yīng)力。隨深度的增加，當(dāng)材料內(nèi)部的殘余拉、壓兩應(yīng)力值互相抵消，在此深度下，不再存在殘余應(yīng)力，即殘余應(yīng)力值為0時(shí)，認(rèn)為材料內(nèi)部在此深度不再受?chē)娡铓堄鄳?yīng)力的影響。

噴丸強(qiáng)化工藝下，Ti2AlNb金屬間化合物的塑性應(yīng)變（PE）在材料表面處的分布如圖5所示。可以看出，在靶材表面塑性變形分布均勻度不高，存在峰值，并且在此變形平面內(nèi)，塑性應(yīng)變值相差較大。塑性應(yīng)變隨深度變化的結(jié)果如圖6所示，可以看出，噴丸所產(chǎn)生的塑性變形消減十分迅速。在材料表層下80 μm處，塑性變形接近0；在深度達(dá)到100 μm之后，材料內(nèi)部不再有塑性變形。由此可見(jiàn)，塑性變形層的深度低于殘余壓應(yīng)力層的深度，在殘余壓應(yīng)力達(dá)到0或是存在殘余拉應(yīng)力的情況下，塑性變形不再存在。

圖5 噴丸強(qiáng)化后表面塑性應(yīng)變分布

圖6 噴丸強(qiáng)化后塑性應(yīng)變隨深度分布

通常噴丸所產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)可以由以下四個(gè)特征參數(shù)表征[15]：材料表面殘余壓應(yīng)力srs、內(nèi)部最大殘余壓應(yīng)力mrs、測(cè)試點(diǎn)距表層距離m、總殘余壓應(yīng)力場(chǎng)深度0。需要指出的是，鉆孔法是一種微損檢測(cè)方式，無(wú)法直接測(cè)得材料表面的殘余壓應(yīng)力，故而僅能比較其余三個(gè)參數(shù)。

表2列舉了實(shí)驗(yàn)和仿真結(jié)果的殘余應(yīng)力場(chǎng)特征參數(shù)?？梢园l(fā)現(xiàn)，仿真獲得的最大殘余壓應(yīng)力與應(yīng)力層深度比實(shí)驗(yàn)值更大，這可能與試樣表面存在的初始?xì)堄嗬瓚?yīng)力有關(guān)。A. H. Mahmoudi等人[16]研究了初始?xì)堄鄳?yīng)力的存在對(duì)噴丸引入殘余應(yīng)力場(chǎng)的影響，并表明初始應(yīng)力的存在可顯著改變超過(guò)最大殘余壓應(yīng)力點(diǎn)的噴丸殘余應(yīng)力，同時(shí)這些變化與殘余應(yīng)力的大小和方向密切相關(guān)。比較實(shí)驗(yàn)和仿真獲得的特征值參數(shù)，計(jì)算得出兩種方式所得最大殘余壓應(yīng)力值的誤差分別為5.6%和7.4%，相對(duì)的總殘余壓應(yīng)力層深度誤差分別為5.4%和7.8%。同時(shí)，圖4中實(shí)驗(yàn)和仿真的殘余應(yīng)力梯度曲線重合度良好，由此驗(yàn)證了仿真獲得的殘余應(yīng)力場(chǎng)的準(zhǔn)確性。因?yàn)闅堄鄳?yīng)力產(chǎn)生的機(jī)制即為塑性應(yīng)變和彈性應(yīng)變導(dǎo)致的材料內(nèi)部擠壓，由此可以基本推斷出在此噴丸參數(shù)下Ti2AlNb材料表面的殘余壓應(yīng)力值。

表2 殘余應(yīng)力場(chǎng)參數(shù)對(duì)比

Tab.2 Comparison of residual stress field parameters

4 FE-SAFE材料疲勞壽命模擬

為了研究噴丸強(qiáng)化對(duì)Ti2AlNb金屬間化合物疲勞性能的影響，故而對(duì)試樣進(jìn)行疲勞壽命模擬。采用了疲勞分析FE-SAFE軟件，此軟件采用了先進(jìn)的單/雙軸疲勞計(jì)算方法，同時(shí)綜合了多種參考因素（主要包括受載平均應(yīng)力、應(yīng)力集中、試樣表面狀態(tài)等），利用軟件自帶的豐富的材料數(shù)據(jù)庫(kù)和疲勞載荷組設(shè)計(jì)功能，根據(jù)提供的各種應(yīng)力應(yīng)變進(jìn)行疲勞壽命及耐久性分析[17]。在FE-SAFE中，結(jié)構(gòu)的疲勞分析主要包括材料本身的疲勞性能和結(jié)構(gòu)所受的載荷歷程，文中側(cè)重分析Ti2AlNb金屬間化合物旋轉(zhuǎn)彎曲試樣的疲勞性能。利用軟件自帶功能，設(shè)計(jì)試樣受正弦載荷譜，應(yīng)力比=–1，并通過(guò)疊加殘余應(yīng)力梯度曲線，計(jì)算噴丸強(qiáng)化前后材料的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命。

旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞作為簡(jiǎn)單的線彈性疲勞，進(jìn)行疲勞分析前，F(xiàn)E-SAFE軟件中需要輸入被計(jì)算結(jié)構(gòu)單位加載的節(jié)點(diǎn)應(yīng)力結(jié)果。利用單位節(jié)點(diǎn)應(yīng)力結(jié)果，結(jié)合設(shè)計(jì)載荷譜，乘以相對(duì)應(yīng)的載荷指數(shù)，生成最終疲勞載荷譜，最后通過(guò)計(jì)算求出疲勞壽命。首先在ABAQUS軟件中建模，參考疲勞試樣標(biāo)準(zhǔn)，使用圖7所示航空用標(biāo)準(zhǔn)旋轉(zhuǎn)彎曲光滑疲勞試樣。設(shè)計(jì)的應(yīng)力集中系數(shù)t=1，工作部位直徑為4 mm，加載端直徑為6.25 mm，總長(zhǎng)度為52 mm。通過(guò)計(jì)算得到有限元分析的應(yīng)力結(jié)果，在FE-SAFE中導(dǎo)入.odb格式的結(jié)果文件，根據(jù)加載頻率定義疲勞載荷譜，設(shè)置材料系數(shù)，最后進(jìn)行分析，得到壽命結(jié)果。在疲勞預(yù)測(cè)中，工程上通常都使用保守估計(jì)的方式，以保障零部件的服役可靠性。故而在噴丸強(qiáng)化后疲勞壽命預(yù)測(cè)的過(guò)程中，疊加的殘余應(yīng)力場(chǎng)采用了較小的向的數(shù)據(jù)，模擬獲得的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞-曲線如圖8所示。

圖7 疲勞試樣模型（單位：mm）

圖8 疲勞S-N曲線對(duì)比

-曲線圖中的縱坐標(biāo)表示疲勞幅值，平均應(yīng)力為0，橫坐標(biāo)為對(duì)數(shù)疲勞循環(huán)次數(shù)lg，初始疲勞曲線和噴丸后的疲勞曲線分別使用黑色和紅色擬合曲線表示?？梢钥闯觯?曲線整體向右上方偏移，疲勞壽命和疲勞強(qiáng)度都有相應(yīng)的提升。經(jīng)驗(yàn)上通常將循環(huán)次數(shù)達(dá)107時(shí)的疲勞載荷定義為材料的疲勞極限[5]。噴丸前Ti2AlNb金屬間化合物的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞極限為307 MPa，此疲勞極限與材料屈服極限的比值為0.396，符合前人關(guān)于噴丸極限與材料力學(xué)性能的研究[18]，印證了此疲勞壽命預(yù)測(cè)模擬的可靠性。噴丸強(qiáng)化后，疲勞極限分別提升至343 MPa，增幅為12%。

同時(shí)比較了相同疲勞載荷下的疲勞壽命延壽效果，模擬的對(duì)數(shù)疲勞壽命的對(duì)比云圖如圖9所示。對(duì)于高周疲勞，即疲勞壽命高于105循環(huán)次數(shù)的區(qū)域中，選取疲勞載荷為468 MPa時(shí)，強(qiáng)化后的疲勞壽命為未噴丸壽命的4倍。相應(yīng)地，對(duì)應(yīng)低周疲勞壽命540 MPa也有一定的提升，然而增幅相比高周疲勞下較小，僅為2.7倍。結(jié)果表明，在相同的疲勞載荷下，噴丸強(qiáng)化處理對(duì)于材料的疲勞性能有良好的延壽效果。

需要注意的是，模擬的疲勞結(jié)果僅為理論數(shù)據(jù)，在文中僅考慮了殘余壓應(yīng)力的影響，而噴丸強(qiáng)化引入塑性變形造成的加工硬化并未列入考慮中。因此該壽命預(yù)測(cè)的理論值依舊是偏保守的估計(jì)，實(shí)際的疲勞服役壽命可能高于軟件模擬獲得的理論值。

圖9 不同疲勞載荷下材料的對(duì)數(shù)疲勞壽命云圖

5 結(jié)論

文中通過(guò)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的分析方法，闡述了噴丸強(qiáng)化表層改性技術(shù)對(duì)材料表層殘余應(yīng)力的影響，并模擬了其對(duì)材料疲勞性能的強(qiáng)化效果，得到以下結(jié)論：

1）噴丸強(qiáng)化通過(guò)碰撞沖擊，誘發(fā)材料表層發(fā)生塑性變形，材料回彈而產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力，可抵消部分外加載荷，由此提高材料的性能。在使用AGB35玻璃丸，初始速度為50 m/s，覆蓋率為200%的噴丸參數(shù)強(qiáng)化后，Ti2AlNb金屬間化合物次表層的最大殘余壓應(yīng)力數(shù)值可達(dá)300 MPa左右，所引入的殘余應(yīng)力層深度達(dá)到0.12 mm左右。

2）噴丸強(qiáng)化因變形機(jī)制限制，造成的塑性變形層較淺，在文中模擬參數(shù)下，塑性應(yīng)變層深度為0.1 mm左右，低于殘余壓應(yīng)力層深。

3）噴丸強(qiáng)化后，材料的疲勞性能有顯著提高，材料疲勞極限提高可達(dá)12%。高周疲勞壽命的提升可達(dá)4倍，低周疲勞壽命增幅可達(dá)2.7倍。

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Simulation of the Residual Stress and Fatigue Prediction of Ti2AlNb Intermetallic Compound under Shot Peening

,

(School of Aerospace Engineering and Applied Mechanics, Tongji University, Shanghai 200092, China)

The work aims to investigate the distribution characteristics of residual stresses on the surface layer of Ti2AlNb materials by shot peening, and predict the effect of residual stresses on fatigue performance. The residual stresses of Ti2AlNb specimens modified by shot peening were measured by the method of hole-drilling with strain gauge layer by layer. The test data of the residual stress field in various aspects were obtained. Combined with ABAQUS numerical simulation method, the results of the test and simulation of residual stress field were compared, and the residual stress gradient of the material was finally obtained. The fatigue life of the specimens before and after shot peening was predicted by FE-SAFE software by superimposing the residual stress field. Under the processing parameters, the experimental and simulation results coincided well. Shot peening could introduce maximum residual compressive stress up to 300 MPa in Ti2AlNb target and the depth of residual compressive stress layer was about 0.12 mm. The plastic strain distribution on the surface of the material was uneven, and the depth of plastic strain along the surface could reach 0.1 mm. After shot peening, residual compressive stresses were introduced so that the predicted fatigue limit of the material was raised by about 12%, and both the high and low cycle fatigue life was efficiently increased. The accuracy and reliability of FEM numerical simulation of shot peening of this material are confirmed, and the residual stress field of Ti2AlNb material is obtained. Due to the limitation of plastic deformation induced mechanism, shot peening results in uneven distribution of plastic strain, and the depth of plastic strain layer is less than that of residual compressive stress layer. Meanwhile, the fatigue property of the material is improved significantly, the fatigue limit is increased considerably, and both the high and low cycle fatigues have visible life extension effect.

shot peening; surface modification; numerical simulation; residual stress; fatigue life prediction; new material

2019-01-02；

2019-03-19

CHEN Yu-xi (1994—), Female, Master graduate, Research focus: fatigue properties and repair of Ti2AlNb intermetallic compound.

高玉魁（1973—），男，博士，教授，主要研究方向表面改性與疲勞斷裂研究等。郵箱：yukuigao@#edu.cn

TG111.8

A

1001-3660(2019)06-0167-06

10.16490/j.cnki.issn.1001-3660.2019.06.019

2019-01-02；

2019-03-19

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（11372226）

Supported by the National Natural Science Foundation of China (11372226)

陳禹錫（1994—），女，碩士研究生，主要研究方向Ti2AlNb金屬間化合物疲勞及修復(fù)。

GAO Yu-kui (1973—), Male, Doctor, Professor, Research focus: surface modified technique, fracture and fatigue. E-mail: yukuigao@#edu.cn