激光冲击强化铝合金小孔构件的疲劳寿命研究.pdf

舌豸匠；易 论坛 - ：? 。 清， k 万方数据 恩，趸蘸 万方数据 激光冲击强化铝合金小孔构件的 疲劳寿命研究 赵勇1 ，姜银方2 ，彭涛涛2 ，万全红1 ( 1 航空工业成都飞机设计研究所，成都6 1 0 0 0 0 ； 2 江苏大学机械工程学院，镇江2 1 2 0 1 3 ) 【摘要】研究了激光冲击强化对7 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合金小孔件疲劳寿命和断口形貌的影响。采用A B A Q U S 对峰值 压力2 7 G P a 下小孔构件孔壁与表面上的应力分布进行了研究，并基于仿真结果对试样进行激光冲击强化试验和 疲劳拉伸试验。结果显示，激光双面冲击强化在板料两侧形成一定深度的残余压应力影响层，而在中心形成一定 范围的残余拉应力层，这也是导致疲劳源由孔角向孔壁中心转移的主要原因；在应力水平1 6 5 8 M P a 、1 9 5 0 M P a 和 2 7 5 4 M P a 下，试样的疲劳寿命分别平均可增大4 5 1 、2 1 6 、1 1 6 ；经激光冲击强化后，试样的疲劳源位置由孔角转 移至孔壁内部，且疲劳裂纹扩展区面积明显增大。研究表明，激光冲击强化能明显改善铝合金小孔构件的疲旁 生能， 但强化效果随外加栽荷的增加逐渐减小。 关键词：激光冲击强化；小孔件；7 0 5 0 一T 7 4 5 1 ；应力水平；疲劳 D o I ：1 0 1 6 0 8 0 j i s s n l 6 7 1 8 3 3 x 2 0 1 7 1 3 0 3 8 赵勇 研究员，长期从事飞机结构设计 涉及飞机机身机翼连接等集中载荷传 载交点设计、大部件对合设计结构抗 疲劳强化设计新型紧固件应用研究 等致力于新型强化技术及成熟强化技 术新领域的应用研究。参与多个国家 重点型号的研制主持多项预研课题研 究。 3 8 航空制造技术2 0 1 7 年第1 3 期 7 0 5 0 一T 4 5 1 铝合金是一种高强 度铝合金，因其比强度高而广泛应用 于航空制造领域。因此，提高7 0 5 0 一 T 7 4 5 1 铝合金的抗疲劳性对延长飞 机服役寿命，保证飞机结构的安全性 和可靠性有着重要意义。传统表面 强化技术，如机械喷丸、深滚压、冷扩 展，均只能在材料表面形成很薄的硬 化层，强化效果并不理想 I - 3 1 0 激光 冲击强化( L S P ) 是利用高功率( G W c m 2 ) 、短脉冲( n s 级) 的激光束诱导 材料表面产生残余压应力的新型表 面改性技术卜5 1 。激光冲击强化参数 可重复性高，加工后材料表面光洁度 好、残余压应力层深度大，故能显著 提高材料的疲劳强度、抗应力腐蚀、 抗磨损性能、抗微动磨损等 6 - 9 1 。 现阶段研究表明，激光冲击强 化能显著改善铝合金的强化效果。 Z h o u 等”州研究了不同激光冲击次数 对6 0 6 1 一T 6 铝合金的机械性能和疲 劳断口的影响，结果表明，随着冲击 次数的增加，铝合金的疲劳寿命逐渐 增大，疲劳裂纹源逐渐向材料内部转 移且疲劳条带间距逐渐减小。Z h a n g 等1 研究了双面激光冲击强化时不 同冲击路径对7 0 5 0 一T 7 4 51 铝合金疲 劳陛能的影响，发现4 条冲击路径的 铝合金试样疲劳寿命高于2 条冲击 路径的试样，且能更有效地抑制疲劳 裂纹的扩展。L i u 等【1 2 1 研究了激光 功率密度对7 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合金圆棒 疲劳寿命的影响，发现过高的功率密 度在圆棒内会产生内部裂纹，从而降 低铝合金的疲劳寿命。A c h i n t h a 等”3 】 研究不同激光冲击区域对铝合金疲 劳寿命的影响，结果显示随着激光冲 击范围的增大，铝合金的疲劳寿命先 增大后减小。 本工作的主要目的是研究激光 万方数据 s 。柏。M 州i n 。们。表面i g j ：性 冲击强化对7 0 5 0 一T 7 4 51 铝合金疲劳 寿命和断口形貌的影响，讨论经激光 冲击强化后在3 种应力水平下双联 疲劳试样的寿命变化，并对冲击前后 试样疲劳断口形貌进行分析。 试验与仿真过程 1 试验过程 本研究采用7 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合 金，其化学成分如表1 所示。为方便 后续的疲劳拉伸，将试样制成如图1 所示双联狗骨形。用细砂纸打磨试 样待冲击部位，去除横向划痕，以免 拉伸时影响其疲劳寿命。 试验选用江苏大学激光技术研 究所的调Q 铷玻璃激光器，其波长 为1 0 6 4 n m ，重复频率5 H z ，脉冲宽度 2 0 n s 。试验过程中，用1 0 0 仙n l 厚的 铝箔作吸收层，l 2 m m 厚的去离子水 作透明约束层。激光冲击强化时，功 率密度为3 7 7 G W c m 2 ，搭接率5 0 ， 双面冲击2 次( 前后面依次冲击2 次) ，试验参数选取仿真最优参数。 试样经激光冲击强化后，在图 l 所示两端钻西2 5 m m 的小孔，并 用铰刀铰至西2 6 m m 。室温下，在 2 0 H z 疲劳试验机上完成高周疲劳拉 伸试验。试验过程中，保持应力比 R = 0 1 ，分别选取1 6 5 8 M P a ( 低等) 、 1 9 5 O M P a ( 中等) 、2 7 5 4 M P a ( 高等) 3 组应力水平，每组7 根试样。 应力水平为有孔位置实际面积 上的净应力水平，也即为循环应力的 最大载荷舭 2 仿真过程 采用A B A Q U S 有限元分析软件 表17 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合金化学成分 组分质量分数 组分质量分数 S i 0 1 2C r0 0 4 F e0 1 5 Z r0 0 8 0 1 5 C u2 0 2 6 Z n5 7 6 7 M n 0 1 0T i0 0 6 M g 1 9 2 6A 1 余量 对激光冲击强化d , F L 件残余应力分 布进行研究，用以表征激光冲击强 化效果。仿真所使用材料为7 0 5 0 一 T 7 4 5 1 铝合金，其材料参数见表2 。 模拟过程中采用A B A Q u s ，E x p l i c i t 求解动态加载过程，采用A B A Q U S S t a n d a r d 求解静态回复过程，单元类 型则采用主六面体八节点线性缩减 积分单元C 3 D 8 R 。激光加载过程中 材料的应变率较高，材料的屈服强度 发生变化，采用J o h n s o n C o o k 模型 作为本构模型，其简化关系为： 吒尉) 1 + C l n ( ，+ 割 ( 1 ) 式中，A 为屈服强度；B 为强化模量； n 为硬化指数；C 为应变敏感系数；风 为屈服应力；s 为塑性应变；s 为应变 率；磊为参考应变率，取值1 0 s 。各 参量具体取值见表3 。 激光诱导冲击波加载过程，冲击 波峰值压力与激光功率密度存在以 下关系1 1 4 1 ： P = 七、厉 ( 2 ) 图17 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合金试验试样 F i g 1E x p e r i m e n t a ls p e c i m e no f7 0 5 0 一T 7 4 5 1a I u m i n u ma l l o y 图2 激光冲击强化路线图 F i g 2S w e e pp a t ho fL S P 面 图3 目标路径示意图 F i g 3 L o c a t i o no ft a r g e tp a t h 2 0 1 7 年第1 3 期航空制造技术3 9 一目 4 ， 万方数据 式中，厶为激光功率密度，k 为修正 系数，与吸收层材料、约束层材料 以及试验温度等因素有关，一般取 1 0 1 5 ；对于7 0 5 0 一I 7 4 5 1 铝合金， 通过采用阿尔门试片的试验与仿真 对比，k 取1 3 8 较为合适。 在仿真模拟过程中采用板料尺 寸为2 8 m m 1 4 m m 4 m m ( 长度X 宽度X 厚度) ，仿真所选峰值压力根 据激光冲击强化试验所取参数结合 式( 2 ) 计算得到，为2 7 G P a ，其他参 数与试验一致。激光冲击强化路线 如图2 所示，冲击完成后在中心区域 进行开孔处理，研究的目标路径如图 3 所示。 结果分析与讨论 1 试验结果分析 表4 给出了小孑L 构件经激光冲 击强化后在3 种应力水平下的疲劳 试验结果。从表中可以看到，在低 等应力水平1 6 5 8 M P a 下，试样疲劳 寿命均出现较高增益，但增益稳定 性较差，试样A ：和爿。的强化端疲 劳寿命达到1 0 0 0 0 0 0 都未断裂，最 大增益可达8 7 7 8 5 ，而最低仅为 1 3 8 4 4 ；在中等应力水平1 9 5 0 M P a 下，试样疲劳寿命增益整体起伏不 大，基本稳定在2 0 0 左右；在高等 应力水平2 7 5 4 M P a 下，试样疲劳寿 命增益总体上较低，只有c 的增益 在2 5 5 5 0 ，其他均只在1 0 0 左右， 但所有试样未出现负增益。 按表4 中的数据，参考H B Z 11 2 1 9 8 6 材料疲劳试样统计分析 方法，根据成对对比分析方法计算 可以得到：在置信度9 5 的条件下， 当应力水平为1 6 5 8 M P a 时，强化端 中值疲劳寿命是非强化端中值疲劳 寿命的2 9 8 1 倍；当应力水平为 1 9 5 O M P a 时，强化端中值疲劳寿命 是非强化端中值疲劳寿命的2 1 3 3 7 倍；在2 7 5 4 M P a 的应力水平下， 强化端中值疲劳寿命是非强化端中 值疲劳寿命的1 0 8 1 倍。 4 0 航空制造技术2 0 1 7 年第1 3 期 表27 0 5 0 一T 7 4 5 1 铝合金材料参数 材料密度( k g m 。) 弹性模量G P a 7 0 5 0 一T 7 4 5l2 8 3 0 6 9 材料 7 0 5 0 一r r 7 4 51 山 茎 b 每 芒 、 、 崔 泊松比 0 _ 3 3 表3 7 0 5 0 一T 7 4 5 1J o h n s o n C o o k 模型参数 A | G P a O 4 4 1 Z 力水平M P 1 6 5 8 1 6 5 8 1 6 5 8 1 6 5 8 1 6 5 8 1 6 5 8 1 6 5 8 1 9 5 0 1 9 5 0 1 9 5 0 1 9 5 0 1 9 5 O 1 9 5 0 1 9 5 0 2 7 5 4 2 7 5 4 2 7 5 4 2 7 5 4 2 7 5 4 2 7 5 4 2 7 5 4 剧G P a O 1 7 7 表4 疲劳试验结果 未强化端 次数v 7 9 9 0 6 2 1 1 9 7 5 3 9 6 7 4 8 1 9 4 2 4 5 1 9 6 3 0 7 8 6 6 8 9 1 1 5 2 3 8 6 4 0 8 3 7 4 0 5 9 6 2 4 5 6 8 2 3 3 l 7 6 7 2 2 7 1 7 2 4 5 8 7 8 8 1 3 2 9 9 1 4 1 4 5 1 3 0 2 6 1 4 3 9 8 1 4 8 6 0 1 3 8 5 0 1 2 0 2 3 ，J O _ 3 3 强化端 次数1 4 2 3 9 7 9 1 0 0 0 0 0 0 9 6 9 5 3 4 l o c I o 0 0 0 4 6 8 0 7 5 8 4 7 6 9 0 屈服强度M P a 4 4 1 C O 0 2 疲劳寿命 增益 3 7 I 7 5 l “3 7 1 3 8 4 4 8 7 7 8 5 0 1 4 4 3 07 8 0 2 9 2 3 9 9 3 4 1 9 8 9 2 8 1 6 8 8 0 7 2 5 5 7 7 8 2 1 8 6 7 5 2 0 3 9 2 9 2 4 7 8 4 0 2 7 0 8 6 2 9 2 8 0 2 2 5 7 3 2 4 5 3 4 3 3 4 3 8 4 9 2 3 7 2 1 3 9 l 循环次数v 2 7 4 4 l