空军工程大学航空航天工程学院等离子动力学重点实验室

金属构件疲劳性能与表面完整性密切相关。 一般情况下，零部件疲劳断裂特别是高周疲劳断裂往往是在表面产生裂纹并逐渐扩展导致整体破坏。为提高结构可靠性，延长使用寿命，在不改变基体材料性能的前提下，表面强化技术得到了越来越多的研究和应用。 

激光冲击强化是一种高效的表面强化技术，利用激光冲击波的力学效应，在金属材料表层形成大数值残余压应力和微观组织变化，显著提高其疲劳强度和寿命，是解决航空发动机高频疲劳断裂问题的有效手段。其中，残余压应力提高金属材料的疲劳性能机理已经有了一套比较成熟的理论，残余压应力主要通过降低部件承受的平均应力、降低裂纹扩展速率甚至使裂纹闭合等方面提高材料的疲劳强度。

美国激光冲击强化技术的发展路线也是以残余压应力强化机制为指导，根据部件特点，设计激光冲击参数，优化残余压应力场来提高金属部件疲劳性能。有很多文献分析和说明了激光冲击强化的机理，均认为激光冲击强化诱导的残余压应力是提高疲劳性能的主要原因。

但随着激光冲击强化技术研究和应用的进一步发展，在一些极端服役环境和特殊部件强化中，采用残余压应力的强化机理至少存在三个方面的问题:

一是高温部件的强化问题。在高温或者极端环境中，强化后产生的残余压应力高温环境下将会大部分释放，强化效果显著降低；

二是榫齿/槽部位的强化问题。对叶片/盘的强化主要在榫齿/槽部位，由于这些部位形貌复杂且尺寸很小，冲击形成的残余应力场存在应力变化梯度，在榫齿/槽边缘形成拉应力甚至会引起应力集中，影响强化效果；

三是薄叶片强化问题。为了提高推重比，航空发动机叶片等结构越来越薄，冲击波引起的塑性变形缺乏约束，残余压应力难以保持易松弛，强化效果有限。

因此，发展激光冲击强化新的强化机理，具有十分迫切的工程需求，也是表面工程科学中的基础研究问题。在我们的研究中发现，激光冲击可实现金属材料表面纳米化，且形成机理和组织特征与喷丸处理等表面机械表面纳米化方法均有所不同。激光冲击能量载体是冲击波，纳米晶形成与冲击波诱导的超高应变率塑性变形相关，而现有文献缺乏系统研究。

为此，开展了多种金属材料激光冲击表面纳米化的研究，并利用表面纳米晶和残余压应力的复合作用提高金属材料疲劳强度。本文以航空发动机中常用的钛合金和高温合金为例，介绍了激光冲击后材料的微观组织特征、纳米化原理、热稳定性和复合强化机理，以及激光冲击强化在航空发动机特殊部件上的典型应用情况。

采用高功率脉冲激光(2-10 GW/cm2)对航空金属材料作用，实现了钛合金、镍基高温合金、铝合金和不锈钢等多种金属材料的表面纳米化，如图1所示。

图1 不同冲击次数后金属材料形成的表明纳米晶（功率密度3-9 GW/cm2）

（a）TC6钛合金；（b）TC17钛合金；（c）K417镍基合金；（d）TC11钛合金；（e）304不锈钢；（f）1Cr11Ni2MoV不锈钢

钛合金激光冲击在表层产生的纳米晶层厚度约1 μm，晶粒尺寸分布为30-300 nm；镍基高温合金形成的纳米晶层厚度为0.5-1 m，晶粒尺寸范围为30-500 nm；冲击1次表面纳米晶分布还不均匀(图1(a)-(c))，冲击3-5次后，在多种金属材料表面形成了取向随机、等轴状的纳米晶(图1(d)-(f))。从不同金属材料激光冲击表面纳米化过程与特征来看，晶粒细化机制主要取决于材料本身的结构与冲击波参数。

堆垛层错能(SFE)是一个重要的参数，在具有高堆垛层错能材料的金属材料中，位错运动是冲击波作用下材料超高应变率塑性变形的主要形式。本文以TC17钛合金为例，分析高层错能材料激光冲击表面纳米化形成机理。

TC17钛合金激光冲击后微观组织沿深度方向特征为：表面纳米组织、距表面2-5 μm的位错胞和亚结构、5-20 μm的高密度位错。这种沿深度分布的特征也在一定程度上说明了激光冲击波作用下，金属材料微观组织变化规律与演化机制。高压等离子体冲击波是形成高应变率塑性变形的能量载体，是形成表面纳米化的直接动力。当冲击波压力达到一定阈值时,首先在材料中形成位错，Meyers为此提出了均匀位错成核模型，在冲击波作用下，单轴应变状态产生的偏应力会使晶格扭曲，当应力达到某一临界值，位错在冲击波阵面上或其附近均匀成核。在冲击波的进一步作用下，位错发生滑移、积聚、相互作用、缠结、湮灭、重排等协调塑性变形。

具有高层错能的金属及合金进行塑性变形时会很快地形成胞状结构。此外，激光冲击波在金属材料表面诱导的应变速率非常高(106s−1)，可产生更高的流变应力和更高的位错密度，更容易形成间距在纳米量级的位错胞，如图2(c)所示。

图2  不同深度形成的典型微观组织特征

(a) 基体; (b) 高密度位错; (c) 位错胞; (d) 表层纳米晶

冲击波持续作用下，位错运动进而形成纳米晶。在这个过程中，有可能发生动态再结晶。激光冲击形成的塑性变形应变率非常高，而高应变率变形过程往往是绝热过程，且变形做功转化为热量，引起材料温度升高。

在温升和剧烈塑性变形条件下，表层材料发生连续动态再结晶，位错胞进一步运动诱导产生纳米晶。这个阶段发生两个过程:

1） 纳米尺寸的位错胞在温升和冲击波塑性变形共同作用下，向亚晶粒/晶粒结构的转化；

2） 生成的亚晶界通过短程移动形成大角度晶界，进而形成纳米晶。

冲击次数对表面纳米晶尺寸和分布特征有着较大影响。一次冲击后，纳米晶分布不均匀，多次冲击波作用后，表面就可形成均匀的纳米晶，增加冲击次数可以给位错运动提供更多的时间和能量，使得组织变化更加均匀。激光冲击表面纳米化后表面到深度呈梯度变化的晶粒有效提高了金属材料的疲劳性能。

表层晶粒尺寸细小而均匀，在裂纹萌生阶段，裂纹驱动力可由更多细小的晶粒所承受，晶内和晶界的应变梯度小，应力集中较小，因而材料受力均匀，裂纹不易萌生。

在裂纹的扩展阶段，由于纳米晶结构的晶界体积分数高，微裂纹将在晶界处受到阻碍，同时一旦微裂纹穿过晶界后，基体晶粒存在高密度位错，扩展方向就会发生改变，必然消耗更多的能量，从而使微裂纹不易扩展。

由于表面纳米晶和残余应力对疲劳性能的作用机理是不同的，所以在疲劳性能影响因素的分析中往往将二者区别对待，但是，事实上表面纳米化过程中必然伴随着残余应力的产生，两者相互影响，很难将其对疲劳性能的影响单独分离。在很多服役环境下，两者共同提高材料的疲劳强度。激光冲击强化的复合强化机理也是围绕这两个因素来展开研究。对于低温部件，残余压应力和纳米晶同时起强化作用；对高温部件，残余压应力大部分松弛，纳米晶起主要强化作用。

钛合金薄叶片是航空发动机的关键件，使用过程中易受到外来物打伤，在工作载荷作用下发生疲劳断裂。由于叶片厚度较薄，激光诱导的塑性变形缺乏约束，残余压应力在高周循环载荷作用下很快松弛。

此外，由于薄叶片冲击过程中存在冲击波背面反射、边缘效应和冲击波耦合等现象，引起残余应力场不均匀分布、叶边扭转宏观变形等问题。利用小光斑/扫描冲击的方法，在表面诱导产生纳米晶，提高超薄叶片的疲劳强度。

同时，小光斑诱导产生冲击波传播深度较浅，形成的残余压应力层深度也较浅，能够防止叶片变形的发生。还可通过特殊透波结构，利用阻抗匹配方法对薄壁结构内部传播的应力波进行边界透波，消除边界反射拉伸波，减弱反射波与入射波的内部耦合强度，促进表层均匀、对称残余压应力的形成。

以TC17钛合金为研究对象，设计了模拟薄叶片的振动疲劳样件，叶片厚度为1 mm，冲击区域及样品尺寸，如图3所示。

图3 薄叶片样品尺寸及强化区域

采用小光斑扫描冲击的方法对其处理，光斑直径范围在0.5-2 mm，能量0.2-2 J，脉宽为5-8 ns，利用升降法对振动疲劳进行考核，如图4所示。可知，激光冲击处理后，TC17钛合金模拟薄叶片疲劳强度提高20%以上，表面纳米晶和残余应力共同作用是提高疲劳性能的主要原因。

图4 TC17模拟薄叶片激光冲击振动疲劳强度对比

激光冲击形成的残余压应力在热作用下会发生松弛，从而削弱甚至消除强化效果。为此，美国激光冲击强化规范限制了不同金属材料激光冲击后的后续处理和使用温度范围，其中，镍基合金规定为538℃以内。因此，在残余应力松弛情况下，表面纳米晶热稳定性是激光冲击强化在高温部件上应用的关键问题。

K417铸造镍基高温合金广泛用于涡轮叶片，其使用温度在800℃以内。对K417合金进行了激光冲击强化试验，激光脉宽8-20 ns，脉冲能量2-12 J，冲击1-5次，搭接率为60%。分别对不同温度热处理后的冲击样品进行残余应力和微观组织进行测试和观察。

图5为K417合金激光冲击强化后残余应力松弛情况。可知，激光冲击诱导的残余压应力在不同温度热处理后均有一定的松弛，且温度越高，残余压应力热松弛程度越大。900℃/2h保温后，72%残余压应力松弛。

图5 K417镍基合金激光冲击后残余应力的热松弛

图6 900℃保温后的表明纳米晶

图6为激光冲击K417镍基合金900℃/10h热处理后的表面微观组织。与图1(c)相比，表面纳米晶没有明显长大，具有较好的热稳定性。激光冲击强化低的冷作硬化率（激光冲击强化在单次冲击小于1%，多次重复冲击下只有5%-7%，而喷丸达40%），提高了表面纳米晶的临界长大温度。晶粒大小分布的尺寸效应也提高了表面纳米晶的热稳定性。

为考核热处理对疲劳性能的影响，分别对原始样品、激光冲击强化、强化后900℃/10h热处理三种状态的试片进行振动疲劳试验对比。

图7和8分别为标准振动疲劳样件尺寸和疲劳结果。选用的激光冲击参数为:激光能量10.8 J，脉宽20 ns，光斑直径3.4 mm，搭接率为60%，冲击1次。可看到，原始K417试片的疲劳强度为110 MPa，激光冲击强化后提高至285 MPa，900°C/10h热处理后疲劳强度为230 MPa，相对未处理的试片仍提高了1.1倍。热处理未明显降低激光冲击强化的效果。

图7 标准振动疲劳试片（单位/mm）

图8 K417 试片不同处理状态的疲劳强度对比

叶片榫齿/槽结构

航空发动机涡轮叶片榫齿和轮盘榫槽部位在旋转过程中紧密接触并随有高频振动，其接触区域应力水平最高，极易产生疲劳裂纹，如图9所示。

图9 涡轮叶片榫齿/槽和不等应力冲击

由于榫齿/槽等部位尺寸很小(小于1 mm)，且过渡区曲率变化较大，激光冲击强化中存在应力集中和应力场分布不均匀等问题。

针对涡轮叶片榫齿/槽结构强化问题，采用水下小光斑/扫描冲击的方式，多次冲击形成表层纳米组织。由于光斑较小，激光冲击形成的应力场分布较为均匀，且冲击波传播深度较浅，可降低应力梯度和应力集中，从而实现对叶片榫齿部位的激光冲击强化。

此外，还可采用“不等应力分布冲击方法”，即利用特殊的光斑搭接和布置方式来进行激光冲击强化，使应力分布合理。采用高温高低周复合疲劳模拟航空发动机涡轮叶片实际工作环境，考核激光冲击强化对镍基合金涡轮叶片榫齿/槽疲劳性能影响。

根据某型发动机典型工作剖面，计算出低周载荷峰值及温度载荷。本文中选用的振动应力为336 MPa，实验温度为530°C。由于实际航空发动机涡轮叶片振动应力小于336 MPa，说明疲劳实验结果偏安全。

图10为激光冲击强化前GH4133B镍基高温合金涡轮叶片的中值寿命对比。可知，激光冲击强化后镍基合金涡轮叶片中值寿命大幅提高，达到未强化的3.79倍。激光冲击诱导的表面纳米晶在疲劳加载和热环境共同作用下有较好的稳定性，且表面纳米晶能有效提高镍基高温合金裂纹源区抗高温氧化性能，减缓裂纹萌生。

图10 涡轮叶片激光冲击强化前后疲劳寿命对比

小孔是飞机和发动机中广泛存在的结构，使用过程中叠加振动机械应力和热应力等交变载荷，存在应力集中，易在孔边形成疲劳裂纹。针对小孔这种特殊结构，采用区域性的强化方案，沿小孔边缘区域进行蛇形三圈光斑处理，以形成表面纳米结构。

利用拉-拉疲劳试验，考核激光冲击强化对小孔试件的疲劳性能的影响，在150MPa的应力水平下，进行R=0.1的拉-拉疲劳试验，频率为25 Hz，强化前后的小孔试件的疲劳寿命对比如图12所示。可知，激光冲击强化后小孔试样的疲劳寿命大幅提高，达到未强化的8倍以上。

图12 小孔强化前后疲劳寿命对比

我国航空工业基础薄弱，提升航空发动机部件的疲劳强度和可靠性非常迫切。激光冲击强化新机理的研究，拓宽了激光冲击强化的研究领域，解决了现役发动机高温部件、薄壁部件等疲劳断裂等问题，对提高航空发动机安全可靠性和提升我军装备保障能力具有重要意义。