激光喷丸-机械喷丸复合强化对GH4169合金表面完整性和振动疲劳性能的影响

Effect of co-strengthening of laser shock peening and mechanical shot peening on surface integrity and vibration fatigue properties of GH4169 alloy

摘要

基于压气机叶片受载特点设计振动疲劳试样，并对试样分别进行机械喷丸、激光喷丸、激光喷丸-机械喷丸复合强化。采用白光干涉仪、X射线衍射残余应力测试仪、显微硬度计和扫描电镜分别对表面强化GH4169合金试样的表面三维形貌、残余应力分布、硬度梯度和截面微观组织等表面完整性参数进行表征，研究表面完整性状态对振动疲劳性能的影响规律。结果表明：复合强化表现出喷丸和激光冲击处理的共同优点，消除了机械加工痕迹，引入高幅值（1199 MPa）、大深度（330 μm）残余压应力场，产生了深度超过120 μm的组织硬化层与超过90 μm的塑性变形层。由于复合强化表面完整性的改善，复合强化试样的中值疲劳寿命较未强化、机械喷丸和激光喷丸试样分别提高了77.6倍、4.0倍和14.5倍，使得疲劳源由次表层萌生。

Abstract

Vibration fatigue specimens are designed based on the load-cases of compressor blades， and performed by mechanical shot peening， laser shock peening， and co-strengthening of laser shock peening followed by mechanical shot peening respectively. Surface integrity parameters such as the surface three-dimensional morphology， the residual stress distribution， the hardness gradient， and the cross-sectional microstructure of surface strengthened GH4169 alloy specimens are characterized using a white light interferometer， X-ray diffraction residual stress tester， microhardness tester， and scanning electron microscope respectively. The influence of surface integrity states on the vibration fatigue performance is studied. The results show that the co-strengthening exhibits the advantages of both shot peening and laser shock peening， eliminating machining marks， introducing high amplitude （1199 MPa） and large depth （330 μm） compressive residual stress profile， and producing a microstructure-hardening layer with a depth exceeding 120 μm and a plastic deformation layer with a depth exceeding 90 μm. Due to the improvement of the surface integrity in co-strengthening， the median fatigue life of co-strengthened specimens increases by 77.6 times， 4.0 times， and 14.5 times compared to as-received， mechanically shot peened， and laser shot peened specimens， respectively， resulting in the initiation of fatigue sources from the subsurface layer.

Graphical abstract

关键词

激光喷丸-机械喷丸复合强化 / GH4169 / 表面完整性 / 振动疲劳寿命

Key words

co-strengthening of laser shock peening and mechanical shot peening / GH4169 / surface integrity / vibration fatigue life

振动疲劳破坏是航空航天飞行器结构失效的主要形式之一^［1-2］。整体叶盘作为航空发动机高压压气机和风扇的核心转动部件^［3］，服役条件极端严苛，承受较高的离心负荷、气动负荷、大气温差负荷及振动的交变负荷影响，具有疲劳失效的风险^［4］，严重影响航空发动机的服役安全性和使用寿命^［5］。整体叶盘结构复杂，叶身为曲面薄壁结构，应力集中较大位置出现在叶片根部R角、危险截面等部位^［6］。另外，整体叶盘使用高温合金材料加工，该材料具有强度高、表面应力集中敏感性大的特点^［7］。同时，叶身表面经过机械加工后产生的刀痕增加了表面局部应力集中，进一步增大了整体叶盘振动疲劳失效的风险。因此，需要通过表面强化技术提升整体叶盘的振动疲劳性能。

表面强化技术是在不增加零件质量的前提下，通过金属的冷作硬化效应，在金属表面形成强化层来提高零件的疲劳性能，是目前航空发动机领域应用最广泛的抗疲劳制造技术之一^［8-9］。表面技术包括喷丸^［10］、激光冲击^［11］、孔挤压^［12］、超声喷丸^［13］等多种特种工艺。喷丸强化技术应用最为广泛，王欣等^［14］研究了喷丸强度对GH4169合金表面完整性和高温疲劳性能的影响，结果表明，较大喷丸强度可以使GH4169合金旋弯疲劳寿命较原始试样提高10倍以上。喷丸能够为旋弯等结构简单试样带来优异的疲劳增益，但是由于其表面粗糙度较大且强化层较浅，对于表面质量要求极高且存在较大应力集中区域的零件，喷丸处理仍然难以完全满足其要求。激光冲击强化技术利用高能、短脉冲激光的光能诱导吸收层等离子化产生冲击波作用于零件表面，使零件表面形成较深的强化层，显著提高零件的高周疲劳性能。聂祥樊等^［15］研究了微激光冲击强化对DZ17G定向凝固高温合金高周振动疲劳性能的影响规律，结果表明，强化后的模拟叶片疲劳寿命提升了17.5%，然而仍存在一些不足之处：如叶身表面的加工刀痕等应力集中部位的改善效果较弱，且表面残余压应力的幅值较低。因此，如何将两种强化方式的优点相结合，以进一步提升疲劳性能，是未来需要深入研究的方向。罗学昆等^［16］研究了激光冲击/喷丸复合强化对K4169铸造合金表面完整性与旋弯疲劳性能的影响，结果表明，复合强化后K4169铸造合金缺口旋弯疲劳寿命提升127倍。然而，目前关于激光冲击与机械喷丸复合强化对 GH4169 高温合金振动疲劳性能影响的研究报道还较少。

GH4169高温合金^［17-20］是以有序的γ″相（Ni₃Nb）为主和γ′相（Ni₃（Al，Ti））为辅的沉淀强化型镍基高温合金，因其优异的力学性能广泛应用于航空发动机整体叶盘、轴、转子叶片和紧固件等方面^［21］。本工作以GH4169高温合金为研究对象，通过分析激光冲击-机械喷丸复合强化对GH4169合金表面完整性的影响，探究表面完整性与合金疲劳性能之间的关系规律，并通过疲劳断口分析，揭示疲劳强化机制，探讨激光冲击-机械喷丸复合强化的抗疲劳机理，最终为GH4169合金整体叶盘激光冲击-机械喷丸复合强化工艺提供技术储备和工艺参考。

1 实验材料与方法

实验材料取自GH4169高温合金盘锻件，热处理状态为固溶+时效，其基本成分与力学性能分别如表1和表2所示。参照图1所示尺寸加工振动疲劳试样，在盘锻件上沿弦向取样作为试样的长度方向，下料后磨削至公差范围内，通过数控铣出圆弧缺口、两个装夹孔和倒圆边，最后对圆弧缺口倒圆处进行抛光。

通过3种表面强化工艺获得振动疲劳试样端面不同的表面完整性状态：（1）原始磨削表面（AR）；（2）喷丸表面（SP），试样表面磨削后进行陶瓷丸喷丸强化；（3）激光冲击表面（LSP），试样表面磨削后进行激光冲击强化；（4）复合强化表面（FH），试样表面磨削后先进行激光冲击强化，再进行喷丸强化，工艺参数详见表3。LSP过程采用天瑞达YS2005-R200B激光冲击成套设备，圆形光斑且能量为平顶分布，波长1064 nm。选用3M公司黑色胶带作为吸收层，使用送水机器人在试样加工表面形成均匀厚度去离子水膜作为约束层。选用激光功率密度4.8 GW/cm²，光斑搭接率50%，激光光斑直径2 mm。SP过程采用KXS-3000P数控喷丸机，喷丸使用AZB150陶瓷弹丸（由高纯度的氧化铝、氧化锆、氧化硅等陶瓷粉末制成），强度0.12~0.17 mmA，表面覆盖率100%，喷丸过程按照HB/Z 26航空零件喷丸强化工艺控制。

为研究强化后表面三维形貌、残余应力场、组织硬化层和微观组织变化等表面完整性参数对GH4169合金振动疲劳性能的影响，具体方法如下：磨削加工平板试样（最终尺寸为30 mm×30 mm×5 mm），其表面强化方式与振动疲劳试样一致，分别得到AR、SP、LSP和FH 4种表面状态试样。使用Bruker白光干涉仪观测4种表面状态试样的表面三维形貌并提取二维轮廓计算微观应力集中系数。采用PROTO LXRD型X射线衍射仪测量4种表面状态试样的表面残余应力值，靶材为MnKα靶，并通过电解抛光对试样表层逐层腐蚀，测得试样深度方向的残余应力场变化。采用FM-700型显微硬度计，测量4种表面状态试样的强化层沿深度方向的硬度梯度分布，施加载荷0.49 N。采用FEI Quanta 600扫描电子显微镜，观测AR和FH两种表面状态试样的截面EBSD，扫描步长为0.5 μm/次。采用ES-10-240振动疲劳试验机按HB 5277—1984中规定的实验程序进行，测试并对比4种工艺处理后试样的振动疲劳寿命，以试样距最外侧位移5 mm处进行振动控制，若疲劳周次在10⁷时未断则停止实验，记录该次实验寿命为10⁷周次。由于在产生疲劳裂纹后，试样的振动频率将发生明显变化，因此根据标准设定，试样在指定循环次数内振动频率下降1%时，判定试样发生疲劳失效，记录此时疲劳寿命并计算每种试样的中值疲劳寿命。最后每组试样中选取与中值疲劳寿命相接近的试样，采用FEI-Quanta-600扫描电子显微镜观察试样疲劳断口形貌。

2 结果与讨论

2.1 表面形貌

图2为GH4169高温合金AR、SP、LSP和FH 4种状态试样的表面三维形貌。由图2可知：AR试样表面存在大量平行磨削刀痕；经过喷丸处理后，SP试样表面产生剧烈塑性变形，原有磨削刀痕被密集弹坑覆盖；经过激光冲击强化后，LSP试样表面被激光冲击形成规则排布的大凹坑，但是细小刀痕仍然存在；经过复合强化后FH试样表面叠加了激光冲击（规则排布的大凹坑）与喷丸（均匀细小弹坑）的特点，磨削刀痕被有效覆盖。表4对比了4种状态试样的表面粗糙度S_a和表面应力集中系数K_st。SP试样的表面粗糙度（S_a=0.609 μm）较AR试样（S_a=0.265 μm）显著增加，LSP试样表面粗糙度（S_a=0.488 μm）较SP试样有所降低，FH试样表面粗糙度（S_a =0.529 μm）介于SP和LSP试样之间。表面的微观应力集中系数K_st按式（1）计算^［22］：

K_{\mathrm{s}\mathrm{t}}=\mathrm{1}+\mathrm{2.1}\times \frac{R_{\mathrm{z}}}{S}（1）

式中：R_z为峰谷高度差；S为两个相邻峰的半高宽。

由表4可知，SP试样表面应力集中系数（K_st=1.95）相比AR试样（K_st=2.41）显著降低，LSP试样表面应力集中系数（K_st=2.32）介于AR与SP之间，FH试样表面应力集中系数（K_st=2.00），相比于AR和LSP显著降低。

2.2 残余应力

图3与表5分别为GH4169高温合金AR、SP、LSP和FH工艺试样残余应力沿深度方向分布图与特征值。可以看出，AR试样表面残余压应力值最大（220 MPa），压应力深度20 μm。SP试样表面残余压应力值显著提高至1120 MPa，最大值（1175 MPa）出现在次表面约10 μm处，残余压应力场深度达到约96 μm。LSP试样表面残余压应力最大（897 MPa），残余压应力场深度约335 μm。FH试样表面残余压应力为1199 MPa，最大值（1237 MPa）出现在次表面约9 μm处，残余压应力场深度约330 μm。

2.3 组织硬化

图4与表6分别为GH4169高温合金AR、SP、LSP和FH 4种试样沿加工表面垂直方向的显微硬度分布图与特征值。未强化AR试样沿深度方向180 μm内的显微硬度在430~461HV之间，并以此作为材料基体硬度来衡量强化后组织硬化层深度。SP试样表面硬度值（534HV）较AR试样提升19%，并且沿深度方向形成了约60 μm的组织硬化层；LSP试样表面硬度值（502HV）较AR试样提升12%，形成硬化层深度约120 μm；FH试样表面硬度值（550HV）较AR试样提升22%，同时硬化层深度达到120 μm左右。3种强化试样表面硬化层内组织显微硬度均随着深度的增加而逐渐降低。

2.4 微观组织

图5为GH4169高温合金AR和FH两种试样镶样后，将横截面抛光并进行金相腐蚀，采用EBSD表征方法及其图像数据处理软件，分别获得GH4169合金表层微观组织的核平均取向差（kernel average misorientation，KAM）图。图中蓝色为背底，代表晶体取向差基本为0；绿色、红色和黑色代表标志着这些区域的线型组织具有更大的晶体取向差，即更高的塑性变形程度和位错密度，颜色越深，塑性变形程度越高，即绿色<红色<黑色。未强化AR试样和FH试样具有较高位错密度的绿色塑性变形层深度分别约为20 μm和92 μm，并且FH试样红色剧烈塑性变形层的深度比AR试样更大。

2.5 疲劳性能

表7与图6分别为GH4169合金AR、SP、LSP、FH试样的一阶振动疲劳寿命对比值与中值寿命对比图。其中，FH试样组中出现10⁷周次未断试样停止实验，并以10⁷周次记录该次实验振动疲劳寿命。由表7可知，在室温、960 MPa条件下，相比未强化试样，SP、LSP、FH试样的中值疲劳寿命均显著提高。其中，SP和LSP工艺试样的中值疲劳寿命相较于AR试样分别提高了18.5倍和4.4倍。FH工艺试样的中值疲劳寿命相较于AR提高77.6倍以上。由图6可知，LSP试样的中值疲劳寿命介于SP和FH试样之间，且振动疲劳寿命分散较大（变异系数0.10774）。FH试样组的5件试样中有2件达到10⁷周次未断，最短寿命（3.34×10⁶周次，F2）均比SP组（2.90×10⁶周次，S4）和LSP组（3.02×10⁶周次，L5）中的最大寿命要长。

3 分析与讨论

GH4169合金振动疲劳过程可分为疲劳裂纹的萌生和扩展^［22］，疲劳裂纹的萌生受到材料表面质量的影响，而疲劳裂纹的扩展则受到裂纹尖端应力状态影响。经不同工艺强化后会在材料表层产生不同的强化效果，对于GH4169合金振动疲劳性能的增益也是不同的。

疲劳裂纹的萌生寿命受到材料表面质量的影响。首先是表面形貌，由白光干涉仪与扫描电子显微镜测量结果（图2和图7）可知，未强化AR试样经磨削加工而成，表面呈现大量磨削刀痕，且疲劳裂纹的部分开裂位置与刀痕重合。LSP试样经过激光冲击强化处理，强化过程中通过吸收层等离子化产生的压力波作用于零件，在试样表层产生规则排布的较大凹坑，但是消除刀痕能力较弱，疲劳裂纹的部分开裂位置与刀痕重合。SP试样和FH试样表面最终均经过喷丸处理，通过气体推动的高速弹丸流反复撞击材料表面，产生大量细密的冲击坑与褶皱，有效打断并覆盖原有磨削刀痕。由于AR和LSP试样表面留有的磨削刀痕波峰与波谷曲率半径较小，材料结构发生突变，会引入较大的表面应力集中（表4），在振动疲劳实验的交变载荷作用下，交替拉-压应力被放大，更易萌生疲劳裂纹。SP和FH试样表面喷丸后虽然整体粗糙度有所提升，但是产生的弹丸坑底与坑顶曲率半径较大，结构发生突变程度有所降低，有效缓解了应力集中（表4），是一阶振动疲劳寿命提升的主要原因之一。

其次是表面残余应力，由测量结果可知（图3和表5），相较于AR试样（220 MPa），SP试样（1120 MPa）、LSP试样（897 MPa）和FH试样（1199 MPa）表面残余压应力均有大幅提升，其中FH试样提升最大。在振动疲劳实验中，试样表面所受拉-压交替工作应力最大，到心部逐渐降低，因此疲劳裂纹更易从试样表面萌生。表面残余压应力的引入可以有效抵消部分疲劳实验中的拉应力，使得最大应力处由表面转移至次表面，从而提升疲劳裂纹的萌生寿命。

再次是表面显微硬度，由测量结果可知（图4和表6），相较于AR试样（448HV），SP试样（534HV）、LSP试样（502HV）和FH试样（550HV）的表面组织显微硬度值均有一定提升，其中FH试样提升幅度最大。通过对AR试样和FH试样表层到基体的微观组织观察，AR试样表面由于初始机加引入了较浅的微观组织变形层（20 μm），FH试样截面组织中取向差较大的区域深度显著增加至92 μm，同时越靠近表面剧烈变形区域（红色）面积越大。已有研究表明，金属材料的加工硬化将使材料内部的位错大量增殖，使材料的滑移运动被位错的缠结和堆积所阻碍，并消耗了大量能量，使材料的进一步变形变得困难，从而有利于抑制滑移带演变为早期疲劳裂纹，从而抑制疲劳裂纹的萌生^［23-24］。

GH4169合金典型试样断口SEM图如图8所示。AR试样表面刀痕较重，应力集中较大，且残余压应力与组织硬化程度较小，疲劳裂纹更容易从表面萌生，图8（a）中AR试样疲劳源位置萌生于表面且与一加工较重刀痕重合；SP试样与FH试样表面磨削刀痕被弹丸坑覆盖，有效缓解了应力集中，同时在表面引入了高赋值残余压应力与组织硬化，有效抑制了疲劳裂纹从表面萌生，增加了疲劳裂纹的萌生寿命，图8（b）和图8（d）中SP试样和FH试样疲劳源区均位于材料次表面；而LSP试样虽然在表面引入了一定的残余压应力和组织硬化，但是磨削刀痕仍然存在，较大的应力集中系数使得振动疲劳实验中疲劳源仍起源于表面一加工较重刀痕处，见图8（c）。

疲劳裂纹自材料表面或次表面萌生后，裂纹沿垂直拉应力方向向内扩展，其扩展寿命受到裂纹尖端应力状态影响。对4种试样沿深度方向进行应力和硬度测量。首先是残余应力场，在疲劳裂纹扩展过程中，残余压应力场的存在会抵消材料内部的部分拉应力，可以减缓裂纹扩展速率，甚至使裂纹闭合^［25］。通过对4种状态试样深度方向残余应力场逐层腐蚀测试（图3和表5），相较于AR试样（20 μm），SP试样（96 μm）、LSP试样（335 μm）和FH试样（330 μm）残余压应力场深度均有一定提升，其中LSP和FH试样提升最大，说明LSP和FH工艺在较深处仍对疲劳裂纹的扩展具有抑制作用。其次是材料组织硬化层，表面强化后材料硬度的提升源于高密度的位错和材料结构的缠结，这些改变均会阻碍疲劳裂纹的进一步扩展。经过测量，相较于AR试样（0 μm），SP试样（60 μm）、LSP试样（120 μm）和FH试样（120 μm）组织硬化层深度也均有提升，同样LSP和FH工艺提升最大。反映在距离疲劳源相同深度（0.3 mm）处的疲劳条带中，如图9所示，将4种试样疲劳条带的宽度进行对比，结果表明AR>SP>LSP≈FH，这说明在试样距表面深度0.3 mm处，激光冲击强化与复合强化试样裂纹扩展速率最小，喷丸次之，原始试样疲劳裂纹扩展速率最大，这也很好地验证了上述观点。

反映在振动疲劳寿命中，在室温、960 MPa条件下，SP、LSP、FH试样较AR试样的振动中值疲劳寿命均有显著提升，分别提高了18.5倍、4.4倍和77.6倍。LSP工艺试样振动中值疲劳寿命增益是最小的，这是因为LSP工艺虽然在材料表面引入了残余压应力与组织硬化，但是未能消除表面磨削刀痕，表面仍存在较大的应力集中，促使疲劳裂纹萌生。LSP试样中最大寿命（3.02×10⁶周次，L5）均比SP组疲劳寿命长，其原因是该试样磨削表面引入刀痕较浅，表面质量较好。FH试样组中有2件振动疲劳寿命达到10⁷周次，其中最小寿命（3.34×10⁶周次，F2）均比SP组（2.90×10⁶周次，S4）和LSP组（3.02×10⁶周次，L5）的最大寿命要长，FH试样获得了最佳的振动疲劳寿命提升效果。这是由于复合强化工艺叠加了喷丸与激光冲击强化的特点：在试样表面，FH试样表面状态相比于LSP试样消除了表面机加刀痕（图2和图7），减小了表面应力集中并引入了更大的表面残余压应力与组织硬化，这些因素使得FH试样的疲劳裂纹源萌生于材料次表面（图8），有利于提升疲劳裂纹的萌生寿命；在试样深度方向，FH试样相较于SP试样具有较大的残余压应力场和硬化层深度（图3和图4），均有利于提升疲劳裂纹的扩展寿命。因此，复合强化可以得到相比于单一激光冲击强化与单一喷丸强化更优的振动疲劳性能增益。

综上所述，材料的表面质量是决定材料一阶振动疲劳性能的关键因素，激光冲击强化后虽然在材料表面引入了残余压应力层与组织硬化层，但是表面机加刀痕处较大的应力集中使振动疲劳性能弱于喷丸强化。而复合强化结合了机械喷丸与激光冲击强化的强化效果，虽然一定程度上增加了GH4169合金表面粗糙度，但是表面机加刀痕被有效消除，降低了表面应力集中系数，同时形成了表层高赋值、大深度的残余压应力场与显微组织硬化层，从而显著提升了GH4169合金的振动疲劳性能。

4 结论

（1）激光冲击-机械喷丸复合强化工艺表现出优异的一阶振动疲劳寿命增益效果。在室温、960 MPa条件下，相比未强化试样，经先激光冲击强化（功率密度4.8 GW/cm²，搭接率50%），后机械喷丸（AZB150陶瓷弹丸，喷丸强度0.12~0.17 mmA，覆盖率100%）的工艺强化试样一阶振动中值疲劳寿命提高了77.6倍以上。

（2）经激光冲击-机械喷丸复合强化后，FH试样表面应力集中系数显著降低，原有磨削刀痕被有效消除，同时引入了高幅值表面残余压应力（1199 MPa）与组织硬化（550HV），有效抑制了疲劳裂纹从表面萌生；试样深度方向形成了约330 μm的残余压应力场和约120 μm的组织硬化层，有效抑制了疲劳裂纹深度方向的扩展，从而整体提升了试样的振动疲劳寿命。

（3）多种表面完整性特征参数共同影响GH4169合金的振动疲劳性能，单一激光冲击强化对材料表面磨削刀痕去除效果有限，未能有效缓解试样表面应力集中，是振动疲劳性能提升弱于喷丸的主要原因。激光冲击-机械喷丸复合强化使GH4169合金获得较低的表面应力集中系数、较深的残余压应力场和硬化层以及剧烈的表面微观组织变形，显著提升合金的一阶振动疲劳性能。

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基金资助

国家自然科学基金项目(52271076)

国家科技重大专项（Y2022-Ⅶ-0007-0049, J2019-Ⅶ-0015-0155, P2023-B-Ⅳ-002-001, J2019-Ⅳ-0009-0077）