三種典型發(fā)動機用材料疲勞極限應(yīng)力集中敏感性及噴丸的影響

王 欣，李旭東，宋穎剛，王 強，羅學昆， 艾瑩珺，湯智慧，趙振業(yè)

(1．中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發(fā)北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空科技重點實驗室，北京 100095;3．中國航發(fā)北京航空材料研究院 檢測研究中心，北京100095)

三種典型發(fā)動機用材料疲勞極限應(yīng)力集中敏感性及噴丸的影響

王 欣1，2，李旭東3，宋穎剛1，2，王 強1，2，羅學昆1，2， 艾瑩珺1，2，湯智慧1，2，趙振業(yè)1

(1．中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發(fā)北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空科技重點實驗室，北京 100095;3．中國航發(fā)北京航空材料研究院 檢測研究中心，北京100095)

針對發(fā)動機用C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金，開展應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1和Kt=1.7條件下疲勞曲線研究，并研究噴丸對應(yīng)力集中條件下疲勞極限的影響。結(jié)果表明：當應(yīng)力集中系數(shù)由Kt=1提高到Kt=1.7時，C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金的107周次疲勞極限分別從757 MPa，366 MPa和566 MPa降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，說明上述三個高強度合金都存在明顯的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性；噴丸強化后，Kt=1.7條件下的疲勞極限提高至597 MPa，297 MPa和530 MPa，說明噴丸有助于從工藝角度緩和高強度合金的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性；隨著應(yīng)力集中系數(shù)增加，TA29鈦合金和FGH96粉末合金的105周次和107周次對應(yīng)疲勞強度差也隨之減小，噴丸處理能夠使疲勞性能數(shù)據(jù)的分散性有所降低。

發(fā)動機典型材料；疲勞極限；應(yīng)力集中敏感性；噴丸

隨著航空發(fā)動機工業(yè)對推力、推重比或功重比要求的日益提高[1-2]，在發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件或關(guān)鍵定子部件的選材上越發(fā)注重采用耐溫性更好、比強度更高的高強度材料[3-6]，以滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計對于強度計算的需求。然而，由于裝配、通氣等各類需要，發(fā)動機零件設(shè)計有許多應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)，如轉(zhuǎn)接部位、止口、孔、鍵、槽等，這些結(jié)構(gòu)都是強度部件的關(guān)鍵部位，容易發(fā)生疲勞失效。郭勇等[7]針對幅板和封嚴臂轉(zhuǎn)接部位、崔福錦等[8]針對篦齒盤均壓孔部位、荊甫雷等[9]針對渦輪盤榫槽部位的失效分析研究表明，應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)的疲勞強度問題在發(fā)動機研制中需要特別關(guān)注。

表面形變強化是一種提高疲勞性能的工藝方法。作為航空工業(yè)應(yīng)用最廣泛的表面形變強化技術(shù)，噴丸強化[10]利用大量彈丸高速撞擊金屬表面，引入強化機制，是目前航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件的主要強化手段。許多文獻都報道采用噴丸強化的方法可以顯著提高合金的疲勞性能。在噴丸強化機制研究方面，Li等[11]采用自動動態(tài)非線性分析研究了噴丸形成的彈坑對于微觀應(yīng)力集中的影響，并預測了噴丸后的疲勞壽命；Child等[12]采用電子背散射衍射與X射線衍射對比，研究了噴丸對Udimet720合金的硬化作用和殘余應(yīng)力；Tan等[13]研究了多工序組合(銑削、拋光和噴丸)對于TC17合金殘余應(yīng)力場的影響；宋穎剛等[14]采用電子背散射衍射的方法研究了GH4169合金噴丸后的表面強化層，說明晶粒內(nèi)部的變形是位錯和孿晶共同作用的結(jié)果。在噴丸工藝方面，王強等[15]研究了噴丸對于TC4鈦合金表面完整性和疲勞性能的影響，認為陶瓷彈丸比鑄鋼丸更能夠保障鈦合金的表面完整性；王欣等[16]研究了噴丸覆蓋率對于Ti60合金高溫疲勞性能的影響，認為過大的覆蓋率對噴丸的強化效果有削弱作用。

在應(yīng)力集中條件下的疲勞性能研究方面，趙振業(yè)[17-18]系統(tǒng)地研究了高強度合金的抗疲勞應(yīng)用技術(shù)，提出了“抗疲勞制造”的概念，并采用表面強化技術(shù)在超高強度鋼[19]上開展了驗證。在材料確定的情況下，疲勞性能受到表面變質(zhì)層和應(yīng)力集中的雙重影響[20-21]。本研究采用航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子用鋼、鈦合金和高溫合金材料，研究Kt=1和Kt=1.7兩種條件下的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命曲線，分析應(yīng)力集中對于三種典型材料疲勞極限的影響以及噴丸對于應(yīng)力集中疲勞極限的增益作用。

1 實驗材料與方法

考慮到航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件是疲勞多發(fā)件，因此，研究材料均為轉(zhuǎn)子用材，包括C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金。C250鋼是CFM56發(fā)動機渦輪軸的主要材料[22]，三種材料的基本力學性能如表1所示，成分和熱處理方法詳見文獻[22-23]。

C250鋼試樣在軸類鍛件上軸向取樣，TA29鈦合金和FGH96粉末合金在盤鍛件上弦向取樣。采用線切割、車削、圓磨/螺紋磨的方法加工光滑(Kt=1)/缺口(Kt=1.7)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試樣，如圖1所示。在缺口疲勞試樣完成加工后，一組直接進行疲勞實驗，另一組經(jīng)過噴丸后進行疲勞實驗，噴丸的工藝參數(shù)如表2所示。光滑疲勞試樣直接進行疲勞實驗。C250鋼進行室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實驗，實驗方法按照HB 5152—1996；TA29合金進行高溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實驗，溫度為600 ℃；FGH96粉末合金進行高溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實驗，由于實驗條件原因，Kt=1條件下實驗溫度為600 ℃，Kt=1.7條件下實驗溫度為650 ℃，考慮該合金在600～650 ℃之間沒有相轉(zhuǎn)變點，且力學性能相差很小，實驗過程符合HB 5153—1996。特別說明，本工作疲勞實驗主要研究107周次的條件疲勞極限，而105周次的疲勞強度是從疲勞壽命隨周次變化的圖2～7中近似獲得，不能作為確切的強度值。

表1 三種材料的力學性能Table 1 Mechanical properties of the three kinds of materials

表2 噴丸方法Table 2 Shot peening method

2 結(jié)果與分析

2.1加工狀態(tài)的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性

圖2為C250鋼室溫狀態(tài)光滑(Kt=1)和應(yīng)力集中(Kt=1.7)條件下磨削狀態(tài)的疲勞壽命增益曲線。圖3和圖4分別為TA29鈦合金在600 ℃與FGH96粉末合金光滑(Kt=1，600 ℃)和應(yīng)力集中(Kt=1.7，650 ℃)條件下原始磨削狀態(tài)的疲勞壽命增益曲線。圖中每一個點為一件試樣在確定應(yīng)力下的疲勞壽命。對比圖2～4可見：(1)當應(yīng)力集中系數(shù)由Kt=1提高到Kt=1.7時，三種合金的107周次條件疲勞極限明顯下降，C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金的條件疲勞極限分別從757 MPa，366 MPa和566 MPa，降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，降低幅度達到30.5%，34.4%和17.6%；(2)計算疲勞壽命為105周次和107周次的疲勞強度之差，當應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1時，C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金疲勞強度差分別為130 MPa，114 MPa，230 MPa，當應(yīng)力集中系數(shù)提高到Kt=1.7時，疲勞強度差分別為170 MPa，25 MPa，95 MPa。

由此可知：(1)研究的三種合金均存在明顯的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性，當Kt=1提高到Kt=1.7時，結(jié)構(gòu)鋼C250和鈦合金TA29疲勞極限顯著下降，降低幅度都在30%以上，鎳基合金FGH96降幅相對小；(2)對于鈦合金TA29和粉末合金FGH96，當Kt=1提高到Kt=1.7時，疲勞壽命從105周次提高到107周次，對應(yīng)的強度差明顯減小，而結(jié)構(gòu)鋼C250未觀察到此類現(xiàn)象。在實際零件服役中：(1)表現(xiàn)為應(yīng)力集中關(guān)鍵部位的疲勞性能不佳，若強度設(shè)計不當，會造成零件應(yīng)力集中部位在低循環(huán)實驗的較短周次或服役的較短時間內(nèi)發(fā)生疲勞失效；(2)表現(xiàn)為在應(yīng)力集中條件下，當外加載荷增大的情況下，鈦合金和高溫合金零件疲勞壽命顯著縮短，造成鈦合金和高溫合金零件關(guān)鍵部位的服役壽命的分散性大。選擇了缺口半徑尺寸較大的Kt=1.7試樣，缺口直徑1.5 mm，按照HB/Z 26—2011，可以接受半徑小于0.75 mm的彈丸噴丸。而實際零件的強度計算中，部分區(qū)域如榫槽、榫頭、孔邊等部位應(yīng)力集中系數(shù)都超過了Kt=1.7，應(yīng)力集中將導致上述部位的疲勞問題顯著。

2.2噴丸對疲勞極限應(yīng)力集中敏感性的影響

圖5為C250鋼噴丸強化前后室溫應(yīng)力集中(Kt=1.7)條件下疲勞壽命增益曲線。圖6和7分別為噴丸強化前后TA29鈦合金在600 ℃和FGH96粉末合金在650 ℃下應(yīng)力集中(Kt=1.7)條件下疲勞壽命增益曲線。對比圖5～7可見：(1)對于應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1.7的試樣，經(jīng)過噴丸強化后，疲勞性能顯著提高，C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金的條件疲勞極限分別從526 MPa，240 MPa和465 MPa，提高到597 MPa，297 MPa和530 MPa，提高幅度達到13.4%，23.8%和13.9%；(2)當應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1.7時，疲勞壽命從105周次提高到107周次， C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金噴丸疲勞強度之差分別為300 MPa，70 MPa和120 MPa，較原始Kt=1.7狀態(tài)均有所提高。

由此可得：(1)噴丸強化顯著提高合金應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)的疲勞性能，從工藝方面緩解合金的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性，然而對于本研究的三種合金材料、實驗溫度和疲勞模式，僅依靠噴丸強化無法實現(xiàn)噴丸后應(yīng)力集中下疲勞極限與不噴丸的光滑試樣相當，即完全消除合金的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性；(2)噴丸強化方法可能有助于降低鈦合金零件疲勞壽命分散度。噴丸強化改善了合金試樣的表面狀態(tài)。由圖2～7綜合認為，在材料確定的前提下，應(yīng)力集中狀態(tài)和表面狀態(tài)決定了構(gòu)件的疲勞性能。

研究認為[24]，噴丸可以在應(yīng)力集中部位引入“殘余壓應(yīng)力集中”，更好地抵抗大應(yīng)力外加載荷的作用；在應(yīng)力集中部位噴丸時金屬塑性流動受到限制更多，可產(chǎn)生位錯密度增殖的組織[25]，也可提高疲勞裂紋萌生的門檻和提高裂紋擴展的激活能；另一方面，相比于結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)，通常認為的噴丸不利因素——表面粗糙導致的微觀應(yīng)力集中，對疲勞性能的不利影響也有限。因此，對于應(yīng)力集中結(jié)構(gòu)，噴丸可引入強化作用以提高疲勞性能。應(yīng)該說明，TC4鈦合金噴丸后的Kt=1.7疲勞極限高于Kt=1原始狀態(tài)[26](該文獻采用了二次噴丸)。由此可以推斷，經(jīng)過表面強化后，是否能夠從工藝角度消除高強度合金的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性，最終實現(xiàn)“無應(yīng)力集中”狀態(tài)[18]，還取決于表面強化工藝技術(shù)引入強化因素的影響、材料本身的屬性(塑性、強度等)等。隨著表面強化技術(shù)的發(fā)展，如孔擠壓強化、激光沖擊強化等新型技術(shù)將逐步應(yīng)用于發(fā)動機部件的關(guān)鍵應(yīng)力集中部位，通過工藝研究和應(yīng)用研究，將有望真正實現(xiàn)“無應(yīng)力集中”制造，保障發(fā)動機關(guān)鍵部件的可靠服役。

3 結(jié)論

(1)當應(yīng)力集中系數(shù)由Kt=1提高到Kt=1.7時，C250鋼、TA29鈦合金和FGH96粉末合金的107周次條件疲勞極限分別從757 MPa，366 MPa和566 MPa，降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，說明上述三個高強度合金都存在明顯的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性；噴丸強化后，Kt=1.7條件下的疲勞極限提高至597 MPa，297 MPa和530 MPa，說明噴丸有助于從工藝角度緩和高強度合金的疲勞極限應(yīng)力集中敏感性。

(2)應(yīng)力集中系數(shù)增加的同時，鈦合金和粉末合金的105周次和107周次對應(yīng)疲勞強度之差也隨之減小，表現(xiàn)為當外加載荷增大幅度有限的情況下，鈦合金和高溫合金零件疲勞壽命顯著縮短，鈦合金和高溫合金零件關(guān)鍵部位的服役壽命的分散性大；噴丸處理能夠使疲勞實驗數(shù)據(jù)的分散性有所降低。

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(責任編輯：徐永祥)

EffectofShotPeeningonFatigueLimitStressConcentrationSensitivityof3KindsofTypicalMaterialsforAeroengine

WANG Xin1,2, LI Xudong3, SONG Yinggang1,2, WANG Qiang1,2,LUO Xuekun1,2, AI Yingjun1,2, TANG Zhihui1,2, ZHAO Zhenye1

(1．AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China;2．Aviation Key Laboratory of Advanced Corrosion and Protection on Aviation Materials,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China;3．Testing Research Center for Aeronautical Materials,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China)

Fatigue curves of C250 steel,TA29 titanium alloy and FGH96 powder metallurgy (PM) superalloy with stress concentration coefficientsKt=1 andKt=1.7were investigated,and the effect of shot peening on the fatigue curve under the stress concentration condition was also studied.The results show that the 107conditional fatigue limits of C250 steel,TA29 titanium alloy and FGH96 PM superalloy decrease from 757 MPa,366 MPa and 566 MPa to 526 MPa,240 MPa and 465 MPa respectively while the stress concentration coefficients increase fromKt=1 toKt=1.7,indicating that the three kinds of high-strength materials have the stress concentration sensitivity of fatigue limit obviously.Moreover,after shot peening,fatigue limits rise to 597 MPa,297 MPa and 530 MPa respectively when the Kt is 1.7,which indicates that shot peening can mitigate fatigue limit stress concentration sensitivity of high-strength alloys from a technological point of view.On the other hand,the 105-cycle and 107-cycle strength difference of titanium alloy and PM superalloy is reduced with the increase of stress concentration coefficient,showing that shot peening can reduce the dispersion of fatigue test data.

typical materials for aeroengine;fatigue limit;stress concentration sensitivity;shot peening

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000097

TG668；TB31

A

1005-5053(2017)06-0102-06

2017-06-30；

2017-09-14

航空基金(2015ZF21017)；中航工業(yè)技術(shù)創(chuàng)新基金(2013E62137R)

王欣(1983—)，男，博士生，高級工程師，主要研究方向為抗疲勞的表面強化技術(shù)，(E-mail)rasheed990918@163.com。