GH4169 高温合金激光冲击强化层微观结构和微动疲劳行为研究

目的 提高GH4169镍基高温合金的微动疲劳寿命。方法 利用激光冲击强化（LSP）技术对GH4169高温合金榫试样进行表面强化处理并研究其微动疲劳性能。借助激光共聚焦显微镜（LCSM）、X射线衍射仪（XRD）、电子背散射衍射（EBSD）、显微硬度计、X射线应力分析仪、光学显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）及高频疲劳试验机,对激光冲击强化前后的GH4169高温合金的微观组织、硬度、残余应力、微动疲劳寿命、断口形貌和裂纹扩展情况进行分析。结果 激光冲击强化后表面硬度提高了17.3%,硬化层深度约为0.63 mm,表面残余压应力为331.5 MPa。经激光冲击强化后变形层中晶粒未发生明显细化,表明激光诱导冲击波主要引起GH4169高温合金中位错的形成而不是位错的运动。在20 kN峰值载荷下,尽管强化后的断裂机制没有发生明显的变化,但是强化后榫试样的微动疲劳寿命比未处理的试样提高了827%,裂纹从多疲劳源转变为单疲劳源,裂纹萌生位置从表面转移到距表面234 μm的次表面,激光冲击强化显著提升了GH4169的萌生抗力和扩展速率,扩展区域的疲劳条带间距从未处理的0.50 μm增加到了强化后的1.01 μm,这可能与残余应力的突变与松弛有关。结论 在激光冲击强化后获得硬化层和残余应力场共同影响下,GH4169高温合金榫试样的微动疲劳寿命得到了显著提升。     

铸造高温合金涡轮叶片热冲击疲劳行为研究

为了研究不同材料涡轮叶片热冲击疲劳性能,采用感应加热热冲击试验装置对三种铸造高温合金涡轮叶片进行了试验研究。利用光学相机、视频显微镜和扫描电子显微镜对叶片表面裂纹形貌、叶片横截面和断口形貌进行观察。结果表明：单晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命长于定向晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命。定向晶涡轮叶片中添加Re元素延长了热冲击疲劳寿命。热冲击疲劳导致裂纹萌生于叶片中截面考核区并沿叶高方向扩展。裂纹的扩展方式与叶片合金成分及铸造工艺有关。     

激光冲击强化在高温合金材料应用上的研究进展

激光冲击处理可促使材料产生较传统表面强化工艺更优的强化效果,并且诱发的显微组织变化具有更高的热稳定性,有望对高温合金材料的服役性能提升产生有利作用。分别从表面形貌、显微组织、服役性能等方面介绍激光冲击强化在不同高温合金材料上的应用研究成果。通过激光冲击诱导高温合金微尺度表面形貌变化相关研究的分析,提出对激光冲击诱导局部反向变形进行数值仿真验证的研究方向。总结激光冲击强化在改善高温合金组织状态以及提升疲劳等服役性能方面的研究成果,进而指明单晶高温合金激光冲击疲劳延寿研究的必要性。     

激光冲击强化对Ti-6Al-4V合金表面完整性及疲劳性能的影响

研究了激光冲击强化处理对Ti-6Al-4V合金表面完整性及疲劳性能的影响。采用表面粗糙度仪、显微硬度计和X射线衍射残余应力仪分别对激光冲击强化前后Ti-6Al-4V合金表面完整性进行了表征。在PQ-6旋转弯曲疲劳试验机上测试了经激光冲击强化处理的Ti-6Al-4V合金107周次条件下的疲劳极限,用扫描电镜分析了疲劳断口形貌,探讨激光冲击强化机制。结果表明,激光功率密度越大,表面粗糙度越小,表面残余压应力和表面硬度值越大,残余压应力层和硬化层深度越深;与原始试样相比,激光冲击强化试样的疲劳极限提高了33.3%,原因是激光冲击强化可以显著降低合金表面的粗糙度,改善合金的表面完整性,产生深层的残余压应力场和表面硬化层,将疲劳裂纹源由表层转移到次表层,有效地抑制了疲劳裂纹的萌生和扩展,从而提升合金的疲劳抗力。     

激光冲击强化与喷丸强化对FGH97高温合金疲劳性能的影响

对FGH97粉末高温合金进行激光冲击强化和喷丸强化,利用X射线应力分析仪测定强化层的残余应力,测定650℃下旋转弯曲疲劳性能,利用SEM观察分析疲劳断口特征。 结果表明,2种表面强化方法都可以提高FGH97粉末高温合金的疲劳性能,但激光冲击强化试样比喷丸强化试样具有更深的残余压应力层和较好的表面粗糙度,且残余应力在高温疲劳载荷下的松弛较小,因此具有更好的强化效果;与未表面强化的试样相比,喷丸强化试样和激光冲击强化试样的疲劳裂纹源都出现在亚表面,而未强化试样的疲劳裂纹源则出现在表面。     

激光冲击强化和喷丸强化对FGH97高温合金疲劳性能的影响

对FGH97粉末高温合金进行激光冲击强化和喷丸强化,利用X射线应力分析仪测定强化层的残余应力,测定650℃下旋转弯曲疲劳性能,利用SEM观察分析疲劳断口特征。结果表明,2种表面强化方法都可以提高FGH97粉末高温合金的疲劳性能,但激光冲击强化比喷丸强化具有更深的残余压应力层和较好的表面粗糙度,且残余应力在高温疲劳载荷下的松弛较小,因此具有更好的强化效果;与未表面强化的试样相比,喷丸强化和激光冲击强化试样的疲劳裂纹源都出现在亚表面,而未强化试样的疲劳裂纹源则出现在表面。     

激光冲击强化对2524铝合金疲劳寿命的影响

目的探索激光冲击工艺参数对2524铝合金疲劳寿命的影响。方法开展不同激光能量、不同冲击次数下的激光冲击强化实验,测试其残余应力和表面硬度,并进行裂纹扩展实验和显微组织观察。结果激光冲击强化能显著提高材料的表面硬度,且材料的硬度值随着冲击能量和冲击次数的增加而递增,但硬度增长率随冲击次数增多而降低。激光冲击强化在试样表层形成较大的残余压应力,使用6.25 J的激光能量冲击1次,最大残余压应力可达-222MPa,并且残余压应力随着激光能量和冲击次数增加而增加,但冲击强化次数存在阈值。相较于未冲击试样,激光冲击1次的试样的疲劳寿命提升32%,冲击2次的疲劳寿命提升41%。对试样断口进行微观形貌观察,在裂纹长度为28 mm处,未冲击试样、激光冲击1次和冲击2次试样的疲劳条带间距分别为1.06、0.628、0.488μm,裂纹扩展速率分别为1.06×10^-3、6.28×10^-4、4.88×10^-4 mm/N。结论激光冲击强化能显著提高2524铝合金的表面硬度,并在表面产生较大的残余压应力。激光冲击强化能够有效迟滞2524-T3铝合金的疲劳裂纹扩展速率,进而有效延长疲劳寿命。     

新型Al-Zn-Mg-Cu铝合金疲劳性能及损伤断裂行为研究

采用旋转弯曲和轴向加载疲劳试验方法,研究了7A12铝合金的疲劳性能,并通过金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了该合金的显微组织结构和疲劳断口特征。结果表明,7A12铝合金具有较好的疲劳性能,合金的疲劳极限随应力比的增加而增大,随应力集中系数的增加而显著降低;断口形貌具有典型的疲劳断口特征,由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速断裂区三部分组成,裂纹萌生一般位于表面夹杂或缺口等缺陷引起的应力集中处。     

激光表面熔凝处理过共晶Al-Si合金的疲劳裂纹扩展行为

试验研究了Al-20%Si合金在激光表面熔凝处理后的显微组织特征及激光表面熔凝处理对合金疲劳裂纹扩展形为的影响。结果表明,激光表面熔凝处理使试验合金的显微组织得到了明显细化,熔凝层主要由细小的初生Si、-αAl及Al-Si共晶相组成,熔凝层的硬度显著提高;在应力比R为0.1和0.5的试验条件下,激光表面熔凝处理显著提高了试验合金的疲劳裂纹扩展抗力。     

铸钢轮装制动盘螺栓孔裂纹产生原因分析

以存在螺栓孔裂纹的铸钢轮装制动盘为研究对象,通过裂纹断口宏微观形貌观察、显微组织分析、拉伸性能测试、冲击性能测试、布氏硬度测试等手段分析了制动盘摩擦面螺栓孔裂纹的性质和成因。结果表明:裂纹属于热疲劳裂纹,螺栓孔倒棱处及摩擦面附近存在缩孔、疏松等铸造缺陷是导致制动盘在制动过程中循环交变热应力驱动下产生裂纹的主要原因;粗大的沿枝晶状分布组织降低了制动盘的强度、韧性和热疲劳性能,加速了裂纹的扩展。     

激光冲击TC17钛合金疲劳裂纹扩展试验

为研究激光冲击强化对钛合金试件疲劳性能的影响,在标准试件的裂纹扩展路径上设计了全强化和间隔强化两种不同的强化方案,研究激光冲击强化对试件疲劳寿命和裂纹稳定扩展时速率的影响规律,利用有限元数值模拟和X射线残余应力测试获得了试件的残余应力场分布状态,并对比分析了试件的断口形貌和微观组织特征。结果表明:相比于未强化试件,激光冲击强化后试件的平均疲劳寿命分别提高了2.14倍和1.90倍,两种不同的冲击强化方法分别降低钛合金试件的裂纹扩展速率24%和15%。间隔强化后试件表面产生-512 MPa的最大残余压应力,裂纹扩展的C′值为-7.3,m值为2.6,而强化间隔区引入最大值为82.4 MPa的残余拉应力,裂纹扩展速率急剧升高,C′值减小至-13.6,m值为8.0。当裂纹扩展到强化区时,扩展速率再次降低,激光冲击强化对TC17钛合金疲劳裂纹扩展有显著的抑制作用。     

Effects of laser shock processing,solid solution and aging,and cryogenic treatments on microstructure and thermal fatigue performance of ZCuAl10Fe3Mn2 alloy

The materials used in variable temperature conditions are required to have excellent thermal fatigue performance. The effects of laser shock processing (LSP), solid solution and aging treatment (T6), and cryogenic treatment (CT) on both microstructure and thermal fatigue performance of ZCuAl₁₀Fe₃Mn₂ alloys were studied. Microstructure and crack morphology were then examined by scanning electron microscopy (SEM) and energy-dispersive X-ray spectroscopy (EDS). The result showed that, after being subjected to the combination treatment of T6+CT+LSP, the optimal mechanical properties and thermal fatigue performance were obtained for the ZCuAl₁₀Fe₃Mn₂ alloy with the tensile strength, hardness, and elongation of 720 MPa, 300.16 HB, and 16%, respectively, and the thermal fatigue life could reach 7,100 cycles when the crack length was 0.1 mm. Moreover, the ZCuAl₁₀Fe₃Mn₂ after combination treatment shows high resistance to oxidation, good adhesion between the matrix and grain boundaries, and dramatically reduced growth rate of crack. During thermal fatigue testing, under the combined action of thermal and alternating stresses, the microstructure around the sample notch oxidized and became loose and porous, which then converted to micro-cracks. Fatigue crack expanded along the grain boundary in the early stage. In the later stage, under the cyclic stress accumulation, the oxidized microstructure separated from the matrix, and the fatigue crack expanded in both intergranular and transgranular ways. The main crack was thick, and the path was meandering.     

激光喷丸Ti17叶片前缘的抗FOD性能模拟研究

为研究激光冲击强化（LSP）叶片前缘抗外物损伤（FOD）性能,设计截面尺寸近似叶片前缘的缺口模拟件,采用YAG激光器（30 J和15 ns）和方形光斑（4 mm×4 mm）对TC17模拟件的缺口尖端进行双面LSP。采用X射线衍射仪、透射电镜、高频疲劳试验机和扫描电镜分别对LSP前后的残余应力、微观组织、疲劳性能和疲劳断口进行测试分析。与未强化缺口模拟件相比,LSP-TC17合金的表面残余压应力最大值为-403 MPa。LSP-TC17合金表面形成高密度位错、孪晶和纳米晶。LSP-TC17缺口模拟件的疲劳强度提高55.6 %。TC17缺口模拟件的疲劳强化机理为高幅残余压应力和表面纳米晶。研究结果为LSP-FOD叶片奠定理论基础并提供工艺参考。     

H13钢激光填丝仿生耦合热疲劳性能分析

热疲劳龟裂是铝合金压铸模具的主要失效模式. 针对这一现象,利用激光表面熔凝技术及激光表面填丝技术耦合仿生强化模型对压铸模具表面进行强化,分析不同处理方式下热疲劳裂纹扩展形态,探索提高压铸模具寿命的方法. 试验利用Nd:YAG激光器对试样进行加工,每隔500次热疲劳循环后,观察不同试样裂纹扩展情况,5 000次循环后得出裂纹扩展形貌. 结果表明,经过激光表面填丝技术处理所得的仿生单元体硬度相对于激光表面熔凝处理所得单元体略有提高,经激光表面填丝技术处理的试样具有更高的抗热疲劳性能.     

激光冲击强化对7050铝合金小孔结构残余应力和疲劳性能的影响

研究了激光冲击强化对7050 T7451铝合金小孔结构显微硬度、残余应力和疲劳性能的影响。结果表明:当激光能量为30 J、光斑直径ø4 mm,冲击2次时,7050 T7451铝合金显微硬度显著提高,表层硬度相对于母材提高约12%且硬化层深度可达1 mm;残余压应力幅值超过300 MPa,影响深度可达约1 mm,明显大于喷丸强化残余应力影响层深度。激光冲击诱导的残余压应力可提高疲劳裂纹的萌生抗力,其较深的残余压应力层则有利于延长裂纹的扩展寿命。激光冲击强化后小孔结构疲劳寿命相对于母材提高了4.7~17.6倍,且其疲劳寿命增益及稳定性明显优于喷丸强化。     

Thermal shock and thermal fatigue resistance of Sialon–Si3N4 graded composite ceramic materials

Sialon–Si₃N₄ graded composite ceramic materials were fabricated by hot press sintering. The mechanical properties and microstructure of the composites were examined. The thermal shock and thermal fatigue resistance of the Sialon–Si₃N₄ graded composite ceramic materials were investigated by means of the water quenching method. The microstructure of the composites was characterized with transmission electron microscopy (TEM) and scanning electron microscopy (SEM). The results showed that the graded ceramic exhibited higher retained flexural strength under all thermal shock temperature differences compared to the homogeneous reference one, indicating the higher thermal shock resistance of the graded ceramic. The highest critical temperature difference of the graded composites was 600 °C. The crack growth (∆c) of graded ceramic materials was much lower than that of homogeneous ceramic materials, which revealed the higher thermal fatigue resistance of the graded ceramics. The improvement of the thermal shock and thermal fatigue resistance was attributed to the formation of compressive residual stress in the surface layer and the enhanced mechanical properties induced by the graded compositional structure.     

铝合金紧固孔复合强化工艺研究

目的研究激光喷丸-冷挤压复合强化工艺对7050铝合金紧固孔疲劳源、疲劳寿命的影响。方法利用ABAQUS软件进行复合强化工艺的有限元仿真,并在强化后施加循环载荷获得残余应力数据,然后在应力水平为195 MPa、应力比为0.1的条件下进行疲劳实验,并把仿真和疲劳实验的结果与激光喷丸、冷挤压进行对比。结果复合强化工艺能同时对表面和孔壁进行强化,复合强化工艺比激光喷丸表面和孔壁的残余压应力大,循环载荷下两者残余应力的差异减小。冷挤压工艺表面全部是拉应力,循环载荷下挤出面孔角附近的残余应力由-928 MPa变为300 MPa。未处理紧固孔的疲劳源位于孔角处,激光冲击强化紧固孔的疲劳源位于中间孔壁处,冷挤压紧固孔的疲劳源位于挤出面孔角附近,复合强化紧固孔的疲劳源位于中间孔壁处,复合强化紧固孔的疲劳裂纹扩展区面积最大。未处理、激光喷丸、冷挤压、复合强化的紧固孔的疲劳寿命分别为65 918、165 117、114494、225 209。结论与未处理的紧固孔的疲劳寿命相比,激光喷丸、冷挤压、复合强化的紧固孔的疲劳寿命都有所增加,复合强化的紧固孔的疲劳寿命最大,复合强化能够进一步提高紧固孔的疲劳寿命。激光喷丸和复合强化诱导的残余压应力层能够抑制疲劳裂纹萌生于表面,而冷挤压工艺则不能。     

激光冲击强化对TC4 钛合金缺口叶片疲劳强度的影响

目的 提高航空发动机叶片抗外物损伤的性能。方法 采用薄壁件激光冲击强化工艺,对某型发动机TC4钛合金叶片包含一阶弯曲振动节线区域的表面进行处理,随后在叶片前缘一阶弯曲振动节线位置设计不同应力集中系数的缺口。参考有限元仿真软件分析结果和相关标准要求,预制应力集中系数Kt为3.2的缺口。通过力值校核和有限元仿真之间的多次迭代,明确应力测试位置与缺口危险点应力之间的关系。通过振动疲劳试验对激光冲击强化效果进行评价。通过扫描电子显微镜观察疲劳断口的形貌,采用残余应力仪对梯度残余应力进行测试,并提取相应位置的半峰全宽值,对激光冲击强化提升缺口叶片疲劳强度的原因进行分析。结果 经激光冲击强化处理后的钛合金缺口叶片在107次循环下的疲劳强度提升了63.2%;残余压应力层深度可达1.5 mm,且表层位错密度提升了67.5%;经激光冲击强化处理后钛合金缺口叶片裂纹萌生于近表面。结论 激光冲击强化引入的表层梯度残余压应力和位错增殖是缺口叶片疲劳强度提升的主要原因。     

显微组织对TB17钛合金高周疲劳性能的影响

对比研究了TB17钛合金3种典型组织形态(双态组织、网篮组织和片层组织)对其高周疲劳性能的影响,并分析了高周疲劳断口形貌。结果表明：双态组织特征的TB17钛合金具有最高的强塑性匹配水平,但其疲劳寿命与应力呈双线性关系,疲劳性能并不稳定;网篮组织的强塑性稍差,但具有最高的疲劳强度和疲劳比;片层组织的疲劳强度比网篮组织略低,但其疲劳比和拉伸塑性最差。高周疲劳加载应力处于低应力状态时,疲劳裂纹倾向于试样内部、单源萌生,而处于高应力状态时,疲劳裂纹倾向于试样表面、多源萌生。网篮组织存在更多的二次裂纹,且疲劳条带更为清晰密集,裂纹扩展路径更曲折,在扩展时消耗的能量更多。