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。  

飞机座舱有机玻璃与ITO薄膜附着力优化

针对飞机座舱有机玻璃与ITO薄膜附着力差这一现象,提出了在磁控溅射法镀ITO薄膜前,先对有机玻璃基体进行低温等离子体表面轰击、预镀SiO2过渡层的改进方法。试验结果表明,改进工艺条件下制得的薄膜与基体的附着力得到了显著增强,且光电性能满足应用要求。  

K417材料激光冲击强化残余应力松弛预测

针对某型发动机涡轮叶片材料K417激光冲击强化后残余应力在高温下松弛的现象,分析了残余应力松弛的机理,并运用灰色理论建立了温度作用下残余应力松弛的灰色预测模型.该模型的计算结果和实验结果吻合良好,精度较高,为激光冲击强化后残余应力松弛的预测提供一种可行的方法.  

TC4钛合金板材激光冲击强化动态应力波传播特性的数值模拟与实验

对广泛应用于飞行器构件上的TC4(Ti-6Al-4V)钛合金,当受到激光冲击强化后的内部动态应力波传播特性建立模型,并进行数值模拟和实验验证。结果表明,实验测试与仿真结果比较接近,证明该文数值模拟的合理性,为后续实验研究提供了理论依据。  

激光冲击强化残余应力场的数值仿真分析

基于激光冲击强化LY12CZ航空铝合金的试验,采用显式动力学有限元软件ANSYS/LS-DYNA对激光冲击诱发的残余应力场进行数值模拟。对模拟中的关键问题,如加载历史、本构关系、网格划分、求解时间等进行了处理。对激光冲击强化后,冲击区表面和深度方向上的残余应力分布特点进行了分析。研究表明,在最佳激光峰值压力下, LY12CZ航空铝合金经激光冲击后,金属表面产生深度为0.5 mm的残余压应力。模拟和试验结果相比,分布规律具有一致性,最大残余应力相差10.2 %。获得的结果将为激光冲击强化过程的控制,和进一步的实验研究提供理论依据。  

飞机钛合金接耳孔边激光冲击强化应力场优化与试验研究

目的 钛合金关键承力接耳孔边疲劳断裂是影响飞机飞行安全的重难点问题，采用激光冲击强化技术对TC4钛合金小孔件进行强化，提高其疲劳寿命。方法 开展TC4钛合金小孔件单点有无填充、多点搭接激光冲击强化有限元数值模拟研究，确定最优强化工艺，并设计带双孔疲劳试样，进行疲劳试验验证。 结果 直径3 mm光斑单点激光冲击强化的有效范围仅为1.9 mm。孔内有填充，最内圈光斑圆心距孔边0.75 mm时，单光斑激光冲击强化孔边残余应力场分布均匀，且不会引入残余拉应力。双面依次强化会使先强化面残余压应力值略高于后强化面。46.5%径向搭接率下，孔边多点搭接激光冲击强化应力场均匀性优于36.5%和56.5%径向搭接率。强化后，试样的疲劳寿命得到提升，提升效果随最大加载力的减小而显著增大。断口分析表明，强化后，孔边裂纹源位置向深度方向移动，疲劳裂纹扩展区的疲劳条带间距明显减小。结论 最优强化工艺为：周向搭接率56.5%，径向搭接率46.5%，最内圈光斑圆心距孔边0.75 mm，孔填充双面同时强化。激光冲击强化在孔边表面引入600~800 MPa的残余压应力，模拟件疲劳寿命提升了6.98%~60.96%。  

激光冲击选区强化对2024铝合金叶片振动响应特性的影响

目的 探究激光冲击强化技术对2024铝合金叶片振动性能的影响，并探寻最理想的冲击参数。方法 运用Johnson-Cook动态塑性本构模型模拟激光冲击选区强化过程，对强化后的2024航空铝合金叶片的振动特性进行分析。将2024铝合金在激光冲击强化过程中产生的残余应力场和梯度密度分布导入模型，量化激光冲击强化对2024铝合金叶片振动特性的提高效果，研究激光冲击参数对叶片振动响应的影响规律。结果 激光冲击强化产生的残余压应力场并非均匀分布在表面，而是只存在于冲击区域，冲击区域外为拉应力。其中，最大残余压应力为273.5 MPa。选取第六阶振型为目标振型，在同样冲击工况下，模拟和实验结果吻合较好。在模型中引入激光冲击强化产生的残余应力与梯度密度结构会使2024铝合金叶片的振动特性发生改变，其中，残余应力对振动特性影响更为显著。结论 激光冲击强化工艺调控分析表明，采用较大圆形光斑，施加较大功率密度冲击模型中部，可获得最显著的振动特性改善效果。最适合的激光冲击强化参数可将振动特征频率降低118.87 Hz，将振幅降低94.37%。  

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。  

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。  

激光冲击铝合金微结构演化及力学行为的分子动力学模拟

目的 揭示激光冲击铝合金的微结构演化过程及塑性变形机制，探究残余应力产生的机理，为激光冲击提升铝合金力学性能提供理论参考。方法 基于分子动力学模拟，采用活塞冲击法实现多晶铝合金(Al-Mg-Zn-Cu)在不同加载速度下的冲击强化。利用共邻分析法和位错提取法，研究铝合金的微结构演化过程、位错分布以及激光冲击影响铝合金力学性能的内在机理。结果 在冲击波加载阶段，当高速冲击波作用时，铝合金出现大量滑移系，产生高密度位错。在保载阶段，位错集中在晶界附近，导致多晶铝合金发生晶界塑性变形。在卸载阶段，不同类型位错之间进行了相互转化。铝合金两端晶粒和晶界的塑性变形，导致了残余压应力的产生。对完全卸载后的铝合金进行单轴拉伸模拟，发现0.7 km/s和1.0 km/s的冲击速度下，残余压应力抵消了部分拉伸应力，变形晶界附近产生新的位错，且晶界发生迁移和合并，导致极限应力分别提升15%和22%。结论 激光冲击对Al-Mg-Zn-Cu铝合金的微结构及力学性能影响显著，在高速冲击波作用下，铝合金两端发生剧烈的塑性变形，导致残余压应力的产生。单轴拉伸时，残余压应力抵消了部分拉伸应力，且铝合金晶粒内发生原子变形产生新的位错，同时晶界发生运动，最终使得极限应力增大，铝合金的力学性能得到提升。