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。     

TC4钛合金表面激光冲击强化-微弧氧化涂层的组织和性能

通过激光冲击强化(LSP)在TC4钛合金表面制备细晶粒过渡层，再采用微弧氧化(MAO)制备LSP-MAO复合涂层，研究TC4钛合金表面MAO涂层及LSP-MAO复合涂层的显微组织、相结构、显微硬度和耐磨性。结果表明：激光冲击强化处理后，TC4钛合金衍射峰变宽，表层晶粒明显细化。与MAO涂层相比，LSP-MAO复合涂层表面的孔径更小，表面更加平整，显微硬度和强化层深度有所增加，其中激光冲击2次时显微硬度最高，达到636.3 HV0.025(距离表面30μm处),其强化层最大深度达到390μm。LSP-MAO涂层的耐磨性均优于MAO涂层，其中激光冲击强化2次时LSP-MAO复合涂层耐磨性最好。     

TC17钛合金激光冲击温强化的数值模拟研究

目的掌握激光冲击温强化温度对强化效果的影响规律方法通过有限元模拟的方式,对TC17钛合金激光冲击温强化温度对残余应力和塑性变形的影响进行了初步研究。结果随着温度的增加,残余应力先增加后减少,当温度为200℃时,表面和深度方向的残余应力最大,此时基体最大残余应力达到-238 MPa。随着温度的增加,塑性变形先增加后减少,当温度为200℃时,塑性变形量达到最大。不同冲击顺序会影响材料的流动方向,后冲击的激光使材料向先冲击激光留下的凹坑运动,从而影响材料的表面形貌。仿真分析与验证实验的最大残余应力相差5%,从侧面证明了仿真结果的准确性。结论温度是影响激光冲击温强化效果的重要因素。TC17钛合金在200℃时的强化效果最好,所研究的模拟方法为激光冲击强化温度仿真提供了一种新思路。     

激光冲击强化对TC17钛合金微观组织和力学性能的影响

针对航空发动机TC17钛合金叶片易受外来物打伤实际问题,需要进一步提高叶片的疲劳强度。对板状TC17钛合金进行不同激光功率密度下的激光冲击,分别利用X射线衍射仪、透射电子显微镜、残余应力测试仪和显微硬度计分别对激光冲击前后TC17钛合金的组织和力学性能进行了观察和测试,再选取强化效果较好的功率密度为4 GW/cm2时对叶片强化后进行振动疲劳试验。结果表明:TC17钛合金在不同功率密度激光冲击后,表面组织产生大量高密度位错和纳米晶,随着功率密度的增大,晶粒细化程度越大;残余应力值和显微硬度都随深度增加而减小,表面显微硬度提高了20%,并形成800μm左右的硬度影响层;而功率密度为4 GW/cm2时提高幅度最大,HV0.1硬度为4310 MPa,表面残余压应力达到628.2 MPa,且残余应力在280和450℃下具有较好的热稳定性;TC17钛合金叶片在4 GW/cm2参数下强化后,其振动疲劳寿命提高了2倍。     

激光冲击强化对片层TC11钛合金组织和性能的影响

目的 提高TC11钛合金的使役性能,对LSP技术在钛合金航空构件上的推广应用提供试验依据和技术支撑。方法 利用激光冲击强化(LSP)技术对片层组织的TC11钛合金进行表面纳米化处理,激光能量为6 J,脉宽为20 ns,光斑直径为3 mm,搭接率为50%。借助X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)、透射电子显微镜(TEM)、X射线应力分析仪、显微硬度计及拉伸试验机对TC11钛合金LSP前后的微观组织及力学性能进行表征。结果 经LSP处理后,在TC11钛合金表层形成了梯度纳米结构,其中外表层晶粒尺寸约为10 nm,形变层厚度约为200 μm;在次表层组织中形成了大量位错缠结、形变孪晶及层错等晶体亚结构缺陷。LSP后钛合金表层存在着最大残余压应力(–267 MPa)和显微硬度值(425HV),且随着距表层距离的增大,相应的数值均呈现出逐渐减小的趋势。此外,LSP后TC11钛合金的抗拉强度和屈服强度分别提高了19.4%、18.3%,但伸长率略有下降,断口形貌从典型的韧性断裂向准解理和韧性混合型断裂转变。结论 在LSP作用下获得的梯度纳米结构和残余压应力的共同作用下,TC11钛合金获得了良好的强度–塑性匹配。     

激光冲击强化对TC4钛合金表面TiN涂层界面结合性能的影响

目的 提高TC4钛合金与TiN涂层的结合强度.方法 通过实验研究的方法探索激光冲击强化对TC4钛合金表面TiN涂层界面结合性能的影响.首先,采用不同激光冲击参数(光斑搭接率、功率密度)对其表面进行前处理.利用Wyko NT 1100型非接触式光学轮廓仪(NCOP)测量TC4钛合金试样的表面几何形貌和粗糙度.利用X350...     

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%。     

基于计算机有限元分析的激光冲击强化钛合金疲劳性能研究

基于限元分析软件ABAQUS和MSC.Fatigue,建立了激光冲击TC17钛合金标准紧凑拉伸试样及其疲劳裂纹扩展的有限元分析模型。对不同区域下激光冲击强化TC17钛合金后的残余应力分布及疲劳裂纹扩展性能进行分析,进而探讨了残余应力场对疲劳裂纹扩展的影响。结果表明,激光冲击TC17钛合金经后,试样上下表面处理区域均呈现压应力分布,最大残余压应力达-473 MPa,残余压应力层深度达0.76 mm,同时,表面残余压应力随激光功率密度和冲击区域的增大,逐渐增大并达到饱和。相对于未冲击件,激光冲击使TC17试样疲劳寿命大幅延长,疲劳裂纹扩展速率显著降低;且随冲击区域的增大,疲劳寿命不断延长,表明激光冲击诱导的残余应力场对TC17钛合金疲劳裂纹扩展具有较好的抑制作用。     

TC17钛合金激光冲击强化实验研究

目的探索更为高效的激光冲击强化方式,提高TC17钛合金板片的疲劳寿命。方法先采用设备4个光路对TC17钛合金板片进行强化,强化试验结束后,应用LXRD-X射线应力分析仪测定其表面残余应力,再对板片进行表面粗糙度测试。选取新的板片进行应力分布测试,确定TC17钛合金板片在一阶弯曲振型下的应力水平,然后在该应力水平下对经冲击强化和未经冲击强化的板片进行疲劳对比试验。结果板片表面产生了残余压应力层,在相同激光能量下,椭圆形光斑强化区域的残余应力大约是方形光斑强化区域的1.33倍,且椭圆形区域各点残余应力数值相差更小。强化区域的表面粗糙度为0.25~0.34 mm,未强化区域的表面粗糙度为0.13~0.16 mm。疲劳试验时,未经激光冲击强化的板片均在6~11 min内发生断裂,而经激光强化后的4块板片中,1块未断裂,另外3块分别在59、381、709 min断裂。结论激光冲击强化对材料性能起到了强化作用,且椭圆形光斑的强化优于方形光斑。强化后,板片的表面粗糙度增加了1倍,疲劳寿命提高了52倍。     

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。     

激光冲击处理对TC4氩弧焊焊缝力学性能的影响

采用激光冲击处理(LSP)工艺对TC4钛合金钨极氩弧焊焊缝进行焊后处理,分别检测经过激光处理的焊缝及未经处理的焊缝的表面显微硬度、接头的拉伸性能、接头的疲劳寿命。结果表明:与未经LSP处理的接头相比,TC4钛合金TIG焊焊缝经过激光冲击强化处理后,焊缝区域表面显微硬度降低,而焊缝热影响区表面显微硬度增大;焊接接头的抗拉强度、屈服强度、断后延伸率、疲劳寿命均得到了不同程度的提高。     

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。     

不同送粉速度对TC4钛合金表面激光熔覆的影响

采用光纤激光对TC4钛合金表面进行熔覆改性,研究送粉速度对熔覆工艺过程和熔覆层性能的影响。采用高速摄像机拍摄了加热粉末在空间的分布形貌,采用光学显微镜观察了熔覆层横截面形貌,采用EDS分析了熔覆层的氮含量分布,并测量了熔覆层横截面的显微硬度。实验表明,送粉速度较小时,粉末吸收少量激光能量,熔池较大,熔覆层宽而浅;送粉速度较大时,粉末吸收大量激光能量,熔池较小,熔覆层窄而深。当送粉速度较大时,熔覆层的氮元素含量和显微硬度均分布基本均匀,无明显梯度;随送粉速度增加,熔覆层显微硬度会增加,并稳定在约9.3 GPa。     

TC4钛合金CO2激光深熔焊接头非线性损伤研究

针对TC4钛合金CO2激光深熔焊接接头具有组织性能非线性大梯度特征,并对其塑性损伤行为产生影响的科学问题,采用多试样拉伸试验法研究其非线性塑性损伤行为,提出采用金相法检测的微孔洞体积分数以表征塑性损伤程度。结果表明:TC4钛合金激光深熔焊接头的塑性损伤过程表现为微孔洞的产生与聚合;微孔洞体积分数沿焊接接头从焊缝、热影响区(HAZ)至母材呈非线性分布;激光焊接接头的焊缝、HAZ和母材的微孔洞长大规律和施加应力与显微组织有关,在应力较小时,粗大的晶粒尺寸使得焊缝损伤大于HAZ损伤,而在应力较大时,晶内微孔洞使得HAZ损伤大于焊缝;而且随着施加应力的增大,HAZ中的微孔洞体积分数增长速度比焊缝快。     

铝合金激光冲击强化技术的研究

对激光冲击诱导的应力波峰值压力进行了理论估算，提出了激光参数的选择原则。对铝合金２０２４Ｔ６２进行的激光冲击试验的结果表明，经冲击试件的疲劳寿命获得了很大程度的提高。最后对激光冲击强化的机理进行了初步分析。     

激光冲击强化对钛合金疲劳寿命影响综述EI北大核心CSCD

对提升钛合金零件的疲劳强度,已有相关技术的试验研究,但缺乏对技术的系统介绍,阻碍了该技术的产业化应用。通过整理大量试验数据及其结果,就激光冲击强化对钛合金零件的疲劳特性的影响展开分析。简要介绍激光冲击强化技术的发展状况,分别从表面形貌、残余应力、微观组织、硬度、表面粗糙度等方面进行分析总结。结果发现,当激光脉冲能量为7 J时,材料塑性变形量最大;当激光功率密度为3 GW/cm^(2),材料表面残余压应力值最高;当冲击次数达到5次以上时,材料表层的位错密度不断增大;当在工件表面覆盖一层高强度的光滑金属接触膜时,材料表面粗糙度将降低。综合数据可知激光功率密度及冲击次数对钛合金疲劳寿命的影响最大。整理了大量试验数据,可为得到最佳的激光冲击强化效果及提升疲劳寿命提供理论参考。