姜銀方，潘 禹，李 娟，甘學東，趙 勇，萬全紅

(1.江蘇大學機械工程學院，江蘇鎮(zhèn)江 212013;2.成都飛機設計研究所，四川成都 610041)

航空制造業(yè)中，鋁合金是常用的金屬材料。隨著航空技術的發(fā)展，人們對航空領域的整機及零部件使用壽命和安全性能要求越來越高。小孔是航空部件中常見的局部應力集中位置，機器運作時，在交變載荷作用下，小孔容易產(chǎn)生裂紋而導致疲勞失效，這大幅降低了機器的使用壽命和安全性能［1］。為了改善小孔的疲勞性能，需要對小孔表面進行強化處理。激光沖擊強化技術是利用強激光束產(chǎn)生的離子沖擊波，提高金屬材料的抗疲勞能力的一種高新技術。與傳統(tǒng)的強化工藝相比，激光沖擊強化技術具有非接觸、無熱影響區(qū)、可控性強、強化效果顯著等優(yōu)點［2－3］。近年來，國內(nèi)關于激光沖擊強化小孔表面質(zhì)量的研究較多，且具有較好的應用前景。裴旭明［4］等人研究了制孔工藝對7075鋁合金孔表面完整性的影響，以及制孔工藝對緊固孔表面形貌和組織的影響。劉軍［5］等人研究了孔口劃痕對緊固孔疲勞壽命的影響。張東初［6］等人研究了加工工藝對表面粗糙度及疲勞壽命的影響。然而，現(xiàn)階段的研究僅停留在制孔工藝單方面對小孔表面質(zhì)量的影響上，并沒有綜合激光沖擊強化效果進行疲勞分析。

1 雙聯(lián)試樣試驗條件

1.1 試樣材料與強化工藝

試驗使用的雙聯(lián)試樣材料為鋁合金7050－T7451，該材料具有較高的抗拉強度和疲勞強度。此外，其也具有良好的切削加工性能，該材料的機械性能如表1所示，雙聯(lián)試樣的詳細尺寸如圖1所示。

表1 鋁合金7050－T7451機械性能

圖1 試件詳細尺寸圖

1.2 試驗條件與方法

試驗一共分為3步:激光強化、開孔和拉伸疲勞試驗。試驗中，選用兩根雙聯(lián)試樣，試樣厚度為4 mm，將試樣進行編號，分別為1號試樣和2號試樣。

激光沖擊強化實驗選用釹玻璃脈沖激光器，試驗時激光束波長為1 064 nm，脈寬為20 ns，重復頻率為5 Hz。激光功率密度為 4.2 GW/cm2，光斑直徑為3 mm，搭接率50%，光斑分布及沖擊路線如圖2所示。試驗時，吸收層采用厚度為0.12 mm的聚氯乙烯黑膠帶，約束層選用流動水，厚度為1～2 mm。試驗中選用了兩根雙聯(lián)試樣，試樣的沖擊區(qū)域如圖1所示。

激光強化試驗后，需要對試樣開孔，加工的小孔直徑為2.6 mm，開孔位置如圖1所示。兩種不同的孔加工工藝詳細參數(shù)如表2所示。制孔工藝分別編為1號和2號，所加工的試樣對應試樣自身編號，即1號制孔工藝加工1號試樣，2號制孔工藝加工2號試樣。

圖2 激光沖擊強化光斑分布及路線圖

開孔后對雙聯(lián)試樣進行拉伸試驗，拉伸試驗選用的疲勞試驗機型號為Zwick Roell/Amsler 100HFP 5100。試驗時最大拉應力為195 MPa，應力比為0.1，試驗過程中的載荷加載頻率維持在70～90 Hz之間。

拉伸試驗后，記錄小孔的疲勞壽命并進一步觀察斷口的疲勞源位置，利用光學顯微鏡(Olympus BX51)觀察孔壁的表面質(zhì)量，并測量孔壁粗糙度，粗糙度測量儀的型號為日本東京精密Surfcom 130A。

表2 激光處理前后試樣疲勞壽命

2 試驗結果與分析

在上述疲勞試驗條件下對試樣進行拉伸試驗，試驗結果如表3所示。由表可看出:1號試樣強化端循環(huán)載荷次數(shù)為77 278次，疲勞增益39%;2號試樣強化端循環(huán)載荷次數(shù)為151 702次，疲勞增益176.07%。由結果可發(fā)現(xiàn)，采用這兩種制孔工藝，未沖擊端的壽命較為相近，屬于正常的波動范疇;而針對強化端，2號制孔工藝加工的小孔疲勞壽命明顯高于1號工藝加工的小孔。

表3 激光處理前后試樣疲勞壽命

圖3(a)～圖3(d)分別為1號、2號試樣的未沖擊端與沖擊端斷口形貌。由圖可看出，兩個試樣未沖擊端的疲勞源群位置都位于孔角處，而沖擊端的疲勞源群位置均位于孔壁的中間區(qū)域。對于未強化端，由于試件截面積的急劇變化，導致孔角處產(chǎn)生局部高應力，小孔表面未經(jīng)激光強化，孔角處即為最薄弱的位置。在循環(huán)交變載荷的作用下，疲勞裂紋往往從試樣的最薄弱位置開始萌生，從而促使試樣未沖擊端的孔角位置成為疲勞裂紋的源頭［7－8］。雖然不同的制孔工藝從孔壁劃痕、粗糙度等方面影響了孔壁的質(zhì)量，但孔角的應力集中是小孔件疲勞失效的最主要因素，因此試驗中相同材料的兩根試樣未沖擊端小孔壽命非常接近。然而，經(jīng)過激光沖擊處理后，小孔最薄弱的區(qū)域由孔角移到了孔壁中間區(qū)域，這一點可以通過仿真驗證。

利用Abaqus軟件進行有限元模擬，仿真模擬參數(shù)與實際強化試驗對應，模型的幾何尺寸為28 mm×14 mm×4 mm，激光沖擊為雙面沖擊，先沖完A面再沖擊B面，孔壁路徑的殘余應力分布如圖4所示。激光沖擊強化后，試樣表面產(chǎn)生最大殘余壓應力，為了達到應力平衡，在試樣內(nèi)部將會產(chǎn)生殘余拉應力，孔壁的中間區(qū)域成為小孔的最薄弱部位。上面觀察斷口的裂紋源時，沖擊端的裂紋源位置在孔壁中間位置，這與仿真結果一致。此時，在相同的強化參數(shù)下，孔壁中間區(qū)域的質(zhì)量差異決定了小孔疲勞壽命。

圖3 試樣斷口疲勞源位置

圖4 孔壁路徑的殘余應力分布

將兩個試樣沖擊端的斷口放在光學顯微鏡下進行觀察，將顯微鏡調(diào)到試樣的中間區(qū)域進行觀察，試樣的微觀形貌如圖4所示，2號試樣的孔壁表面更光滑，刀痕較少;而1號試樣的孔壁刀痕較多。密集的刀痕導致小孔疲勞裂紋源增加，使得小孔的疲勞抗力降低，疲勞壽命也隨之縮短。

圖5 試樣中間區(qū)域孔壁微觀形貌

表面粗糙度是表面的微觀幾何誤差，是在切削過程中產(chǎn)生的微觀不平度，表面粗糙度越小，試件的表面舊越光滑。粗糙度的評價參數(shù)常用Ra(輪廓算術平均值)和Ry(輪廓最大高度)表示。采用粗糙度測量儀對兩個試樣斷口的沖擊端孔壁進行測量，其測量結果如表4所示。

表4 強化端斷口孔壁粗糙度

由表中數(shù)據(jù)可看出，相比之下，2號試樣的粗糙度值Ra和Ry均較低，小孔孔壁表面更加光滑。據(jù)斷裂力學原理，小孔表面粗糙度值越大，切口效應就越大，即應力集中系數(shù)越大，故疲勞性能越差［9］，這與之前的拉伸實驗結果相符:1號試樣強化端小孔的疲勞壽命為77 278次，2號試樣強化端小孔的疲勞壽命較高，為151 702次。

3 結束語

使用不同的制孔工藝生產(chǎn)的小孔質(zhì)量差異較大，小孔質(zhì)量和其的疲勞性能關系密切。通過以上試驗和數(shù)據(jù)分析發(fā)現(xiàn):激光沖擊強化前后，小孔的質(zhì)量對其自身疲勞壽命的影響是不同的，未經(jīng)過激光強化的試樣，不同的制孔工藝對小孔疲勞壽命并沒有明顯影響，而經(jīng)激光強化處理后的試樣，不同的制孔工藝對小孔疲勞壽命影響較為明顯，多步制孔生產(chǎn)的小孔質(zhì)量較高，疲勞增益更大。

［1］ 徐紅爐，劉軍，章剛，等．制孔工藝對緊固孔疲勞性能的影響［J］．飛機設計，2008，28(3):25 －30．

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［5］ 劉軍，岳珠峰，劉永壽．孔口劃痕對緊固孔疲勞壽命的影響［J］．材料科學與工程學報，2007，25(1):67 －70．

［6］ 張東初，裴旭明．加工工藝對表面粗糙度及疲勞壽命的影響［J］．中國機械工程，2003，14(16):1374 －1378．

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