韓坤鵬，張定華，姚倡鋒,*，譚靚，周征

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)高性能制造工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072 2. 西北工業(yè)大學(xué) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)制造技術(shù)教育部工程研究中心，西安 710072

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一種高度復(fù)雜和精密的熱力機(jī)械，被譽(yù)為“工業(yè)皇冠上的明珠”，它直接影響飛機(jī)的性能、可靠性及經(jīng)濟(jì)性，是一個(gè)國家科技、工業(yè)和國防實(shí)力的重要體現(xiàn)。隨著我國新型飛機(jī)的研制以及軍機(jī)數(shù)量的大幅增長和更新?lián)Q代，發(fā)動(dòng)機(jī)的需求也在逐年增加?，F(xiàn)有航空發(fā)動(dòng)機(jī)多采用高強(qiáng)度合金作為其主體結(jié)構(gòu)和主承力構(gòu)件，主要涉及發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤、壓氣機(jī)盤、壓氣機(jī)葉片、傳統(tǒng)系統(tǒng)軸承等以疲勞為主要失效模式的關(guān)鍵構(gòu)件，它們決定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。據(jù)統(tǒng)計(jì)，航空構(gòu)件中疲勞失效占80%以上。因此，航空發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件的疲勞性能與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命息息相關(guān)。

表面完整性是指為保持和提高材料的固有力學(xué)、物理、化學(xué)、生物等使用性能而需使材料表面所具有的不同于基體的特定狀態(tài)和性能[1-2]。表面完整性內(nèi)涵包括表面狀態(tài)和表面性能兩個(gè)部分，兩者是相互關(guān)聯(lián)的，表面狀態(tài)決定或影響表面性能，表面性能體現(xiàn)或反映表面狀態(tài)[1]。表面完整性概念自提出以來就受到普遍重視，研究成果得到廣泛應(yīng)用，特別是航空航天等涉及國防安全的領(lǐng)域。大量的試驗(yàn)研究已經(jīng)表明表面完整性對(duì)構(gòu)件疲勞性能有著重要的影響[3-9]。但是，切削加工零件表面存在著各種各樣不可避免的因成形制造帶來的缺陷，如加工刀痕、劃傷、表層組織損傷、夾雜物等，使得零件的表面完整性遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足其設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)一步的表面處理來改善其表面完整性，進(jìn)而提高零件的服役性能。

常用的表面強(qiáng)化工藝有噴丸、激光噴丸和滾壓強(qiáng)化等，滾壓強(qiáng)化指的是由液壓驅(qū)動(dòng)的滾壓球(或者滾壓輪)在工件表面進(jìn)行滾壓加工，使表面產(chǎn)生塑性變形，引起材料表層性能的改變，其原理圖和實(shí)物圖如圖1所示，滾壓設(shè)備可以安裝在數(shù)控機(jī)床上，通過數(shù)控系統(tǒng)方便的控制滾壓路徑和精度，甚至可實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)雜曲面的加工。滾壓強(qiáng)化作為一種表面處理技術(shù)，能夠引入較深的殘余壓應(yīng)力、降低表面粗糙度和在表層形成納米晶等優(yōu)點(diǎn)，這些表面狀態(tài)特征能夠有效降低裂紋萌生和裂紋擴(kuò)展速率，顯著提高零件的疲勞性能[10-11]。但零件的表層殘余應(yīng)力、顯微硬度等表面狀態(tài)特征在服役過程中是不斷演化的，表層殘余壓應(yīng)力在某些情況下甚至?xí)В@些改變會(huì)顯著影響滾壓強(qiáng)化工藝所帶來的強(qiáng)化效果[12-13]。因此，揭示滾壓強(qiáng)化表面狀態(tài)特征的服役演化機(jī)理，對(duì)實(shí)現(xiàn)表面完整性控制，實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)長壽命高可靠具有重要的理論意義。

本文將重點(diǎn)闡述滾壓強(qiáng)化表面狀態(tài)特征的演化及抗疲勞機(jī)制的研究現(xiàn)狀，總結(jié)研究中存在的仍然未解決的問題或者亟需要深入研究的問題，以期為滾壓強(qiáng)化的研究和發(fā)展提供方向和思路方面的參考。

圖1 滾壓加工原理圖及實(shí)物圖Fig.1 Schematic diagram and physical drawing of deep rolling

1 殘余應(yīng)力演化研究現(xiàn)狀

殘余應(yīng)力是當(dāng)沒有外力作用時(shí)，物體維持內(nèi)部平衡存在的應(yīng)力，產(chǎn)生殘余應(yīng)力的原因主要有三種，即不均勻塑性變形、不均勻熱和不均勻相變。滾壓強(qiáng)化工藝能使材料表層產(chǎn)生非均勻塑性變形，導(dǎo)致在不同部位之間出現(xiàn)相對(duì)的壓縮或拉伸變形，從而在材料表層引入殘余應(yīng)力場(chǎng)[14]，殘余應(yīng)力場(chǎng)的分布能顯著影響裂紋萌生位置和擴(kuò)展速率，在熱載荷和機(jī)械載荷作用下，材料內(nèi)部會(huì)發(fā)生微觀塑性變形，導(dǎo)致殘余應(yīng)力場(chǎng)在零件服役過程中發(fā)生松弛，進(jìn)而對(duì)零件的疲勞性能產(chǎn)生顯著影響。鑒于殘余應(yīng)力場(chǎng)演化的重要影響，國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)此問題展開了廣泛的研究。

Gill等[15]針對(duì)滾壓Ti-6Al-4V以及IMI679在常溫和高溫下的低周疲勞殘余應(yīng)力演化進(jìn)行了試驗(yàn)研究，結(jié)果表明殘余應(yīng)力松弛深度在400 μm到500 μm，常溫低周疲勞情況下，殘余應(yīng)力松弛程度小于殘余應(yīng)力峰值的50%，高溫低周疲勞試驗(yàn)情況下殘余應(yīng)力最大松弛程度可達(dá)到峰值殘余應(yīng)力的70%。可以看出，服役溫度是殘余應(yīng)力演化的關(guān)鍵影響因素，Nikitin和Besel[16]針對(duì)奧氏體鋼AISI304做了更為詳細(xì)的研究，他們同樣分析了機(jī)械載荷下溫度對(duì)殘余應(yīng)力松弛的影響進(jìn)行了分析，結(jié)果如圖2所示，溫度載荷為600 ℃時(shí)，殘余應(yīng)力熱松弛量大約為30%(280 MPa)，在室溫到200 ℃之間，機(jī)械載荷引起的松弛量主要依賴于溫度，而溫度在200～600 ℃之間時(shí)，機(jī)械載荷引起的松弛量依賴于應(yīng)力幅值。此研究結(jié)果可確定特定情況下何種因素對(duì)殘余應(yīng)力松弛起到關(guān)鍵作用，從而可通過控制該因素減緩殘余應(yīng)力松弛，達(dá)到提高構(gòu)件壽命的目的。

此外，Nikitin和Besel[16]還分析了600 ℃純溫度載荷下以及600 ℃溫度載荷和280 MPa機(jī)械載荷共同作用下的殘余應(yīng)力松弛行為，結(jié)果如圖3所示，從兩種情形下的殘余應(yīng)力松弛量可以分析得到純機(jī)械循環(huán)載荷下殘余應(yīng)力松弛量。此研究結(jié)果量化了特定情況下熱載荷和機(jī)械載荷導(dǎo)致的殘余應(yīng)力松弛量，對(duì)實(shí)現(xiàn)構(gòu)件服役過程中殘余應(yīng)力松弛量的進(jìn)一步精確控制十分有利。

圖2 機(jī)械載荷下溫度對(duì)殘余應(yīng)力松弛的影響[16]Fig.2 Effect of temperature on residual stress relaxation under mechanical load[16]

圖3 機(jī)械載荷與溫度載荷對(duì)殘余應(yīng)力松弛貢獻(xiàn)量[16]Fig.3 Contribution of mechanical load and temperature load to residual stress relaxation[16]

Nikitin和Besel[16]還研究了殘余應(yīng)力在不同溫度及不同暴露時(shí)間下的殘余應(yīng)力演化行為，結(jié)果如圖4(a)所示，溫度200 ℃時(shí)，殘余應(yīng)力經(jīng)過100 h才出現(xiàn)松弛；而當(dāng)溫度為600 ℃時(shí)，僅1 h殘余應(yīng)力即發(fā)生了松弛。除了上述研究內(nèi)容外，他們還對(duì)室溫下應(yīng)力幅值350 MPa時(shí)不同循環(huán)周次下的殘余應(yīng)力演化行為進(jìn)行了分析，即僅考慮機(jī)械載荷對(duì)殘余應(yīng)力演化行為的影響，結(jié)果如圖4(b)所示，殘余應(yīng)力隨著循環(huán)周次的增加松弛量不斷增加。

圖4 溫度和機(jī)械載荷對(duì)殘余應(yīng)力松弛的影響[16]Fig.4 Effect of temperature and mechanical load on residual stress relaxation[16]

因此，機(jī)械載荷對(duì)殘余應(yīng)力演化也有著十分重要的影響，學(xué)者們?cè)谶@方面也進(jìn)行了大量的研究，例如，Saalfeld等[17]研究了不同應(yīng)力幅值(R=-1)對(duì)滾壓SEA 1045鋼圓棒試樣殘余應(yīng)力演化的影響，結(jié)果如圖5所示，隨著應(yīng)力幅值的增加，殘余應(yīng)力松弛的更快；對(duì)于990 MPa應(yīng)力幅值來說，前500個(gè)循環(huán)，殘余應(yīng)力迅速減少，在之后的循環(huán)中逐漸完全消失。

圖5 應(yīng)力幅值對(duì)殘余應(yīng)力松弛的影響[17]Fig.5 Effect of stress amplitude on residual stress relaxation[17]

Benedetti等[18]對(duì)噴丸工藝做了類似的研究，他們對(duì)3種噴丸參數(shù)加工的7075-T651 鋁合金薄板反轉(zhuǎn)彎曲疲勞下的殘余應(yīng)力演化開展試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在低周疲勞下，殘余應(yīng)力在第一循環(huán)發(fā)生明顯松弛，之后趨于穩(wěn)定；在對(duì)應(yīng)于5X106循環(huán)壽命的載荷下，即載荷較低的情況下，殘余應(yīng)力一直處于穩(wěn)定狀態(tài)。探求機(jī)械載荷對(duì)殘余應(yīng)力的影響規(guī)律對(duì)控制構(gòu)件的受力，進(jìn)而控制殘余應(yīng)力松弛量具有重要的理論指導(dǎo)意義。

除了熱載荷和機(jī)械載荷對(duì)殘余應(yīng)力演化產(chǎn)生影響外，學(xué)者們還發(fā)現(xiàn)了其他一些影響因素。James[19]研究發(fā)現(xiàn)Al2219-T851表面強(qiáng)化處理產(chǎn)生的殘余應(yīng)力沿深度方向的分布梯度變化越大，殘余應(yīng)力松弛速率越快。此研究結(jié)果可為實(shí)現(xiàn)更高疲勞性能的殘余應(yīng)力沿深度方向的分布設(shè)計(jì)提供理論支撐。Chin等[20]發(fā)現(xiàn)加工工藝引起的硬化程度越高，殘余應(yīng)力松弛率及松弛量越大。此研究表明在改性強(qiáng)化中要控制表層的硬化量，較低的硬化量可減緩殘余應(yīng)松弛，進(jìn)而有利于提高零件的疲勞壽命。Sano等[21]研究了不同R比對(duì)殘余應(yīng)力演化行為的影響，結(jié)果如圖6所示，R比為0.1時(shí)，表面殘余應(yīng)力沒有顯著減少，R比為-1時(shí)，殘余應(yīng)力在第一循環(huán)顯著減少，然后保持在大約150 MPa直到循環(huán)載荷結(jié)束。研究結(jié)果表明通過控制服役過程中所受載荷的形式可以有效控制殘余應(yīng)力的松弛行為。

圖6 R比對(duì)殘余應(yīng)力演化的影響[21]Fig.6 Effect of R ratio on residual stress relaxation[21]

You等[22]通過對(duì)缺口和無缺口平板試樣的對(duì)比研究發(fā)現(xiàn)缺口能限制殘余應(yīng)力的松弛。此研究成果為殘余應(yīng)力松弛的控制提供了一條新的路徑。

因此，殘余應(yīng)力的演化十分復(fù)雜，其與溫度、應(yīng)力幅值等因素都有著直接的關(guān)系，為實(shí)現(xiàn)殘余應(yīng)力在服役載荷下的演化行為的預(yù)測(cè)，有些學(xué)者針對(duì)不同情形下殘余應(yīng)力的演化建立了相應(yīng)的預(yù)測(cè)模型。殘余應(yīng)力在熱載荷下松弛是學(xué)者很早就注意到的現(xiàn)象，通過探索其中的規(guī)律，發(fā)現(xiàn)殘余應(yīng)力在純溫度載荷下的松弛行為符合Zener-Wert-Avrami方程:

(1)

一些學(xué)者針對(duì)強(qiáng)化表面在熱載荷作用下的松弛行為的研究發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與Zener-Wert-Avrami方程之間的預(yù)測(cè)值符合的很好[23-24]。

還有些學(xué)者通過分析殘余應(yīng)力在機(jī)械載荷下的松弛行為建立了相應(yīng)的模型。例如，Kodama[25]根據(jù)噴丸試樣表面殘余應(yīng)力演化試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立了殘余應(yīng)力線性對(duì)數(shù)衰減模型，模型簡單有效，但此模型只能預(yù)測(cè)第一循環(huán)之后的殘余應(yīng)力，其具體表達(dá)式為

(2)

Han等[26]對(duì)焊接鋼件在循環(huán)載荷下的殘余應(yīng)力演化行為進(jìn)行了研究，針對(duì)不同載荷加載情況建立了殘余應(yīng)力松弛模型:

(3)

式中：σapp為加載應(yīng)力；σy為屈服應(yīng)力。

此模型可對(duì)包括第一循環(huán)在內(nèi)的所有循環(huán)周次的殘余應(yīng)力松弛進(jìn)行預(yù)測(cè)，但模型是針對(duì)焊接件建立，對(duì)其它情形是否適用有待進(jìn)一步研究，但建模的思路可作為其他情形的參考。

Zhuang和Halford[27]考慮殘余應(yīng)力大小和分布、硬化程度、交變應(yīng)力、平均應(yīng)力的大小以及加載循環(huán)周期數(shù)建立了低塑性滾光加工零件表面殘余應(yīng)力演化經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，其表達(dá)式為

(4)

式中：σa為應(yīng)力幅值；R為應(yīng)力比；Cw為硬化量；A2和m2為基于循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)的材料常數(shù)；B為殘余應(yīng)力松弛率。

此模型雖考慮了更多的影響因素，有助于提高模型的適用范圍和預(yù)測(cè)精度，但模型僅通過有限元分析數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗(yàn)證，缺少真實(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證，有必要結(jié)合具體試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行進(jìn)一步的驗(yàn)證或修正。

另外，一些學(xué)者發(fā)現(xiàn)第一循環(huán)殘余應(yīng)力松弛規(guī)律和機(jī)理有別于后續(xù)的循環(huán)周次，殘余應(yīng)力在第一循環(huán)的松弛量有時(shí)很難用準(zhǔn)確的公式去精確表達(dá)[28-29]，所以有學(xué)者探索了新的方法針對(duì)第一循環(huán)的殘余應(yīng)力演化進(jìn)行建模，例如，Mauduit等[30]研究了噴丸TRIP 780薄板試樣在反轉(zhuǎn)彎曲循環(huán)載荷下的殘余應(yīng)力松弛現(xiàn)象，采用有限元法建立了第一循環(huán)載荷內(nèi)殘余應(yīng)力松弛行為的模型，揭示了殘余應(yīng)力松弛機(jī)理。但是，模型雖可以對(duì)不同受力情形下的第一循環(huán)殘余應(yīng)力松弛進(jìn)行預(yù)測(cè)，仿真中卻主要考慮了噴丸引入的殘余應(yīng)力，沒有充分考慮噴丸對(duì)表層帶來的硬化效果，表層的硬化會(huì)對(duì)材料的本構(gòu)產(chǎn)生影響，影響仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性，因此，此仿真方法還有待進(jìn)一步完善。

從上述針對(duì)殘余應(yīng)力演化行為的試驗(yàn)研究和預(yù)測(cè)建模可以看出，目前針對(duì)滾壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力演化的研究相對(duì)來說比較少，且研究的內(nèi)容基本上都是對(duì)強(qiáng)化表面殘余應(yīng)力演化進(jìn)行研究，很少涉及到不同深度的殘余應(yīng)力的演化，也未見有學(xué)者針對(duì)不同深度的殘余應(yīng)力演化建立模型，不同深度的殘余應(yīng)力演化的建模涉及的因素會(huì)更多，簡單的經(jīng)驗(yàn)建模精度很難有保證，需深入研究殘余應(yīng)力松弛的機(jī)理，分析不同深度殘余應(yīng)力松弛之間的相互影響，選取合適的理論和方法才能建立有效的針對(duì)不同深度的殘余應(yīng)力演化預(yù)測(cè)模型。

2 顯微硬度演化研究現(xiàn)狀

顯微硬度是材料抵抗壓入彈塑性變形抗力的一個(gè)重要性能，直接反映了材料在加載過程中的應(yīng)力應(yīng)變與卸載后的彈性回復(fù)及塑性壓痕特征，而且在工程中非常便于應(yīng)用，因此在表征表層力學(xué)性能特征時(shí)多采用顯微硬度來間接反映表層的強(qiáng)度、塑性和抗彈塑性變形能力[31]。滾壓強(qiáng)化可以使材料表層發(fā)生硬化，使表層硬度提高，并沿深度方向逐漸下降到基體硬度。硬度的提高可以提高零件的耐磨損性能，有益于材料的抗疲勞性能的提高，但材料在服役環(huán)境下，由于力和熱的作用，材料內(nèi)部位錯(cuò)滑移等現(xiàn)象會(huì)對(duì)材料的硬度產(chǎn)生影響，使材料硬度不斷發(fā)生變化，對(duì)零件的疲勞性能產(chǎn)生影響，目前筆者未發(fā)現(xiàn)有針對(duì)滾壓強(qiáng)化硬度演化方面的研究，現(xiàn)就學(xué)者對(duì)其他工藝的研究情況進(jìn)行綜述和分析，為滾壓強(qiáng)化硬度演化的研究提供參考。

Zaroog等[32]研究了噴丸強(qiáng)度為0.005 4A、0.006 7A和0.009A的2024-T351鋁合金薄板在兩種載荷下的疲勞演化行為，結(jié)果如圖7所示，發(fā)現(xiàn)第一循環(huán)后，載荷為15.5 kN時(shí)，硬度分別降為176 HV、188 HV和196 HV，而載荷為30 kN時(shí)，分別降為170 HV、181 HV和188 HV; 10 000 循環(huán)后，載荷為15.5 kN時(shí)，顯微硬度分別降為143 HV、147 HV和155 HV，而載荷為30 kN 時(shí)，分別降為137 HV、139 HV和141 HV?？梢钥闯鰴C(jī)械載荷的增加會(huì)導(dǎo)致顯微硬度下降量的增加。

圖7 不同機(jī)械載荷幅值對(duì)噴丸顯微硬度的 演化的影響[32]Fig.7 Effect of different mechanical load amplitudes on microhardness evolution of shot peening[32]

Isa等[33]也就機(jī)械載荷對(duì)顯微硬度的影響問題展開了研究，結(jié)果如圖8所示，他們通過分析噴丸碳鋼狗骨試樣52 MPa(屈服應(yīng)力的20%)和208 MPa(屈服應(yīng)力的80%)循環(huán)載荷下顯微硬度的變化，發(fā)現(xiàn)循環(huán)周次較低時(shí)顯微硬度的變化是無序的，隨著循環(huán)周次的增加顯微硬度呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。

圖8 低循環(huán)周次下顯微硬度的演化[33]Fig.8 Microhardness evolution in low cycles[33]

鐘麗瓊等[34]研究了載荷形式對(duì)顯微硬度演化的影響，對(duì)比了噴丸和未噴丸TC11拉壓以及拉拉兩種高周疲勞試驗(yàn)過程中顯微硬度的變化，結(jié)果如圖9所示，拉壓疲勞后，未噴丸試樣表層硬度值沿深度方向呈小幅上升趨勢(shì)，噴丸試樣表層硬度沿深度方向出現(xiàn)明顯的梯度降低的現(xiàn)象；拉拉疲勞后，與拉壓疲勞相比，未噴丸試樣和噴丸試樣表層硬度值都有所增加，且未噴丸試樣表層硬度沿深度方向梯度上升趨勢(shì)明顯，噴丸試樣表層硬度沿深度方向梯度變化不明顯，但擬合的曲線呈現(xiàn)平緩下降趨勢(shì)。

圖9 不同載荷形式對(duì)顯微硬度演化的影響[34]Fig.9 Effect of different loading forms on microhardness evolution[34]

Li等[35]研究了械研磨工藝形成的納米層對(duì)碳鋼疲勞行為的影響，結(jié)果如圖10所示，顯微硬度相對(duì)來說十分穩(wěn)定，只是出現(xiàn)了輕微的軟化。他們指出這一現(xiàn)象與超細(xì)晶材料在循環(huán)低應(yīng)力載荷下初始應(yīng)變能的釋放以及晶粒內(nèi)位錯(cuò)密度降低、位錯(cuò)滑移、部分晶界滑移產(chǎn)生的硬度下降是同樣的原理。

圖10 機(jī)械研磨工藝顯微硬度的疲勞演化[35]Fig.10 Fatigue evolution of microhardness induced by mechanical attrition treatment[35]

綜上可知，目前不僅很少有學(xué)者對(duì)滾壓硬度的演化開展研究，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)其他工藝，如噴丸、研磨等工藝的顯微硬度在不同載荷及循環(huán)周次下的演化的研究方面也不夠深入，大部分學(xué)者還是僅對(duì)演變規(guī)律做了觀測(cè)描述，很少見學(xué)者從組織的角度去分析硬度的變化，因此，需要針對(duì)組織變化與硬度的變化之間的內(nèi)在關(guān)聯(lián)展開深入研究，揭示顯微硬度的演化機(jī)理。

3 微觀組織演化研究現(xiàn)狀

滾壓強(qiáng)化能夠使材料表層發(fā)生塑性變形，增加位錯(cuò)密度，細(xì)化晶粒，但在服役環(huán)境中，由于熱、力作用，表層組織的形態(tài)大小等都會(huì)發(fā)生變化，組織的變化與材料的疲勞性能息息相關(guān)，例如，晶粒細(xì)化可以增加晶界的數(shù)量，而晶界對(duì)裂紋的擴(kuò)展起到一定的阻礙作用。因此，揭示微觀組織的演化機(jī)理對(duì)提高零件的疲勞性能十分關(guān)鍵。

國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)疲勞過程中微觀組織演化問題開展了大量研究。有學(xué)者針對(duì)微觀組織在高溫下的穩(wěn)定性進(jìn)行了研究，如Altenberger等[36]使用透射電鏡觀測(cè)了AISI 304和Ti-6Al-4V滾壓加工后近表面納米組織在高溫下的變化，結(jié)果如圖11所示， AISI 304的納米組織最高可在600～650 ℃仍然穩(wěn)定，而Ti-6Al-4V的納米組織最高在650 ℃仍然穩(wěn)定，且短時(shí)間承受900 ℃的高溫，600 ℃以下保溫5～20 min微觀組織沒有發(fā)生任何可見的變化。由此可見，不同的材料的微觀組織在溫度載荷下的演化有很大差異。另外，更值得說明的是此項(xiàng)研究的出發(fā)點(diǎn)是表面改性引入的表面狀態(tài)和性質(zhì)在服役條件下是否仍然穩(wěn)定，如果表面改性引入的滿足要求的表面狀態(tài)和性質(zhì)在服役條件下很快發(fā)生改變，那么對(duì)疲勞壽命的提高作用將微乎其微，這就對(duì)表面完整性設(shè)計(jì)提出了更高的要求。

圖11 TC4及AISI304滾壓微觀組織的高溫穩(wěn)定性[36]Fig.11 High temperature stability of microstructure of deep rolling TC4 and AISI304[36]

還有學(xué)者針對(duì)微觀組織在機(jī)械載荷下的演化進(jìn)行了研究，毛淼東[37]研究了超聲滾壓TC4鈦合金微觀組織的低、高周疲勞演化行為，結(jié)果如圖12所示，應(yīng)變幅處于較低的0.4%水平時(shí)，晶粒大小沒有明顯變化，而應(yīng)變幅提高到較高的1.2%時(shí)，TC4表面的納米晶粒發(fā)生明顯粗化。

圖12 超聲滾壓TC4微觀組織疲勞演化[37]Fig.12 Fatigue evolution of microstructure in ultrasonic deep rolling TC4[37]

Yan等[38]對(duì)熱軋AZ31B鎂合金微觀組織在拉拉疲勞下的疲勞演化進(jìn)行了研究，結(jié)果如圖13所示，開始時(shí)的等軸晶粒在5000循環(huán)時(shí)迅速減小，并指出這是由疲勞過程中的動(dòng)態(tài)再結(jié)晶引起的。此研究揭示了微觀組織在不同階段的演化規(guī)律，微觀組織在整個(gè)壽命周期中的演化機(jī)理的清晰認(rèn)知對(duì)表面完整性設(shè)計(jì)、提高構(gòu)件的疲勞壽命具有重要意義。

圖13 AZ31B鎂合金拉拉疲勞過程中的晶粒細(xì)化[38]Fig.13 Grain refinement of AZ31B Magnesium Alloy during tension-tension fatigue[38]

Martin等[39]對(duì)正火SAE 1045噴丸后在循環(huán)應(yīng)力載荷下微觀組織的變化進(jìn)行透射電鏡觀察，發(fā)現(xiàn)在450 MPa高應(yīng)力幅值下變質(zhì)層由于位錯(cuò)排列的改變導(dǎo)致微觀組織中產(chǎn)生了胞狀結(jié)構(gòu)，在應(yīng)力幅值較低的350 MPa和400 MPa仍然有晶胞結(jié)構(gòu)的形成，但是晶胞結(jié)構(gòu)較分散，而應(yīng)力幅值為300 MPa時(shí)無晶胞結(jié)構(gòu)形成。

Altenberger等[40]研究發(fā)現(xiàn)320 MPa機(jī)械載荷作用下，AISI304滾壓強(qiáng)化試樣表面微觀組織中的馬氏體成分在疲勞過程中呈現(xiàn)增加的趨勢(shì)，而噴丸試樣卻沒有發(fā)生這種現(xiàn)象，如圖14所示，并指出這是由較高的缺陷密度(位錯(cuò))引起的。他們還發(fā)現(xiàn)噴丸加工的AISI304試樣形成的位錯(cuò)晶胞十分分散，并分析得出這是由于AISI304中奧氏體堆垛層錯(cuò)能較低，需要在較高應(yīng)力幅值下才能出現(xiàn)位錯(cuò)晶胞結(jié)構(gòu)所造成的。

圖14 滾壓和噴丸組織疲勞過程中馬氏體占比變化[40]Fig.14 Change of martensite proportion in microstructure of deep rolling and shot peening during fatigue process[40]

另外，他們通過分析還發(fā)現(xiàn)同一循環(huán)周次不同深度的組織形態(tài)也不一樣，如圖15[40]所示。值得注意的是研究內(nèi)容涉及到的不同深度微觀組織的演化在其他文獻(xiàn)中很少見到，揭示其演化機(jī)理可對(duì)表面完整性分層設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

圖15 不同深度組織形態(tài)[40]Fig.15 Morphology of microstructure at different depths[40]

分析機(jī)械載荷對(duì)微觀組織演化的影響不難發(fā)現(xiàn)，機(jī)械載荷下微觀組織演化比較復(fù)雜，不同材料及載荷的大小差異都會(huì)對(duì)微觀組織在機(jī)械載荷作用下的演化產(chǎn)生很大的影響，有時(shí)候甚至?xí)霈F(xiàn)完全相反的結(jié)果。

綜合分析溫度和機(jī)械載荷對(duì)微觀組織疲勞演化的影響可知，目前學(xué)者雖對(duì)微觀組織在疲勞過程中的演化進(jìn)行了研究，但涉及到關(guān)于滾壓強(qiáng)化工藝表層微觀組織的疲勞過程演化規(guī)律的研究還是較少，對(duì)滾壓工藝微觀組織疲勞演化規(guī)律的認(rèn)知尚不全面和清晰，比如疲勞過程中織構(gòu)變化、孿晶類型、滑移模式等問題還有待研究。因此，需要針對(duì)滾壓強(qiáng)化工藝微觀組織疲勞過程中的演化展開深入的研究，進(jìn)一步揭示其微觀組織在疲勞過程中的演化機(jī)理。

4 表面狀態(tài)抗疲勞機(jī)制研究現(xiàn)狀

滾壓強(qiáng)化目前已有一定的應(yīng)用，在提高零件疲勞性能方面成效顯著，弄清楚滾壓強(qiáng)化帶來的殘余壓應(yīng)力層等特征是如何影響零件的性能的以及哪一個(gè)特征在哪個(gè)階段的影響最為關(guān)鍵對(duì)優(yōu)化滾壓強(qiáng)化參數(shù)、進(jìn)一步提高零件的壽命和可靠性顯得尤為重要。

國內(nèi)外學(xué)者對(duì)包括滾壓強(qiáng)化在內(nèi)的不同的表面強(qiáng)化方法進(jìn)行了積極的研究，Yao等[41]研究了銑削、噴丸和拋光三種工藝的組合加工對(duì)TB6鈦合金疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)疲勞壽命與粗糙度值成反比；噴丸引入的殘余應(yīng)力和硬化層可顯著提高材料疲勞性能，適當(dāng)?shù)慕M合可把裂紋萌生位置從表面轉(zhuǎn)化為表面以下，如圖16所示。

圖16 裂紋從表面下萌生(加工順序：銑削-噴丸-拋光-噴丸)[41]Fig.16 Crack initiation from subsurface (machining sequence: milling-shot peening-polishing-shot peening)[41]

Wu等[42]研究了噴丸強(qiáng)化對(duì)GH4169車削試樣疲勞性能的影響，試驗(yàn)結(jié)果表明噴丸強(qiáng)化以后壽命顯著提高，且同樣發(fā)現(xiàn)噴丸引入的殘余應(yīng)力和表面硬化是壽命提高的關(guān)鍵因素；另外，由于噴丸引入的較高的表面粗糙度對(duì)壽命有不利影響，他們還研究了噴丸后拋光對(duì)疲勞壽命的影響，發(fā)現(xiàn)拋光以后壽命可進(jìn)一步提高，從圖17可以分析出壽命提高的原因，由于較低的表面粗糙度，疲勞源由原來的多源起始變?yōu)閱卧雌鹗肌?/p>

圖17 裂紋萌生位置[42]Fig.17 Crack initiation position[42]

以上兩位學(xué)者的研究不同于其它文獻(xiàn)之處在于針對(duì)多種工藝的組合加工引起的疲勞失效及抗疲勞機(jī)理的改變進(jìn)行了詳細(xì)的研究，為提高構(gòu)件疲勞性能的加工工藝及加工順序的選擇提供了理論依據(jù)。

另外，不少學(xué)者針對(duì)殘余應(yīng)力對(duì)抗疲勞機(jī)制的影響開展了更為深入的研究，Sun等[43]研究分析了殘余應(yīng)力沿深度的分布對(duì)裂紋萌生的影響，如圖18所示，在外載荷超過疲勞極限的位置，裂紋開始萌生，但當(dāng)適宜的加工參數(shù)引入更大的殘余應(yīng)力時(shí)，就需要更大的外載荷使裂紋萌生，且使得裂紋萌生位置出現(xiàn)在更深的位置，有效的提高了材料的疲勞性能。

圖18 殘余應(yīng)力分布對(duì)裂紋萌生的影響[43]Fig.18 Influence of residual stress distribution on crack initiation[43]

還有學(xué)者進(jìn)一步分析了殘余應(yīng)力對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響[44]，如圖19所示，噴丸工藝引入的殘余應(yīng)力使得材料的疲勞極限增加，裂紋止裂區(qū)域擴(kuò)大，但噴丸工藝與未噴丸工藝的疲勞極限曲線隨著裂紋長度的增加逐漸收斂到一起，表明當(dāng)裂紋長度較長時(shí)，殘余應(yīng)力對(duì)裂紋止裂的作用越來越弱。

圖19 殘余應(yīng)力對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響[44]Fig.19 Effect of residual stress on crack growth[44]

Galzy等[45]也針對(duì)滾壓工藝引入的殘余應(yīng)力對(duì)疲勞性能的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果如圖20和21所示，殘余應(yīng)力在第一循環(huán)的松弛使得靠近表面的殘余應(yīng)力變?yōu)槔瓚?yīng)力，不再對(duì)阻礙裂紋萌生起作用，另外，當(dāng)裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子超過一定值時(shí)裂紋才會(huì)擴(kuò)展，當(dāng)外載荷為5300 Nm時(shí)，裂紋會(huì)一直擴(kuò)展，當(dāng)外載荷為4500 Nm時(shí)，裂紋擴(kuò)展到1 mm時(shí)將會(huì)停止擴(kuò)展，但當(dāng)裂紋長度擴(kuò)展到1.5 mm時(shí)，過載情況下裂紋將不再停止擴(kuò)展。

圖20 殘余應(yīng)力的松弛對(duì)裂紋萌生的影響[45]Fig.20 Effect of residual stress relaxation on crack initiation[45]

圖21 應(yīng)力強(qiáng)度因子對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響[45]Fig.21 Effect of stress intensity factor on crack growth[45]

Nie等[46]研究了TC11鈦合金激光噴丸高周疲勞行為，指出在裂紋萌生階段，由于殘余壓應(yīng)力能夠抵消一部分工作應(yīng)力，阻礙裂紋萌生，提高裂紋萌生壽命；在裂紋擴(kuò)展階段，殘余壓應(yīng)力能夠降低應(yīng)力強(qiáng)度因子，增加微裂紋閉合力，顯著抑制裂紋的擴(kuò)展。

他們還分析發(fā)現(xiàn)細(xì)化的晶粒能夠降低晶?；?，阻礙滑移帶的形成，大量晶界可以阻礙裂紋的擴(kuò)展，特別是高周疲勞后期，隨著殘余應(yīng)力的松弛，微觀組織的改變更是疲勞性能提高的主要因素。Deng等[47]的研究也表明了組織對(duì)疲勞性能的重要性，他們對(duì)GH4169不同熱處理組織疲勞裂紋擴(kuò)展進(jìn)行了研究，經(jīng)過總結(jié)分析，提出了GH4169 裂紋擴(kuò)展三階段模型，如圖22所示，在第一階段，兩種組織的裂紋均在氧化雜物處萌生并穿晶擴(kuò)展，在第二階段，直接時(shí)效熱處理組織由于晶界氧化物作用表現(xiàn)為沿晶擴(kuò)展，而特殊熱處理組織，由于晶界δ相的阻礙作用，裂紋呈現(xiàn)穿晶和沿晶混合的擴(kuò)展方式，第三階段，δ相的作用仍然十分明顯，直接時(shí)效熱處理組織為沿晶斷裂且周圍出現(xiàn)很多微裂紋，而特殊熱處理組織的主裂紋以穿晶斷裂方式擴(kuò)展且周圍沒有小的微裂紋產(chǎn)生。

從現(xiàn)有研究來看，國內(nèi)外學(xué)者關(guān)于表面狀態(tài)抗疲勞機(jī)制的研究主要集中在不同載荷下(如不同平均應(yīng)力、不同溫度等)殘余應(yīng)力分布、硬化層、應(yīng)力集中等因素對(duì)裂紋源數(shù)量及位置、裂紋萌生和擴(kuò)展速率等的影響，但鮮有學(xué)者在此研究基礎(chǔ)上考慮表面狀態(tài)特征的耦合影響作用，建立相應(yīng)的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，因此，十分有必要針對(duì)滾壓強(qiáng)化工藝，研究其對(duì)疲勞性能的影響，提取對(duì)疲勞壽命有著重要影響的滾壓強(qiáng)化表面狀態(tài)特征，建立疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。

圖22 裂紋擴(kuò)展三階段模型[47]Fig.22 Three-stage model of crack growth[47]

5 疲勞壽命預(yù)測(cè)研究現(xiàn)狀

疲勞壽命預(yù)測(cè)的實(shí)現(xiàn)，可以避免產(chǎn)品設(shè)計(jì)階段每次設(shè)計(jì)出新的結(jié)構(gòu)都要做疲勞試驗(yàn)，節(jié)約大量的試驗(yàn)費(fèi)用，還能為產(chǎn)品的檢修周期、保修時(shí)間等提供重要的參考。由于疲勞壽命預(yù)測(cè)的重要意義，國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)疲勞壽命預(yù)測(cè)展開了大量的研究。

對(duì)于單軸疲勞而言，基于應(yīng)力的壽命預(yù)測(cè)方法廣泛應(yīng)用于高周疲勞的預(yù)測(cè)，其方程如式(5)所示，此公式通常被稱作Basquin方程：

σa=σ′f(2Nf)b

(5)

式中：σ′f為疲勞強(qiáng)度系數(shù)；b為疲勞強(qiáng)度指數(shù)；Nf為疲勞壽命。

對(duì)低周疲勞而言，通常使用基于應(yīng)變的壽命預(yù)測(cè)方法，其公式為

(6)

式中：εa為應(yīng)變幅值；εea為彈性應(yīng)變幅值；εpa為塑性應(yīng)變幅值；ε′f為疲勞延性系數(shù)；c為疲勞延性指數(shù)；E為彈性模量。

需要注意的是式(5)和式(6)是在對(duì)稱循環(huán)載荷下的疲勞試驗(yàn)獲得，而真實(shí)情況下載荷往往是不對(duì)稱的、隨機(jī)的，需要對(duì)公式進(jìn)行修正。針對(duì)不對(duì)稱載荷，即平均應(yīng)力不為0的情形，學(xué)者們提出了不同的解決方案。對(duì)于載荷平均應(yīng)力不為0的高周疲勞壽命預(yù)測(cè)，比較著名的修正方程有Goodman方程、Gerber方程和Soderberg方程等，其中Goodman方程表達(dá)式為

(7)

式中：σ-1為對(duì)稱循環(huán)載荷下的疲勞強(qiáng)度；σm為平均應(yīng)力；σu為抗拉強(qiáng)度。

對(duì)于載荷平均應(yīng)力不為0的低周疲勞壽命預(yù)測(cè)，比較常見的是Smith-Watson-Topper(SWT)方法，其表達(dá)式為

(8)

式中：σmax為最大主應(yīng)變平面上的最大拉應(yīng)力。

而對(duì)于隨機(jī)的變幅載荷通常使用Miner法則對(duì)疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，其假設(shè)材料在疲勞過程中的損傷是線性累計(jì)的[48-49]，按照Miner法則，N個(gè)循環(huán)造成的損傷

(9)

式中：Ni對(duì)應(yīng)某一應(yīng)力水平下的疲勞壽命。

但Miner法則沒有考慮載荷加載的無序性問題[50]，為解決此問題，學(xué)者們提出了一些不同的非線性損傷模型，比如Mesmacque等[51]將第i個(gè)水平的累計(jì)損傷定義為

(10)

式中：σedi為損傷應(yīng)力，σi為第i個(gè)外載荷。

疲勞過程受力比較復(fù)雜，載荷往往是多個(gè)方向、多種形式的，對(duì)于多軸疲勞壽命，經(jīng)典的預(yù)測(cè)方法有Sines準(zhǔn)則、Crossland準(zhǔn)則、Dang Van準(zhǔn)則、Findley準(zhǔn)則、SWT準(zhǔn)則、Fatemi-Socie(FS)準(zhǔn)則等，其中Sines準(zhǔn)則、Crossland準(zhǔn)則、Dang Van準(zhǔn)則、Findley準(zhǔn)則是基于應(yīng)力的疲勞預(yù)測(cè)方法，通常應(yīng)用于高周疲勞[52]，而SWT準(zhǔn)則、FS準(zhǔn)則既能應(yīng)用于高周疲勞，也能應(yīng)用于低周疲勞[53]。由于疲勞損傷是個(gè)較為復(fù)雜的過程，學(xué)者們針對(duì)各自研究的具體情況，不斷提出和應(yīng)用新的壽命預(yù)測(cè)方法，比如Kluger[54]提出了一種基于臨界平面法并考慮平均剪應(yīng)力影響的多軸應(yīng)力疲勞預(yù)測(cè)模型，模型損傷控制參數(shù)公式為

(11)

采用此模型對(duì)2017A-T4 和 6082-T6 鋁合金試樣在常幅值彎曲載荷、扭轉(zhuǎn)載荷及兩者結(jié)合的比例載荷下的疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)，圖23為2017A-T4鋁合金的預(yù)測(cè)結(jié)果，可以看出不同載荷下的疲勞壽命預(yù)測(cè)值幾乎全部落在了3倍分散帶內(nèi)。Kluger的模型不同于前人的研究之處在于，由于并不是所有材料對(duì)平均剪應(yīng)力都敏感，以往的模型未考慮平均剪應(yīng)力對(duì)壽命的影響[55-57]。

吳志榮等[58]借鑒FS準(zhǔn)則和SWT準(zhǔn)則的優(yōu)點(diǎn)提出基于最大剪應(yīng)變幅和最大剪應(yīng)變幅平面上修正SWT參數(shù)的和作為疲勞損傷參數(shù)，具體公式為

(12)

圖23 不同載荷下Kluger模型預(yù)測(cè)結(jié)果[54]Fig.23 Prediction results of Kluger’s model under different loads[54]

采用純Ti、BT9鈦合金、304不銹鋼等5種材料的多軸疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行驗(yàn)證，結(jié)果表明模型預(yù)測(cè)值大部分都落在2倍分散帶內(nèi)，圖24為純Ti和BT9鈦合金的預(yù)測(cè)結(jié)果。

圖24 吳志榮模型預(yù)測(cè)結(jié)果[58]Fig.24 Prediction results of Wu Zhirong’s model[58]

有些學(xué)者使用基于能量的方法對(duì)多軸載荷的疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)，如Ahmadzadeh和Varvani[59]使用基于臨界面能量的Varvani等3種疲勞損傷模型分別評(píng)估了變幅多軸載荷下SS304和Al7050-T7451合金的疲勞壽命，其中Varvani損傷模型具體公式為

(13)

圖25為3種能量模型預(yù)測(cè)結(jié)果，可以看出各模型的預(yù)測(cè)精度有所差別，但大部分的預(yù)測(cè)結(jié)果都在3倍分散帶內(nèi)。

還有學(xué)者針對(duì)缺口試樣的疲勞壽命預(yù)測(cè)進(jìn)行了研究，Wu等[60]采用基于關(guān)鍵距離的局部應(yīng)力應(yīng)變方法對(duì)TC4帶缺口圓棒試樣的多軸疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)，方法原理如圖26所示，點(diǎn)方法采用關(guān)鍵點(diǎn)的損傷參數(shù)作為疲勞壽命的計(jì)算參數(shù)，線方法采用平均值作為疲勞壽命計(jì)算的參數(shù)，所提預(yù)測(cè)模型的計(jì)算結(jié)果通過比例載荷和非比例載荷下兩種缺口試樣的多軸疲勞試驗(yàn)的驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)預(yù)測(cè)結(jié)果幾乎都在3倍分散帶內(nèi)。

圖26 關(guān)鍵距離方法[60]Fig.26 Critical distance method[60]

Berto等[61]使用局部應(yīng)變能密度法對(duì)帶V型槽的TC4圓棒試樣多軸疲勞壽命進(jìn)行了研究，結(jié)果如圖27和圖28所示，他們發(fā)現(xiàn)不同的應(yīng)變能計(jì)算半徑受載荷形式影響較大，并根據(jù)不同的載荷形式和應(yīng)力比得出了相應(yīng)的應(yīng)變能計(jì)算公式，通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)模型能夠?qū)Σ煌d荷形式和應(yīng)力比下的缺口試樣疲勞壽命進(jìn)行有效預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)結(jié)果均落在了設(shè)計(jì)的分散帶內(nèi)。

圖27 不同的計(jì)算半徑[61]Fig.27 Different calculation radius[61]

圖28 應(yīng)變能密度法預(yù)測(cè)結(jié)果[61]Fig.28 Prediction results of strain energy density method[61]

金丹等[62]采用有限元法和Smith-Watson-Topper法則結(jié)合的方法對(duì)非比例載荷下缺口疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)，結(jié)果表明，大部分預(yù)測(cè)值都在2倍的分散帶內(nèi)。

另外，由于疲勞性能參數(shù)需要大量試驗(yàn)才能獲得，有學(xué)者針對(duì)疲勞性能參數(shù)的獲取方式進(jìn)行了進(jìn)一步的探索，如Shamsaei和Mckelvey[63]基于材料單向拉伸力學(xué)參數(shù)推導(dǎo)出了其疲勞性能參數(shù)，并使用不同的多軸疲勞模型對(duì)16種鋼和高溫合金比例和非比例載荷下的疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，結(jié)果表明此疲勞計(jì)算方法是可行的，且合適的多軸預(yù)測(cè)模型的選取也十分重要。

從以上的研究發(fā)現(xiàn)，國內(nèi)外學(xué)者提出了許多基于應(yīng)力、應(yīng)變或者能量等的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，但是很少考慮試樣本身的殘余應(yīng)力等表面狀態(tài)特征對(duì)疲勞壽命的影響，滾壓強(qiáng)化會(huì)在零件表層產(chǎn)生殘余應(yīng)力等表面狀態(tài)特征，這對(duì)零件的疲勞壽命有著十分關(guān)鍵的影響，因此，有必要在目前研究的理論基礎(chǔ)上，探索一種考慮殘余應(yīng)力等表面狀態(tài)特征的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法。

6 總結(jié)與展望

作為表面機(jī)械強(qiáng)化中的一種，滾壓強(qiáng)化具有比噴丸等工藝產(chǎn)生更為優(yōu)異的零件表面特性，在未來的航空航天等領(lǐng)域的應(yīng)用會(huì)越來越廣泛。但是為了使零件的表面性能最優(yōu)，實(shí)現(xiàn)零件長壽命、高可靠的目的，需要對(duì)滾壓強(qiáng)化表面狀態(tài)演化及抗疲勞機(jī)理展開深入的研究。通過對(duì)國內(nèi)外表面狀態(tài)特征的演化及抗疲勞機(jī)理的研究現(xiàn)狀的總結(jié)，得出以下結(jié)論：

1) 目前對(duì)不同表面狀態(tài)特征的演化研究都有了一定的基礎(chǔ)，但是都存在一些不足之處。需要針對(duì)這些不足之處開展更為深入的研究，探究各表面狀態(tài)特征的演化規(guī)律，揭示各表面狀態(tài)特征的演化機(jī)理及內(nèi)在聯(lián)系，為表面完整性的設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

2) 結(jié)合試驗(yàn)及有限元方法，進(jìn)一步深入研究各表面狀態(tài)特征及其演化與疲勞性能之間的關(guān)系，建立包含表面狀態(tài)特征的適用于各種服役環(huán)境下的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。

3) 表面狀態(tài)演化方面的理論及成果應(yīng)用還比較有限，需充分挖掘其應(yīng)用潛力，以軍帶民，擴(kuò)展其應(yīng)用領(lǐng)域和層次，提高其應(yīng)用水平。