張俊豪 程秀全 夏琴香? 程思竹

(1．華南理工大學 機械與汽車工程學院，廣東 廣州 510640； 2．廣州民航職業(yè)技術學院 飛機維修工程學院，廣東 廣州 510403)

7075鋁合金因具備高比強度、延展性、韌性等優(yōu)點而被作為上翼皮、梁肋等零件材料廣泛應用于航天航空領域[1]。飛機上的7075鋁合金服役在濕熱、鹽霧、紫外線等惡劣環(huán)境，易發(fā)生腐蝕損傷。對于一些受到輕度腐蝕損傷的結構件可經(jīng)過打磨經(jīng)表面強化修復后繼續(xù)使用[2]。在表面強化技術中，激光噴丸以強化效果突出、可控性好等優(yōu)勢而備受關注，并且逐漸在飛機零件的強化和修復中得到大量應用[3]。激光噴丸通過引爆涂覆在試樣表面的吸收層材料而產(chǎn)生瞬時高壓沖擊波作用于材料，使試樣表面發(fā)生塑性變形并形成表面殘余壓應力層，殘余壓應力是激光噴丸效果的重要評價指標之一[4]。

激光噴丸產(chǎn)生的殘余應力值的大小與激光噴丸參數(shù)息息相關，如搭接率通過影響光斑的重疊程度進而使重合區(qū)域塑性變形更加充分，殘余應力增加。因此，可通過調(diào)控激光噴丸參數(shù)的方法實現(xiàn)對殘余應力場的控制。而激光噴丸參數(shù)與殘余應力之間的關系，則是進行殘余應力調(diào)控的前提。德國Helmholtz-Zentrum Geesthacht材料研究所Kallien等[5]以AA2024-T3鋁合金為研究對象，分析了搭接率和激光能量對殘余應力分布特征的影響。結果表明，隨著搭接率、激光能量的增加，殘余應力在數(shù)值上也隨之增加。江蘇大學Luo等[6]對不同搭接率激光噴丸下的LY2鋁合金殘余應力分布進行研究。結果表明，增加搭接率可提高殘余壓應力水平并提高殘余應力均勻性；但同時激光噴丸產(chǎn)生的凹坑深度也會增加。王昭宇等[7]研究了激光噴丸參數(shù)對殘余應力分布的影響。結果表明，隨著搭接率的增加，殘余壓應力值增大。帥高鵬[8]對飛機受損件激光噴丸殘余應力進行了研究，得到了單點激光噴丸參數(shù)對殘余應力的影響規(guī)律。然而，目前國內(nèi)外學者的研究主要針對光斑點數(shù)較少的情況；且對試樣進行激光噴丸強化時，對同一個試樣往往采取固定的激光噴丸參數(shù)，沒有根據(jù)試樣受載情況(如試樣受到拉伸載荷時在圓角處出現(xiàn)應力集中、橫截面積小的位置應力比其他位置大)對試樣各個位置的殘余應力進行靈活調(diào)控；這樣的激光噴丸策略使得應力集中以及橫接面積小的位置依然是試樣最容易發(fā)生疲勞斷裂的位置。

殘余應力與零件載荷相互作用后形成均勻的應力場，這是飛機受損件激光噴丸修復時良好效果的體現(xiàn)。文中以7075-T6鋁合金飛機受損件為研究對象，基于ABAQUS軟件建立了多點激光噴丸有限元模型；通過單因素法建立殘余應力與搭接率的擬合關系式并提出采用非均勻搭接率下的激光噴丸激光方法進行殘余應力調(diào)控；基于此，對獲得飛機受損件激光噴丸修復效果進行了研究，對于飛機受損件修復技術的完善和提高飛機持續(xù)適航性具有重要的理論價值和實踐意義。

1 有限元模型的建立與驗證

激光噴丸過程中，吸收層吸收激光能量后發(fā)生小范圍爆炸，爆炸產(chǎn)生的沖擊波在約束層的約束下作用于靶材。環(huán)氧樹脂柔性約束層和復合黑色膠帶吸收層適用于飛機受損件激光噴丸修復過程，具有無污染、不影響周圍零件等優(yōu)勢[9]。通過對沖擊波壓力進行數(shù)學描述，可將復雜的激光噴丸過程簡化為沖擊波壓力作用下的材料動態(tài)響應過程。激光噴丸沖擊波的數(shù)學描述包括空間分布和時間分布。沖擊波壓力空間分布滿足[10- 11]：

(1)

式中，x、y為以激光光斑中心為原點的坐標系坐標值，P為點(x，y)處的沖擊波壓力值，ε為激光能量轉(zhuǎn)化為熱能的系數(shù)，一般取0.1[12]。Z為金屬靶材及約束層的折合聲阻抗(吸收層約束層對沖擊波壓力的影響體現(xiàn)在此參數(shù)上)，R為激光光斑半徑，I0為激光功率密度。

激光噴丸引起的沖擊波壓力除了在空間上呈現(xiàn)高斯分布之外,在時間上也具有特殊的波形,如圖1所示,加載在試樣表面的沖擊波壓力波形滿足梯形分布,包含了升壓階段、平穩(wěn)階段和降壓階段(對應圖1中的I階段、II階段、III階段)。

研究對象為7075-T6鋁合金，材料模型采用Johnson-Cook本構模型[13]。模型參數(shù)通過拉伸試驗獲得。表達式為：

圖1 沖擊波壓力的時間分布

(2)

式中，σ為應力，εp為應變。

建立沖擊波壓力模型后，采用VDLOAD子程序?qū)崿F(xiàn)激光沖擊波壓力的加載。采用C3D8R單元進行網(wǎng)格劃分并根據(jù)模型形狀進行分區(qū)，如圖2所示。曲面件模型劃分為5個區(qū)域，平面件劃分為3個區(qū)域。激光噴丸時將與沖擊面相對的面固定。

(a)曲面模型

(b)平面模型

模型建立后，通過對比模擬得到的殘余應力值和試驗測量得到的應力值，平均相對誤差為4.47%(如圖3所示，曲線為模擬值，帶誤差棒的數(shù)據(jù)點表示試驗值)，驗證了模型的可靠性。

圖3 模擬結果與實驗結果對比

2 殘余應力調(diào)控手段分析

試樣上某點的殘余應力受到該點附近區(qū)域的激光噴丸參數(shù)直接影響。因此，通過控制激光噴丸參數(shù)可以實現(xiàn)對殘余應力的調(diào)控[14]。當試樣上的所有位置的殘余應力都受到控制，形成預設的殘余應力場，這一過程即為激光噴丸殘余應力調(diào)控。

殘余應力調(diào)控通過激光噴丸參數(shù)的連續(xù)變化獲得變化的殘余應力場，而常見的激光噴丸參數(shù)包括搭接率、光斑能量、沖擊次數(shù)、光斑直徑、激光入射角等[15]。在激光噴丸試驗中，光斑能量調(diào)整時較為費時(需要先將激光器停止后再調(diào)整輸入電壓方能實現(xiàn)光斑能量的調(diào)整)，沖擊次數(shù)作為調(diào)整參數(shù)時，可能會因多次激光噴丸導致試樣表面損傷；過大的激光入射角會在沖擊面引入殘余拉應力和降低殘余壓應力，可調(diào)角度范圍較小。搭接率的調(diào)整則僅需要通過機器人預先編寫運動點軌跡，屬于容易調(diào)整且對殘余應力影響效果較明顯的參數(shù)。因此本文通過改變搭接率來控制目標位置的殘余應力大小。圖4是通過搭接率調(diào)控殘余應力流程圖。

激光噴丸參數(shù)對殘余應力的影響規(guī)律是殘余應力調(diào)控的基礎。本文通過調(diào)節(jié)搭接率實現(xiàn)殘余應力調(diào)控，因此需要獲得殘余應力與搭接率的關系。由于激光光斑具有一定的面積，在調(diào)控過程中需將激光光斑近似為一個點，這需采用一定面積內(nèi)平均應力來近似代替中心點的殘余應力。基于單因素法進行10組激光噴丸模擬(沖擊波峰值壓力為2.6 GPa，沖擊次數(shù)為1次，入射角為0°，激光光斑直徑為2 mm，搭接率范圍為0%～45%并且每間隔5%作為一組)建立搭接率-殘余應力之間的關系，如圖5所示。采用多項式對模擬得到的搭接率-殘余應力數(shù)據(jù)點進行擬合，得到以下方程式：

圖4 非均勻搭接率法調(diào)控激光噴丸殘余應力流程

f(x)=-2.915 08x-141.270 73

(3)

圖5 平均應力曲線多項式擬合結果

通過式(3)可以獲得在不同搭接率時激光噴丸所能產(chǎn)生的殘余應力數(shù)值。通過控制每個光斑與周圍光斑的搭接率，在激光噴丸后構建預期的殘余應力場。圖6為調(diào)控時光斑位置的示意圖，圖中云圖表示需要構建的預期殘余應力場(應力為絕對值形式)，剖面線框的應力值可以通過搭接率-殘余應力關系進行調(diào)控，如圖6所示。根據(jù)需要獲得的殘余應力數(shù)值，結合式(3)，可得到所需的搭接率參數(shù)，利用變化的搭接率，實現(xiàn)對構件表面的應力進行調(diào)控。

(a)調(diào)控點1

(b)調(diào)控點2

(c)調(diào)控點3

3 激光噴丸殘余應力調(diào)控結果分析

3.1 拉壓循環(huán)載荷下試樣應力分布

飛機結構件在服役過程中會受到疲勞載荷的作用，其中最為典型的形式為拉壓循環(huán)載荷。在循環(huán)載荷的作用下，試樣上的應力分布為不均勻狀態(tài)，表現(xiàn)為橫截面積越小的位置應力越大，并且越靠近圓弧缺口的位置應力越大，如圖7所示。圖7中的區(qū)域1為整個試樣受力最大的區(qū)域，對其應力云圖進行局部放大(如圖8所示)，應力的分布隨著X坐標值的增加而先增加后減小，隨著Y坐標值的增加而先增加后減小。區(qū)域1的應力云圖在三維上呈現(xiàn)馬鞍面分布，如圖9所示。試樣上這種均勻的應力可以通過激光噴丸產(chǎn)生的非均勻殘余壓應力進行抵消，而非均勻的殘余應力場可以通過殘余應力調(diào)控進行設計。

圖7 試樣在拉壓循環(huán)載荷作用下的應力分布

圖8 區(qū)域1應力云圖局部放大圖

圖9 區(qū)域1循環(huán)應力分布

3.2 殘余應力調(diào)控效果

由于區(qū)域1應力分布具有對稱性，因此為了提高有限元模擬效率，僅需對其1/4的面積進行應力調(diào)控獲得激光噴丸光斑位置，而其余3/4的面積的光斑分布則可通過對稱關系獲得。根據(jù)第2節(jié)的應力調(diào)控方法，確定激光噴丸光斑位置，如圖10所示。光斑搭接率在X軸方向上的變化從36%降低至27%，Y軸方向上的變化從36%降低至25%。根據(jù)激光噴丸強化原理，在圖10的搭接率處理下，殘余應力值隨著X、Y軸坐標值增加而減小。

圖10 非均勻搭接率的激光光斑分布

圖11為區(qū)域1平行于X軸的對稱線上(路徑1)的循環(huán)應力、固定搭接率激光噴丸殘余應力以及按照圖10所示的搭接率進行激光噴丸后得到的殘余應力的對比。固定搭接率所產(chǎn)生的殘余壓應力只能在某個值附近波動，基本屬于平穩(wěn)狀態(tài)。非均勻搭接率所產(chǎn)生的殘余壓應力能夠較好地跟隨外載荷的特點而變化。疊加后的應力值基本在±15 MPa范圍內(nèi)波動(如圖12所示)。

圖11 路徑1上3種應力對比

圖12 非均勻搭接率激光噴丸殘余應力與循環(huán)應力疊加

圖13為圖11的三維模式，由圖13可知，通過殘余應力調(diào)控，可實現(xiàn)構建具有一定面積的可與最大循環(huán)應力抵消的殘余應力場(圖中平滑曲面為最大循環(huán)應力，波動曲面為殘余應力絕對值)。

通過搭接率的調(diào)節(jié)(在圖10的基礎上將X軸方向搭接率由36%→27%調(diào)整為44%→37%；將Y軸方向搭接率由36%→25%調(diào)整為44%→36%)，還可以使抵消后的應力呈現(xiàn)壓應力狀態(tài)，如圖14所示。確保了需要壓應力的場合。對圖14中的殘余應力進行曲線擬合，擬合方程如下：

f(x)=-0.102 9x2+267.3

(4)

循環(huán)應力方程如下：

f(x)=-0.117 1x2+244.8

(5)

通過對比式(4)和式(5)，可知殘余壓應力絕對值比循環(huán)應力約大22.5 MPa。這意味著當殘余應力和最大循環(huán)拉應力疊加后，試樣整體上仍處于-22.5 MPa的壓應力狀態(tài)，這有益于試樣的抗腐蝕性能和疲勞性能，從而使試樣壽命得到更大的提升。

圖13 殘余應力絕對值與最大循環(huán)應力

圖14 殘余應力調(diào)控結果

對于受損件，也可用非均勻搭接率方法進行應力調(diào)節(jié)。除了獲得能與循環(huán)應力抵消的殘余應力場之外，還可以根據(jù)受損件形狀特點實現(xiàn)殘余應力均勻化分布。打磨后的腐蝕受損件模型由平面、凸圓弧面、斜面、凹圓弧面組成。在正常的激光噴丸處理后，其殘余應力將出現(xiàn)凹圓弧面>斜面、平面>凸圓弧面的情況，如圖15所示。圖16為通過調(diào)整搭接率得到的殘余應力曲線與固定搭接率得到的殘余應力曲線的對比。由圖16可知，變搭接率得到的殘余應力更為均勻。

圖15 受損件上表面對稱軸殘余應力

圖16 受損件均勻搭接率與非均勻搭接率的殘余應力分布

4 結論

文中對基于非均勻搭接率下的7075-T6鋁合金飛機受損件激光噴丸強化殘余應力調(diào)控進行了研究，主要結論如下：

(1)受損件具有的復雜表面形狀使固定搭接率激光噴丸后殘余壓應力呈現(xiàn)凹圓弧面>凸圓弧面的情況?？紤]受損件表面形狀，通過非均勻搭接率法進行殘余應力調(diào)控后，可使受損件在無外載殘余應力均勻分布，避免了應力集中現(xiàn)象。

(2)基于沖擊波壓力空間上高斯分布和時間上梯形分布特點，構建出激光噴丸沖擊波壓力模型。通過VDLOAD子程序激光沖擊波壓力加載于靶材上，構建出7075-T6飛機受損件激光噴丸有限元模型；模擬獲得的殘余壓應力與試驗測量值相對誤差為4.47%，驗證了有限元模型的準確性。

(3)提出通過非均勻搭接率對激光噴丸后殘余應力進行調(diào)控的方法。基于單因素模擬獲得殘余應力與搭接率之間的擬合關系式，以此作為殘余應力調(diào)控時的非均勻搭接率激光光斑位置設計依據(jù)。

(4)通過殘余應力調(diào)控，可實現(xiàn)對試樣殘余應力場的精確設計。激光噴丸處理后，試樣表面產(chǎn)生經(jīng)過調(diào)控的殘余應力場，當拉應力疲勞載荷作用于試樣時，殘余應力場與疲勞載荷應力場相互抵消，試樣表面應力趨于0(即試樣表面處于近似無受力的狀態(tài))，應力的波動范圍為0±15 MPa。