激光喷丸强化Ti6Al4V航空钛合金疲劳裂纹扩展性能研究.docx
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激光喷丸强化Ti6Al4V航空钛合金疲劳裂纹扩展性能研究
分类号TN249密级
UDC621.7编号10299S1003059
硕士学位论文
激光喷丸强化Ti-6Al-4V航空钛合金疲劳裂纹扩展性能研究
指导教师周建忠教授
江苏大学机械工程学院
申请学位级别硕士专业名称机械制造及其自动化
论文提交日期2013年4月论文答辩日期2013年6月
学位授予单位和日期江苏大学2013年6月
答辩委员会主席______________
评阅人______________
2013年06月
独创性声明
本人郑重声明:
所呈交的学位论文,是本人在导师的指导下,独立进行研究工作所取得的成果。
除文中已注明引用的内容以外,本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的作品成果,也不包含为获得江苏大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。
对本文的研究做出重要贡献的个人和集体,均已在文中以明确方式标明。
本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。
学位论文作者签名:
年月日
学位论文版权使用授权书
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论文的公布(包括刊登)授权江苏大学研究生处办理。
本学位论文属于不保密□。
学位论文作者签名:
指导教师签名:
年月日年月日
激光喷丸强化Ti-6Al-4V航空钛合金疲劳裂纹扩展性能研究
ResearchonFatigueCrackGrowthPropertyofTi-6Al-4VAerospaceTitaniumAlloy
TreatedbyLaserPeening
专业名称机械制造及其自动化
指导教师周建忠教授
姓名左立党
2013年6月
摘要
激光喷丸强化技术(LaserPeening,LP)是一种新型的材料表面强化技术,其利用高功率短脉冲激光束与材料表面相互作用产生的高幅值冲击波压力使材料表面发生塑性变形、晶粒细化、高密度位错,并在材料表面产生比传统机械喷丸更深的残余压应力层来显著提高材料的抗疲劳特性,能有效延长航空发动机关键零部件的疲劳寿命,降低其疲劳裂纹扩展速率,在航空航天等领域有广泛的应用。
本文以线弹性断裂力学及弹塑性断裂力学理论为基础,以Ti-6Al-4V航空钛合金为研究对象,将试验研究与有限元分析验证相结合,对激光喷丸强化航空钛合金薄板件后的残余应力分布及疲劳裂纹扩展性能进行了系统的研究,主要工作集中在以下几点:
分析了Ti-6Al-4V航空钛合金薄板件激光喷丸后残余应力场的分布情况,研究了激光喷丸诱导残余应力场对Ti-6Al-4V航空钛合金薄板件疲劳裂纹扩展性能的影响;基于线弹性及弹塑性断裂力学理论,探讨了激光喷丸诱导残余应力场作用下裂纹尖端应力强度因子ΔK的变化情况及疲劳裂纹扩展速率和疲劳寿命分布。
利用高功率Nd:
YAG固体激光器激光喷丸平台对Ti-6Al-4V航空钛合金紧凑拉伸试样(CompactTension,CT)及单联中心孔试样进行了不同激光功率密度、不同喷丸覆盖率及不同喷丸轨迹激光喷丸强化,并使用X射线衍射仪对裂纹扩展沿线残余应力场分布情况进行测定。
利用MTS-809电液伺服材料测试系统进行疲劳裂纹扩展试验,研究激光喷丸后Ti-6Al-4V航空钛合金试样疲劳裂纹扩展速率及疲劳寿命,结果表明激光喷丸能够有效降低钛合金疲劳裂纹扩展速率,大幅提高其疲劳寿命。
采用扫描电子显微镜(ScanningElectronMicroscope,SEM)分析了CT试样及单联中心孔试样疲劳断口形貌,观察结果表明,在疲劳裂纹扩展源区具有细微疲劳条带,疲劳裂纹扩展稳定区内有明显的疲劳条带特征,疲劳条带间距会随着疲劳裂纹的扩展逐步增大,疲劳裂纹瞬断区呈现大量韧窝特征,随着激光喷丸工艺参数的变化,韧窝形貌会有相应变化,从微观结构上分析了激光喷丸强化对航空钛合金材料延寿机理。
以有限元分析软件ABAQUS及MSC.Fatigue为平台,建立了激光喷丸强化Ti-6Al-4V航空钛合金疲劳裂纹扩展性能的有限元模型,对不同激光功率密度下和不同喷丸覆盖率下激光喷丸航空钛合金表面及次表面残余应力分布及不同残余应力场下疲劳裂纹扩展性能进行探讨,结果表明:
激光喷丸能够有效减小裂纹扩展驱动力,降低裂纹扩展速率,延长裂纹扩展寿命,有限元分析结果和试验结果一致,充分验证了将有限元分析技术应用在激光喷丸强化疲劳裂纹扩展领域的正确性。
关键词:
激光喷丸强化,Ti-6Al-4V航空钛合金,残余应力,疲劳裂纹扩展,喷丸覆盖率
ABSTRACT
LaserPeening(LP)technologyisanewsurface-treatingmethodofmaterials,whichemployshighamplitudeshockwavepressureinducedbyinteractionbetweenlaserandmaterialtointroduceplasticdeformation、grainrefinement、densedislocationonthesurfaceofmaterials.Meanwhile,thedeepercompressiveresidualstressthanconventionallyshotpeeningisachievedtoimprovetheanti-fatiguepropertyofmaterialsandenhancethefatiguelifeofcriticalcomponentsofaeronauticalengine,slowdownthefatiguecrackgrowthrate,andiswidelyusedinaerospaceandaeronauticalfields.
Thispaperisbasedonlinearfracturemechanicsandelastic-plasticfracturemechanics,Ti-6Al-4Vtitaniumalloyistakenasresearchobjective.NumericalsimulationandexperimentsarecombinedtostudyresidualstressdistributionandfatiguecrackgrowthpropertyoftitaniumalloysheetstreatedbyLP,andthepapermainlyfocusesonthefollowingaspects:
ThedistributionofresiduastressofTi-6Al-4Vtitaniumalloywasanalyzed,andthefatiguecrackgrowthpropertywasalsostudied;thestressintensityfactorofcracktipΔK,fatiguecrackgrowthrateandfatiguelifewerediscussedbasedonfracturemechanics.
Thehigh-powersolid-statelaserwasusedintheexperimentstocarryouttheLPprocessonCTsamplesoftitaniumalloybothunderdifferentpowerdensitiesanddifferentcoveragerates.ResidualstressdistributionwasmeasuredusingX-raydiffractionequipment.MTS-809electro-hydraulicservotestsystemwasadoptedtoperformthefatiguecrackgrowthexperiment,atthesametime,fatiguelifeandcrackgrowthratewerebothstudiedwhichverifiedthatLPcandecreasefatiguecrackgrowthrateoftitaniumalloyapparently,enhancefatiguelifeandconfirmedthecorrectnessofnumericalsimulation.
FatiguefracturemorphologywasanalyzedbySEM,theresultsshowedthat,thereexistslotsoffatiguestriationinstablegrowthstage,andthefatiguestriationspacingbecomeslargerwithcrackgrowth,therewereapparentdimplesinthefinalrupturestage,andthecharacteristicofdimplesvarywiththeLPprocessparameters.Thispointedoutthelife-prolongmechanismofLPontitaniumalloysfrommicro-structure.
TheABAQUSsoftwareandMSC.FatiguewereadoptedtoestablishthemodeloffatiguecrackgrowthpropertyofTi-6Al-4VtitaniumalloytreatedbyLP.Residualstressontop-surfaceandsub-surfaceofsamplesandthefatiguecrackgrowthpropertyunderdifferentpowerdensitiesandcoveragerateswerediscussed,whichshowedthatLPcaneffectivelydecreasethedrivingforceoffatiguecrackgrowth,slowdownfatiguecrackgrowthrate,thusprolongfatiguelife.
Keywords:
Laserpeening,Ti-6Al-4Vtitaniumalloy,Residualstress,Fatiguecrackgrowth,Coveragerate
第一章绪论
1.1课题研究背景
疲劳断裂是工程结构件最常见的失效形式之一,据国外资料统计,各类工程应用中的机械结构件中约有80%~90%都是由于疲劳失效引起的[1],鉴于此,各类工程应用结构件的抗疲劳结构设计及抗疲劳制造技术已经成为当今机械制造领域及材料加工领域的一个热点问题。
大量金属结构件服役环境复杂,需要承受高温、重载、腐蚀等及其恶劣的工作条件,金属构件材料表面不可避免的会产生疲劳微裂纹,含有疲劳微裂纹的金属结构件在循环交变载荷的作用下,往往在达不到材料的极限破坏强度时就会发生断裂失效,大大缩短其使用寿命,给人类经济的发展带来巨大的损失。
2007年11月,南非一架载有100多名乘客的飞机起飞时右引擎意外掉落,导致飞机实施紧急迫降,所幸没有造成人员伤亡,调查发现事故原因是发动机后安装节上有大量疲劳裂纹,曾有三次记录发动机后安装节上疲劳裂纹导致的改型客机发动机掉落。
1963年,美国F-111飞机训练中,左翼脱落,飞机坠毁,而当时飞行速度、负荷远低于设计指标,调查表明这也是由于飞机上的关键零部件产生了微裂纹导致的。
鉴于此,如何防止金属结构件在恶劣工作环境下出现疲劳断裂失效,延长金属结构件疲劳寿命,避免同类事故的再次发生,是工程实际中急需解决的问题。
目前,在航空航天领域,为了在增加整体刚度和强度的同时减小整体飞行器质量,工程技术人员常常采用质量轻,刚度大,强度高的合金材料来替代传统材料,随着钛合金材料强度不断增加,材质不断减轻,耐蚀性能不断提高,这就使得钛合金材料大批量应用于航空航天领域[2-3],70年代起,民用机开始大量使用钛合金,如波音747客机用钛合金用量达3600千克以上。
马赫数小于2.5的飞机用钛合金主要是为了代替钢,以减轻结构重量。
又如,美国SR-71高空高速侦察机,钛合金占飞机结构重量的93%,号称“全钛”飞机。
钛合金材料比强度高,低温性能强,韧性和耐蚀性好,钛合金主要用于制作飞机发动机压气机部件,其次为火箭、导弹、高速飞机的机构件。
此外,钛合金作为耐蚀性结构材料,经常被应用于生产贮氢材料和形状记忆合金。
钛合金根据其材料内部晶粒结构排列的不同大致可以分为三类:
α钛合金、β钛合金、α+β钛合金,三种钛合金中最常用的是α钛合金和α+β钛合金[4]。
钛合金应用广泛主要得益于钛合金的优良特性及其在600摄氏度下高的比强度、耐蚀性等,如图1.1所示。
Ti-6Al-4V钛合金室温抗拉强度大于1000MPa,具有较高的疲劳强度和断裂韧性、良好的锻造工艺性能和机械加工性能,并能用各种方法焊接,可用来生产各种大规格航空锻件和板材零件,它具有更好的热强性能和焊接性能。
图1.1各种金属材料比强度与温度的关系[5]
目前,针对于航空航天钛合金材料关键零部件的抗疲劳制造及再制造工艺主要有机械喷丸[6]、冷挤压[7]、渗碳、渗氮[8]等,但是这些传统工艺由于工艺过程的限制以及工艺效果的不完善等,在工程应用中越来越受到制约。
激光喷丸强化技术(LaserPeening-LP)是一种有效的材料表面改性抗疲劳制造技术,对于改善金属结构件的抗疲劳、抗应力腐蚀性能,降低金属结构件疲劳裂纹扩展速率,延长金属结构件疲劳寿命具有极强的工程实际意义。
本文以Ti-6Al-4V钛合金为研究对象,利用激光喷丸强化技术对其进行表面强化处理,并对激光喷丸前后Ti-6Al-4V钛合金疲劳裂纹扩展性能进行研究,对其剩余疲劳寿命进行统计分析,并且指出激光喷丸延寿领域所面临的一些技术难题,以及本课题研究的主要内容及其意义。
1.2激光喷丸强化技术
1.2.1激光喷丸强化基本原理
激光喷丸强化是利用高功率(GW/cm2)、短脉冲(10~30ns)激光束诱导的高幅冲击波压力对材料表面及次表面进行强化的抗疲劳制造技术。
激光喷丸强化所使用的激光必须达到很高的功率密度(GW/cm2)。
激光喷丸强化原理如图1.2所示,在待喷丸强化试样表面涂覆一层能量吸收层(黑漆、黑胶带、铝箔等),其作用是吸收激光能量并气化生产等离子体,同时也可以保护工件表面不被损伤,能量吸收层上还要覆盖一层透明约束层,其作用是延长等离子体冲击波作用时间,提高冲击波压力峰值,常用的约束层有K9玻璃、流动水帘等。
当高功率密度、短脉冲的激光束穿过透光约束层到达靶材表面时,由于不透光的能量吸收层充分吸收激光能量,在极短时间内汽化电离成高温等离子体,该等离子体层急剧向四周膨胀,由于约束层的约束作用导致等离子体膨胀受到限制,从而导致等离子体温度和压力迅速升高,从而形成一束传向靶材内部的高压冲击波。
当激光喷丸强化诱导的冲击波压力值超过材料的动态屈服强度时,冲击波会使受喷丸区域的材料将会在极短时间内以超高应变率(高达106~107S-1量级)产生一定的塑性变形,并最终在喷丸区域产生一定深度的残余压应力,同时,材料表面和次表面层获得高密度位错和晶粒细化,残余压应力会抵消一部分外加交变载荷中的拉应力水平,有效降低平均应力水平,延长了疲劳裂纹萌生时间。
同时,残余压应力的存在,可以引起裂纹的闭合效应,从而降低裂纹扩展驱动力,降低疲劳裂纹扩展速率,延长疲劳裂纹扩展寿命[9-11]。
图1.2激光喷丸强化原理图
1.2.2激光喷丸强化技术特点
激光喷丸强化技术是一种基于激光冲击波效应的新型材料表面强化抗疲劳制造技术,相比于传统的机械喷丸、挤压、滚压等强化工艺,激光喷丸强化技术具有以下优点:
1)高幅值冲击波压力:
激光单脉冲能量达到数十焦耳,冲击波压力幅值达数个GPa,激光喷丸后材料表面产生大量塑性变形及高密度位错和晶粒细化,产生的残余压应力幅值是传统机械喷丸的3~4倍,抗疲劳效果更佳[12]。
2)优良的加工柔性:
激光光束集中,通过合理布置光路,辅之以多轴联动数控工作平台,可以实现传统喷丸不能完成的沟槽、小孔、转角等特征的激光喷丸强化处理,角度和距离灵活可调,加工柔性大。
3)工艺精确可控:
在激光喷丸强化过程中,可以通过实时地调整激光参数、改变透镜位置、调整数控工作平台坐标等来实现不同工艺参数下的单点及多点搭接、不同轨迹下的激光喷丸强化。
此外,激光喷丸强化还具有其他一些优点,如喷丸过程是非接触式强化,无污染沉积;激光喷丸采用流水约束层,可以带走一部分加工过程产生的热量;流水循环使用,节约能源;整个过程绿色、环保、无污染,符合当今时代的主流制造潮流。
1.3激光喷丸强化钛合金疲劳裂纹扩展研究进展
近些年来,航空航天领域的激光喷丸强化抗疲劳设计及制造一直是热点研究问题,由于航空器上众多关键结构件结构复杂,加工困难,成本较高,所以这类零部件对于抗疲劳设计和制造要求更高,以充分减小应力集中,延长结构件的疲劳寿命。
激光喷丸强化处理后的材料表层会产生较高的残余压应力,而表层的残余压应力可以有效降低结构件受交变载荷作用的拉应力水平,使得结构件受到的应力平均值降低,从而有效降低裂纹萌生速率、提高疲劳裂纹萌生寿命。
同时,由于残余压应力可引起裂纹的闭合效应,有效降低疲劳裂纹扩展的驱动力,从而达到延长结构件疲劳裂纹扩展的寿命。
因此对于激光喷丸强化前后结构件疲劳裂纹扩展性能的研究也越来越受到重视。
1999年,美国国家实验室著名疲劳学专家Ruschan等[13]研究了激光喷丸强化对报废的航空发动机Ti-6Al-4V钛合金损伤叶片疲劳特性的影响,结果表明在光滑疲劳(K=1)加载条件下,激光喷丸强化后试样的疲劳寿命较未喷丸和机械喷丸件提升不明显,然而对缺口试样,激光喷丸强化后试样的疲劳强度明显高于未喷丸试样或机械喷丸试样,特别是在较低的应力比条件下。
相比于未喷丸试样,激光喷丸后试样晶粒内部出现了大量的的位错线和位错缠结,位错密度明显升高,这有利于阻碍疲劳裂纹的萌生和扩展,从而提高试样的疲劳寿命。
2002年,北京航空工艺研究所的邹世坤等[14]以3mm厚的LY12硬铝合金薄板CT试样为研究对象,对裂纹扩展沿线区域进行三次搭接激光喷丸处理,其后进行裂纹扩展试验。
结果表明,与未喷丸试样相比,激光喷丸强化可以从整体上有效降低硬铝合金材料的疲劳裂纹扩展速率,激光喷丸后,硬铝合金材料的疲劳裂纹扩展门槛值显著提高。
2004年,美国空军研究所[15]对F-119战斗机上的Ti-6Al-4V发动机损伤叶片进行了不同参数下的激光喷丸强化研究,研究发现,经过激光喷丸强化后,损伤的发动机叶片疲劳强度上升到60ksi,激光喷丸强化技术大幅提高了含有微裂纹的叶片疲劳强度,使F-119战斗机发动机疲劳寿命提高了近一倍。
2006年,英国材料科学研究中心的A.King等[9]研究了激光喷丸强化诱导的残余应力分布对Ti-6Al-4V航空钛合金连接件疲劳和磨损寿命的影响,研究发现:
相对于常规强化方式,激光喷丸强化能显著抑制钛合金的疲劳裂纹扩展速率,提高其疲劳寿命达2倍以上。
图1.3Ti-2.5Cu激光喷丸厚度残余应力分布[17]图1.4LCB激光喷丸厚度残余应力分布[17]
2010年,X.C.Zhang等[16]实验研究了不同喷丸次数和喷丸强度对激光喷丸Ti6Al4V钛合金残余应力、显微硬度及三点弯曲疲劳性能的影响,实验结果表明喷丸两次时显微硬度及残余应力最大,疲劳寿命最长。
2012年,Maawad等[17]研究了激光喷丸强化对钛合金材料残余应力及疲劳极限的影响。
试验表明,虽然激光喷丸强化可以获得比机械喷丸稍大的表面粗糙度,但是同时激光喷丸强化会产生更深的残余压应力和更高的残余压应力幅值。
图1.3、1.4所示分别为Ti-2.5Cu与LCB经过激光喷丸强化后厚度方向残余应力分布。
2011年,GoranIvetic[18]研究了含孔狗骨型疲劳试样激光喷丸强化后疲劳性能。
整个试验过程如图1.5所示,研究发现,与未钻孔试样相比较,先喷丸后钻孔试样的疲劳寿命提高了约3倍;而先钻孔后喷丸狗骨试样的疲劳寿命则比未钻孔狗骨试样降低了2倍,实验结果如图1.6所示。
图1.5实验装置图[18]图1.6钻孔顺序对
-疲劳寿命曲线影响[18]
1.4疲劳裂纹扩展数值模拟方法
目前,随着计算机技术的迅猛发展,各种有限元分析软件被越来越多的科研工作者们应用,期望在工程实际及产品开发中减少试验样机的数量,缩短产品的开发周期,降低开发成本,提高市场竞争力。
通过有限元分析的方法,研究人员可以获得材料表面及次表面应力、应变的分布情况,再进一步来分析其疲劳寿命分布等。
当机械零部件的表面出现疲劳裂纹后,传统的处理方法往往是凭借经验对疲劳裂纹的萌生及扩展做出适度的评估,但是这种做法也会给企业带来一些风险及损失,而采用有限元分析的方法对疲劳裂纹扩展进行仿真分析则提供了一种全新且富有挑战的途径[19]。
在疲劳裂纹扩展分析当中的一项重要任务就是根据金属构件的几何形状、外加载荷分布等条件确定金属构件的最大应力所在及疲劳寿命薄弱位置。
目前,有限元分析技术已经被学术界及工程界的专家们广泛采用实现金属构件疲劳裂纹扩展性能分析、疲劳寿命预测及疲劳结构设计等。
此方法已经在航空航天、汽车、轨道交通等领域得到广泛应用,与传统的基于试验的疲劳分析方法相比,该方法可以大量减少试验样机数量,缩短产品开发周期,提高生产效率,提高产品市场竞争力。
将有限元仿真与试验相结合来进行金属构件的疲劳性能分析是抗疲劳制造领域的研究热点。
几十年来,科研工作者们从疲劳宏观现象的观察到疲劳微观组织的分析方面积累了大量的知识和经验,在不断探究材料与结构疲劳的联系中,对疲劳破坏问题的分析不断深入,形成了一套比较完善的疲劳性能分析方法[20]。
与此同时,在工程疲劳问题的解决过程中,各种疲劳性能分析软件应运而生,比较常见的专业软件有扩展有限元XFEM、FRANC2D/L、MSC.Fatigue等,下面简单介绍一些这三款软件。
1.扩展有限元XFEM
扩展有限元法[21](the
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