【摘要】：激光噴丸強(qiáng)化(Laser Peening,LP)作為一項(xiàng)新穎的表面改性技術(shù),其利用高能短脈沖激光誘導(dǎo)的高壓沖擊波力學(xué)效應(yīng)使金屬材料表層產(chǎn)生塑性變形,通過(guò)形成高幅值的殘余壓應(yīng)力和均勻、細(xì)密的晶粒結(jié)構(gòu),從而提高金屬材料的疲勞性能。本文選取IN718鎳基合金為研究對(duì)象,分析激光噴丸誘導(dǎo)殘余壓應(yīng)力的高溫松弛特性,推導(dǎo)高溫疲勞全壽命估算公式和高溫氧化環(huán)境下的疲勞裂紋擴(kuò)展模型,通過(guò)對(duì)高溫疲勞斷口的宏微觀檢測(cè),系統(tǒng)研究激光噴丸誘導(dǎo)的微觀結(jié)構(gòu)變化對(duì)高溫疲勞裂紋擴(kuò)展性能的影響,并結(jié)合高溫氧化行為,揭示高溫氧化膜形成機(jī)制及其疲勞性能增益微觀機(jī)理。主要內(nèi)容有以下幾個(gè)方面:(1)研究IN718鎳基合金高溫疲勞過(guò)程中,蠕變-疲勞-氧化損傷交互作用機(jī)制,闡述典型試樣高溫疲勞斷裂的宏微觀過(guò)程;分析激光噴丸誘導(dǎo)的應(yīng)力強(qiáng)化和組織強(qiáng)化效應(yīng),并結(jié)合激光噴丸誘導(dǎo)的位錯(cuò)增殖和高溫析出,探討溫度和超高應(yīng)變率交互作用的高溫疲勞增益機(jī)理;以激活熵、晶粒尺寸、位錯(cuò)密度和析出相為表征量,探索激光噴丸誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力在高溫條件下的宏微觀松弛機(jī)制,在此基礎(chǔ)上,推導(dǎo)殘余壓應(yīng)力在高溫疲勞下松弛估算公式;依據(jù)連續(xù)損傷力學(xué)觀點(diǎn),以IN718鎳基合金單聯(lián)中心孔試樣為例,進(jìn)行激光噴丸處理試樣的高溫疲勞裂紋萌生壽命、裂紋擴(kuò)展壽命及高溫全壽命估算;探討激光噴丸強(qiáng)化對(duì)IN718鎳基合金高溫氧化動(dòng)力學(xué)的影響,建立應(yīng)力與高溫氧化耦合條件下疲勞裂紋擴(kuò)展模型。(2)開展不同激光功率密度下的激光噴丸試驗(yàn),分析不同激光功率密度(6.05 GW/cm~2,6.58 GW/cm~2及7.37 GW/cm~2)及服役溫度(600℃,700℃和800℃)對(duì)試樣表層顯微硬度以及表面形貌的影響;研究不同激光功率密度噴丸處理后,IN718鎳基合金試樣表面和深度方向的殘余壓應(yīng)力分布規(guī)律;開展不同服役溫度下激光噴丸試樣的熱暴露試驗(yàn),研究激光噴丸誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力在高溫保持過(guò)程中的松弛規(guī)律,并獲得殘余壓應(yīng)力的高溫松弛模型。結(jié)果表明,激光噴丸可顯著提高IN718鎳基合金基體材料近表層的顯微硬度,但硬化層深度存在閾值,且適當(dāng)提高激光功率密度可增大塑性變形層深度。激光噴丸誘導(dǎo)形成的近表層殘余壓應(yīng)力在深度方向呈梯度分布,而溫升導(dǎo)致的位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)是殘余壓應(yīng)力發(fā)生松弛的主要原因。(3)開展典型激光噴丸IN718鎳基合金單聯(lián)中心孔拉伸試樣的高溫疲勞拉伸試驗(yàn),研究不同激光功率密度和服役溫度對(duì)試樣疲勞壽命的影響;分別從宏觀斷口形貌和微觀斷口形貌兩個(gè)角度,結(jié)合疲勞裂紋源區(qū)、疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)及瞬斷區(qū)的分布、疲勞條帶、析出相、韌窩及斷裂模式等特征,分析不同激光功率密度和服役溫度對(duì)IN718鎳基合金斷裂特性的影響,揭示激光噴丸強(qiáng)化前后試樣高溫疲勞斷裂的本質(zhì)規(guī)律。結(jié)果表明,激光噴丸可抑制或消除IN718鎳基合金表層疲勞裂紋萌生傾向,顯著提高其常溫和高溫疲勞壽命,激光功率密度和服役溫度是影響材料最終疲勞壽命的兩個(gè)重要因素。(4)分析IN718鎳基合金高溫疲勞過(guò)程中的氧化行為,探索高溫交變載荷下氧化膜形成的不同物理階段和化學(xué)反應(yīng)階段,揭示高溫氧化膜對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展特性的影響規(guī)律;研究超高應(yīng)變率激光噴丸作用下,材料表層強(qiáng)烈塑性形變誘導(dǎo)的晶粒細(xì)化和位錯(cuò)增殖等微觀組織強(qiáng)化效應(yīng),揭示材料內(nèi)部組織能態(tài)在微觀尺度內(nèi)的平衡規(guī)律,位錯(cuò)亞結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變與服役溫度以及激光功率密度之間的相互聯(lián)系;探討高溫疲勞過(guò)程中,斷口附近強(qiáng)化區(qū)內(nèi)晶粒組織、位錯(cuò)組態(tài)和強(qiáng)化相的演變規(guī)律及其對(duì)裂尖塑性區(qū)的損傷模式與裂紋擴(kuò)展速率的影響,揭示激光噴丸改善高溫服役件疲勞性能的微觀組織強(qiáng)化機(jī)理。結(jié)果表明,激光噴丸誘導(dǎo)的位錯(cuò)密度的增大以及細(xì)晶結(jié)構(gòu)的生成,有助于提升材料的局部力學(xué)性能。同時(shí),生成的新的位錯(cuò)結(jié)構(gòu),如位錯(cuò)墻、位錯(cuò)胞等與γ'相強(qiáng)化顆粒形成了特有的“位錯(cuò)-析出相”纏結(jié),從而對(duì)運(yùn)動(dòng)位錯(cuò)產(chǎn)生釘扎效應(yīng),最終提高了材料的抗高溫疲勞性能。另外,高溫過(guò)程中的氧化膜,在擴(kuò)展初期對(duì)裂紋的萌生和擴(kuò)展具有一定的抑制作用。
【學(xué)位授予單位】：江蘇大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V261;TG668;TG132.3
【圖文】：

早在上世紀(jì) 60 年代，美國(guó)就開始在軍用飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)等關(guān)鍵部件上大規(guī)模使用 IN718 鎳基合金，到 70 年代中期，IN718 始投放到民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域。目前，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上已大量采用合金作為制造壓氣機(jī)盤、壓氣機(jī)軸、壓氣機(jī)葉片、渦輪盤、渦輪軸、件等的主要材料[13-14]。一項(xiàng)統(tǒng)計(jì)表明，在 GE 生產(chǎn)的 CF6 發(fā)動(dòng)機(jī)中，IN718 鎳基合金所占質(zhì) 34%；而在 PW4000 發(fā)動(dòng)機(jī)中，IN718 鎳基合金所占比例約為所有如圖 1.1 所示。另一項(xiàng)數(shù)據(jù)表明，自 1995 年起，GE 所有發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)轉(zhuǎn)類零部件材料，IN718 鎳基合金所占比例始終保持在 60%以上，并增加的趨勢(shì)，這說(shuō)明 IN718 鎳基合金的研發(fā)對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)有著作用。然而，由于長(zhǎng)時(shí)間在高溫、高轉(zhuǎn)速、高振幅工況下服役，發(fā)動(dòng)易發(fā)生蠕變斷裂、疲勞斷裂等故障。據(jù)統(tǒng)計(jì)，因航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪導(dǎo)致的年報(bào)廢率高達(dá) 25%[15]。隨著對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推重比性能要求的日益機(jī)械熱端件使用溫度將逐漸提高，高溫合金的應(yīng)用面臨著越來(lái)越嚴(yán)進(jìn)一步提高其耐高溫性能將成為 IN718 鎳基合金研究的焦點(diǎn)。

700 ℃時(shí)的裂紋擴(kuò)展速率略大，但斷裂模式均為晶間斷裂，這的加載方式和溫度范圍都會(huì)對(duì)裂紋擴(kuò)展的模式產(chǎn)生巨大影響。熱暴露時(shí)間是另一個(gè)影響高溫疲勞行為的重要因素。Jeong 等[19]在0 ℃下觀察不同熱暴露時(shí)間對(duì) IN718 鎳基合金渦輪盤疲勞裂紋擴(kuò)展行，發(fā)現(xiàn)當(dāng)應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值ΔK 較低時(shí)，IN718 鎳基合金的疲勞裂紋擴(kuò)降低，同時(shí)，裂紋擴(kuò)展速率 da/dN 隨保溫時(shí)間 t 的延長(zhǎng)而加快（圖 1afsson 等[20]的研究也表明，溫度和保溫時(shí)間是決定疲勞破壞區(qū)面積的如果將保溫過(guò)程中的裂紋擴(kuò)展和“卸載-再加載”過(guò)程中的裂紋擴(kuò)展區(qū)出現(xiàn)晶界的脆化。隨后，Gustafsson 團(tuán)隊(duì)又對(duì)過(guò)載條件下持久高溫疲了測(cè)試，發(fā)現(xiàn)即使很小的過(guò)載也會(huì)對(duì)裂紋擴(kuò)展速率產(chǎn)生較大的影響，可區(qū)，試樣對(duì)載荷十分敏感[21]（圖 1.3）。此外，應(yīng)力狀態(tài)在高溫疲勞也必須考慮，在高頻和低應(yīng)力比下，裂紋尖端通常會(huì)出現(xiàn)穿晶裂紋擴(kuò)頻高應(yīng)力比下則為晶間裂紋擴(kuò)展模式。盡管上述研究均關(guān)注了裂紋擴(kuò)展載環(huán)境的交互作用，但對(duì)于出現(xiàn)特定裂紋擴(kuò)展行為的本質(zhì)原因，如高溫的演變、晶粒特性的改變等并未開展詳細(xì)討論。

圖 1.3 保溫溫度為 550 ℃初始過(guò)載為 2.5%時(shí)裂紋長(zhǎng)度隨時(shí)間變化[21]Fig.1.3 Crack length vs. time during five cycles for HT test at 550 ℃with an initial overload of 2.5%際上，材料微觀結(jié)構(gòu)特性對(duì) IN718 鎳基合金疲勞裂紋擴(kuò)展行為亦影響。IN718 鎳基合金基體γ的主要元素組成為 Ni，當(dāng) Ni 含量為 50獲得較高的屈服強(qiáng)度。γ"相為 IN718 鎳基合金的主要強(qiáng)化相，其的點(diǎn)陣錯(cuò)配度可達(dá) 2.86%，從而實(shí)現(xiàn)共格應(yīng)力強(qiáng)化，使得材料的屈提升。然而，IN718 鎳基合金僅能服役于一定的高溫范圍（-253～7役溫度的不斷升高，亞穩(wěn)態(tài)的γ"相將逐漸粗化，并失去和基體γ的，直至實(shí)現(xiàn)γ"相向δ相的轉(zhuǎn)變。如圖 1.4 所示，γ"相從基體析出時(shí)將變，形成大量堆垛層錯(cuò)，在熱暴露過(guò)程中，δ相易于在 Ti、Nb 含量析出，首先在γ"相的層錯(cuò)上形核，并逐漸長(zhǎng)大，將γ"相交割生成顆]，最終顆粒狀δ相逐漸貫連成棒狀，棒狀δ相為脆性相且與基體γ無(wú)將嚴(yán)重降低材料在特定高溫環(huán)境下的延展性和其他力學(xué)性能。

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2798667