激光喷丸强化IN718镍基合金高温疲劳特性及其延寿机理

发布时间：2020-08-21 00:38

【摘要】：激光喷丸强化(Laser Peening,LP)作为一项新颖的表面改性技术,其利用高能短脉冲激光诱导的高压冲击波力学效应使金属材料表层产生塑性变形,通过形成高幅值的残余压应力和均匀、细密的晶粒结构,从而提高金属材料的疲劳性能。本文选取IN718镍基合金为研究对象,分析激光喷丸诱导残余压应力的高温松弛特性,推导高温疲劳全寿命估算公式和高温氧化环境下的疲劳裂纹扩展模型,通过对高温疲劳断口的宏微观检测,系统研究激光喷丸诱导的微观结构变化对高温疲劳裂纹扩展性能的影响,并结合高温氧化行为,揭示高温氧化膜形成机制及其疲劳性能增益微观机理。主要内容有以下几个方面:(1)研究IN718镍基合金高温疲劳过程中,蠕变-疲劳-氧化损伤交互作用机制,阐述典型试样高温疲劳断裂的宏微观过程;分析激光喷丸诱导的应力强化和组织强化效应,并结合激光喷丸诱导的位错增殖和高温析出,探讨温度和超高应变率交互作用的高温疲劳增益机理;以激活熵、晶粒尺寸、位错密度和析出相为表征量,探索激光喷丸诱导的残余压应力在高温条件下的宏微观松弛机制,在此基础上,推导残余压应力在高温疲劳下松弛估算公式;依据连续损伤力学观点,以IN718镍基合金单联中心孔试样为例,进行激光喷丸处理试样的高温疲劳裂纹萌生寿命、裂纹扩展寿命及高温全寿命估算;探讨激光喷丸强化对IN718镍基合金高温氧化动力学的影响,建立应力与高温氧化耦合条件下疲劳裂纹扩展模型。(2)开展不同激光功率密度下的激光喷丸试验,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)及服役温度(600℃,700℃和800℃)对试样表层显微硬度以及表面形貌的影响;研究不同激光功率密度喷丸处理后,IN718镍基合金试样表面和深度方向的残余压应力分布规律;开展不同服役温度下激光喷丸试样的热暴露试验,研究激光喷丸诱导的残余压应力在高温保持过程中的松弛规律,并获得残余压应力的高温松弛模型。结果表明,激光喷丸可显著提高IN718镍基合金基体材料近表层的显微硬度,但硬化层深度存在阈值,且适当提高激光功率密度可增大塑性变形层深度。激光喷丸诱导形成的近表层残余压应力在深度方向呈梯度分布,而温升导致的位错运动是残余压应力发生松弛的主要原因。(3)开展典型激光喷丸IN718镍基合金单联中心孔拉伸试样的高温疲劳拉伸试验,研究不同激光功率密度和服役温度对试样疲劳寿命的影响;分别从宏观断口形貌和微观断口形貌两个角度,结合疲劳裂纹源区、疲劳裂纹扩展区及瞬断区的分布、疲劳条带、析出相、韧窝及断裂模式等特征,分析不同激光功率密度和服役温度对IN718镍基合金断裂特性的影响,揭示激光喷丸强化前后试样高温疲劳断裂的本质规律。结果表明,激光喷丸可抑制或消除IN718镍基合金表层疲劳裂纹萌生倾向,显著提高其常温和高温疲劳寿命,激光功率密度和服役温度是影响材料最终疲劳寿命的两个重要因素。(4)分析IN718镍基合金高温疲劳过程中的氧化行为,探索高温交变载荷下氧化膜形成的不同物理阶段和化学反应阶段,揭示高温氧化膜对疲劳裂纹扩展特性的影响规律;研究超高应变率激光喷丸作用下,材料表层强烈塑性形变诱导的晶粒细化和位错增殖等微观组织强化效应,揭示材料内部组织能态在微观尺度内的平衡规律,位错亚结构转变与服役温度以及激光功率密度之间的相互联系;探讨高温疲劳过程中,断口附近强化区内晶粒组织、位错组态和强化相的演变规律及其对裂尖塑性区的损伤模式与裂纹扩展速率的影响,揭示激光喷丸改善高温服役件疲劳性能的微观组织强化机理。结果表明,激光喷丸诱导的位错密度的增大以及细晶结构的生成,有助于提升材料的局部力学性能。同时,生成的新的位错结构,如位错墙、位错胞等与γ'相强化颗粒形成了特有的“位错-析出相”缠结,从而对运动位错产生钉扎效应,最终提高了材料的抗高温疲劳性能。另外,高温过程中的氧化膜,在扩展初期对裂纹的萌生和扩展具有一定的抑制作用。
【学位授予单位】：江苏大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V261;TG668;TG132.3
【图文】：

发动机材料,镍基合金

早在上世纪 60 年代，美国就开始在军用飞机的发动机压气机等关键部件上大规模使用 IN718 镍基合金，到 70 年代中期，IN718 始投放到民用飞机发动机领域。目前，在航空发动机上已大量采用合金作为制造压气机盘、压气机轴、压气机叶片、涡轮盘、涡轮轴、件等的主要材料[13-14]。一项统计表明，在 GE 生产的 CF6 发动机中，IN718 镍基合金所占质 34%；而在 PW4000 发动机中，IN718 镍基合金所占比例约为所有如图 1.1 所示。另一项数据表明，自 1995 年起，GE 所有发动机产转类零部件材料，IN718 镍基合金所占比例始终保持在 60%以上，并增加的趋势，这说明 IN718 镍基合金的研发对于航空发动机工业有着作用。然而，由于长时间在高温、高转速、高振幅工况下服役，发动易发生蠕变断裂、疲劳断裂等故障。据统计，因航空涡轮发动机涡轮导致的年报废率高达 25%[15]。随着对发动机推重比性能要求的日益机械热端件使用温度将逐渐提高，高温合金的应用面临着越来越严进一步提高其耐高温性能将成为 IN718 镍基合金研究的焦点。

高温疲劳,裂纹扩展机制,镍基合金,涡轮盘

700 ℃时的裂纹扩展速率略大，但断裂模式均为晶间断裂，这的加载方式和温度范围都会对裂纹扩展的模式产生巨大影响。热暴露时间是另一个影响高温疲劳行为的重要因素。Jeong 等[19]在0 ℃下观察不同热暴露时间对 IN718 镍基合金涡轮盘疲劳裂纹扩展行，发现当应力强度因子幅值ΔK 较低时，IN718 镍基合金的疲劳裂纹扩降低，同时，裂纹扩展速率 da/dN 随保温时间 t 的延长而加快（图 1afsson 等[20]的研究也表明，温度和保温时间是决定疲劳破坏区面积的如果将保温过程中的裂纹扩展和“卸载-再加载”过程中的裂纹扩展区出现晶界的脆化。随后，Gustafsson 团队又对过载条件下持久高温疲了测试，发现即使很小的过载也会对裂纹扩展速率产生较大的影响，可区，试样对载荷十分敏感[21]（图 1.3）。此外，应力状态在高温疲劳也必须考虑，在高频和低应力比下，裂纹尖端通常会出现穿晶裂纹扩频高应力比下则为晶间裂纹扩展模式。尽管上述研究均关注了裂纹扩展载环境的交互作用，但对于出现特定裂纹扩展行为的本质原因，如高温的演变、晶粒特性的改变等并未开展详细讨论。

保温温度,裂纹长度,δ相,镍基合金

图 1.3 保温温度为 550 ℃初始过载为 2.5%时裂纹长度随时间变化[21]Fig.1.3 Crack length vs. time during five cycles for HT test at 550 ℃with an initial overload of 2.5%际上，材料微观结构特性对 IN718 镍基合金疲劳裂纹扩展行为亦影响。IN718 镍基合金基体γ的主要元素组成为 Ni，当 Ni 含量为 50获得较高的屈服强度。γ"相为 IN718 镍基合金的主要强化相，其的点阵错配度可达 2.86%，从而实现共格应力强化，使得材料的屈提升。然而，IN718 镍基合金仅能服役于一定的高温范围（-253～7役温度的不断升高，亚稳态的γ"相将逐渐粗化，并失去和基体γ的，直至实现γ"相向δ相的转变。如图 1.4 所示，γ"相从基体析出时将变，形成大量堆垛层错，在热暴露过程中，δ相易于在 Ti、Nb 含量析出，首先在γ"相的层错上形核，并逐渐长大，将γ"相交割生成颗]，最终颗粒状δ相逐渐贯连成棒状，棒状δ相为脆性相且与基体γ无将严重降低材料在特定高温环境下的延展性和其他力学性能。

【参考文献】