【摘要】：激光噴丸強化(Laser Peening,LP)作為一項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)境下的疲勞裂紋擴展模型,通過對高溫疲勞斷口的宏微觀檢測,系統(tǒng)研究激光噴丸誘導(dǎo)的微觀結(jié)構(gòu)變化對高溫疲勞裂紋擴展性能的影響,并結(jié)合高溫氧化行為,揭示高溫氧化膜形成機制及其疲勞性能增益微觀機理。主要內(nèi)容有以下幾個方面:(1)研究IN718鎳基合金高溫疲勞過程中,蠕變-疲勞-氧化損傷交互作用機制,闡述典型試樣高溫疲勞斷裂的宏微觀過程;分析激光噴丸誘導(dǎo)的應(yīng)力強化和組織強化效應(yīng),并結(jié)合激光噴丸誘導(dǎo)的位錯增殖和高溫析出,探討溫度和超高應(yīng)變率交互作用的高溫疲勞增益機理;以激活熵、晶粒尺寸、位錯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,以IN718鎳基合金單聯(lián)中心孔試樣為例,進行激光噴丸處理試樣的高溫疲勞裂紋萌生壽命、裂紋擴展壽命及高溫全壽命估算;探討激光噴丸強化對IN718鎳基合金高溫氧化動力學(xué)的影響,建立應(yīng)力與高溫氧化耦合條件下疲勞裂紋擴展模型。(2)開展不同激光功率密度下的激光噴丸試驗,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,研究激光噴丸誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力在高溫保持過程中的松弛規(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)致的位錯運動是殘余壓應(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,研究不同激光功率密度和服役溫度對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角度,結(jié)合疲勞裂紋源區(qū)、疲勞裂紋擴展區(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IN718鎳基合金斷裂特性的影響,揭示激光噴丸強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重要因素。(4)分析IN718鎳基合金高溫疲勞過程中的氧化行為,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,揭示高溫氧化膜對疲勞裂紋擴展特性的影響規(guī)律;研究超高應(yīng)變率激光噴丸作用下,材料表層強烈塑性形變誘導(dǎo)的晶粒細(xì)化和位錯增殖等微觀組織強化效應(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;探討高溫疲勞過程中,斷口附近強化區(qū)內(nèi)晶粒組織、位錯組態(tài)和強化相的演變規(guī)律及其對裂尖塑性區(qū)的損傷模式與裂紋擴展速率的影響,揭示激光噴丸改善高溫服役件疲勞性能的微觀組織強化機理。結(jié)果表明,激光噴丸誘導(dǎo)的位錯密度的增大以及細(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,生成的新的位錯結(jié)構(gòu),如位錯墻、位錯胞等與γ'相強化顆粒形成了特有的“位錯-析出相”纏結(jié),從而對運動位錯產(chǎn)生釘扎效應(yīng),最終提高了材料的抗高溫疲勞性能。另外,高溫過程中的氧化膜,在擴展初期對裂紋的萌生和擴展具有一定的抑制作用。
【學(xué)位授予單位】：江蘇大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V261;TG668;TG132.3
【圖文】：

早在上世紀(jì) 60 年代，美國就開始在軍用飛機的發(fā)動機壓氣機等關(guān)鍵部件上大規(guī)模使用 IN718 鎳基合金，到 70 年代中期，IN718 始投放到民用飛機發(fā)動機領(lǐng)域。目前，在航空發(fā)動機上已大量采用合金作為制造壓氣機盤、壓氣機軸、壓氣機葉片、渦輪盤、渦輪軸、件等的主要材料[13-14]。一項統(tǒng)計表明，在 GE 生產(chǎn)的 CF6 發(fā)動機中，IN718 鎳基合金所占質(zhì) 34%；而在 PW4000 發(fā)動機中，IN718 鎳基合金所占比例約為所有如圖 1.1 所示。另一項數(shù)據(jù)表明，自 1995 年起，GE 所有發(fā)動機產(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，這說明 IN718 鎳基合金的研發(fā)對于航空發(fā)動機工業(yè)有著作用。然而，由于長時間在高溫、高轉(zhuǎn)速、高振幅工況下服役，發(fā)動易發(fā)生蠕變斷裂、疲勞斷裂等故障。據(jù)統(tǒng)計，因航空渦輪發(fā)動機渦輪導(dǎo)致的年報廢率高達 25%[15]。隨著對發(fā)動機推重比性能要求的日益機械熱端件使用溫度將逐漸提高，高溫合金的應(yīng)用面臨著越來越嚴(yán)進一步提高其耐高溫性能將成為 IN718 鎳基合金研究的焦點。

700 ℃時的裂紋擴展速率略大，但斷裂模式均為晶間斷裂，這的加載方式和溫度范圍都會對裂紋擴展的模式產(chǎn)生巨大影響。熱暴露時間是另一個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間對 IN718 鎳基合金渦輪盤疲勞裂紋擴展行，發(fā)現(xiàn)當(dāng)應(yīng)力強度因子幅值ΔK 較低時，IN718 鎳基合金的疲勞裂紋擴降低，同時，裂紋擴展速率 da/dN 隨保溫時間 t 的延長而加快（圖 1afsson 等[20]的研究也表明，溫度和保溫時間是決定疲勞破壞區(qū)面積的如果將保溫過程中的裂紋擴展和“卸載-再加載”過程中的裂紋擴展區(qū)出現(xiàn)晶界的脆化。隨后，Gustafsson 團隊又對過載條件下持久高溫疲了測試，發(fā)現(xiàn)即使很小的過載也會對裂紋擴展速率產(chǎn)生較大的影響，可區(qū)，試樣對載荷十分敏感[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，裂紋尖端通常會出現(xiàn)穿晶裂紋擴頻高應(yīng)力比下則為晶間裂紋擴展模式。盡管上述研究均關(guān)注了裂紋擴展載環(huán)境的交互作用，但對于出現(xiàn)特定裂紋擴展行為的本質(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 ℃初始過載為 2.5%時裂紋長度隨時間變化[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 IN718 鎳基合金疲勞裂紋擴展行為亦影響。IN718 鎳基合金基體γ的主要元素組成為 Ni，當(dāng) Ni 含量為 50獲得較高的屈服強度。γ"相為 IN718 鎳基合金的主要強化相，其的點陣錯配度可達 2.86%，從而實現(xiàn)共格應(yīng)力強化，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"相從基體析出時將變，形成大量堆垛層錯，在熱暴露過程中，δ相易于在 Ti、Nb 含量析出，首先在γ"相的層錯上形核，并逐漸長大，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】

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本文編號：2798667