0 引　言

先进高推重比航空发动机要求风扇/压气机叶片向轻量化和整体化发展，其材料广泛采用高强度、良好延展性和疲劳性能的钛合金。由于钛合金非常敏感，细小砂粒打伤形成的微小缺口会大幅降低疲劳强度，因此迫切需要提高缺口钛合金叶片疲劳强度^[1-2]。美国在高周疲劳国家研究计划中将激光冲击强化技术作为首位技术措施，提高叶片损伤容限15倍，成功解决F100/F110/F119等现役航空发动机风扇/压气机叶片疲劳断裂问题^[3]。

激光冲击强化技术是采用短脉冲(几十纳秒)、高峰值功率密度(>1 GW/cm²)激光辐照金属表面，表面涂覆的吸收保护层吸收激光能量后发生爆炸性气化蒸发，产生高压等离子体冲击波(>1 GPa)，冲击波的力效应使材料表层发生塑性变形，形成较深(>1 mm)的残余压应力，显著提高金属材料疲劳性能^[4]。目前研究主要集中于通过调整激光能量参数改善金属材料残余应力场分布，来提高其疲劳性能。文献[5]采用3、5和7 J能量激光对6061-T6铝合金进行强化，研究发现激光能量越大，试件表面产生的残余压应力值更大，截面区域更深，对疲劳裂纹扩展(Fatigue crack growth，FCG)速率的抑制效果更显著；文献[6]利用波长1 064 nm，脉冲宽度23 nm，脉冲能量20 J的钕玻璃脉冲激光器对AZ31B镁合金中心缺口试件强化处理，硬度较基体提高50%左右，强化区表面残余压应力值达到−126.3 MPa；文献[7]用脉冲能量4 J、脉冲宽度20 ns的激光参数强化TC17钛合金，冲击区疲劳强度最小值为340 MPa，最大值为381 MPa，分别比强化前提升了70%和4.4%；文献[8]设计了两种激光冲击路径强化7050-T7451铝合金拉伸件并选取较优方案。

综上，激光能量参数对疲劳性能的影响国内外已开展大量研究，涉及铝合金^[9]、不锈钢^[10-11]、镍基合金^[12]、钛合金^[13]等金属材料。但是关于激光冲击强化对钛合金疲劳裂纹扩展行为的研究较少。文中采用标准裂纹扩展CT试件，在裂纹扩展路径上布置两种不同的强化光斑，研究不同冲击方式裂纹扩展的规律，并从残余应力场分布和断口特征等方面分析激光冲击强化对裂纹扩展行为的影响机理，为航空发动机叶片等部件的强化工艺设计提供试验依据。

1 试件设计与试验方法 1.1 试件设计

试验采用TC17钛合金，是一种近β型α+β钛合金，其名义成分为Ti-5Al-4Mo-4Cr-2Sn-2Zr，该合金具有强度高，焊接性能好和机械加工性能良好等优点，适用于制造航空发动机压气机叶盘、叶片等构件^[14-15]，具体成分如表1所示。

按照国标^[16]要求设计疲劳裂纹扩展CT试件。采用线切割预制试件切口，切口长度18 mm，试件厚度为5 mm，具体尺寸如图1所示。

1.2 激光冲击强化试验

文中主要研究激光冲击对裂纹扩展阶段的影响，不考虑强化对疲劳裂纹萌生寿命的影响，保证裂纹扩展初始裂纹的一致性。因此，强化区边缘设置在距离切口2 mm的位置。试验过程中，瞬断区位于试件端部10 mm左右，由于激光冲击对材料瞬断区的断裂阻碍作用不明显^[17]，不对瞬断区进行激光冲击强化处理。因此，设置试件的强化区如图1中阴影部位，强化区域为19.8 mm×7.7 mm，全强化方案如图2(a)所示，间隔强化方案如图2(b)所示。

方案LP-1中激光冲击覆盖全部强化区域，强化路径如图2(a)所示，主要研究激光冲击强化对钛合金裂纹稳定扩展的影响。方案LP-2的强化参数和路径与LP-1相同，在强化区中央设计宽度2.2 mm的未强化间隙区，如图2(b)所示，主要研究未强化区对裂纹扩展行为的影响规律。

试件的激光冲击强化在型号为YS80-M165的成套设备上完成，采用的Nd：YAG激光器波长为1 064 nm，单脉冲能量为5 J，光斑直径为2.2 mm，光斑搭接率为50%，如表2所示。

1.3 疲劳裂纹扩展试验

强化试件的预制裂纹过程和疲劳裂纹扩展试验在室温(25 ℃)和空气介质的环境中进行。CT试件通过两个直径为10 mm的孔固定于MTS-370疲劳试验机的上下夹头(如图3所示)。

选用恒定最大应力强度因子为预制裂纹准则，施加最大值为2.5 kN的拉-拉正弦外载荷，通过降K法预制2 mm裂纹。预制裂纹的试验参数如表3所示。裂纹长度为尺检长度，由于加工误差，切口长度会有差异，为了使疲劳裂纹扩展试验均从a=10 mm处开始，因此每个时间的预制裂纹长度也对应不同。长度测量从加载线开始，a₀表示初始长度，mm，a为预制裂纹后裂纹长度，mm。Ks_max为初始最大应力强度因子，Ps_max表示初始外载力最大值，Ke_max表示预制裂纹后最终最大应力强度因子，Pe_max表示最终外载力最大值。

预制完裂纹后进行疲劳裂纹扩展试验，施加正弦拉-拉载荷，最大值为1.5 kN，应力比R为0.1。COD硅片夹头用来监控整个裂纹扩展试验全过程，疲劳裂纹扩展试验记录从预制裂纹尖端起始，穿过强化区，最终被拉断。通过试验将钛合金试件分为Untreated、LP-1、LP-2这3种状态，每种状态至少3个有效数据。

2 强化对疲劳性能的影响 2.1 疲劳裂纹扩展寿命

图4为不同状态TC17钛合金CT试件疲劳裂纹扩展寿命。其中，未强化试件(Untreated状态)裂纹平均扩展至32.0 mm时被拉断，LP-1、LP-2试件被拉断时的疲劳裂纹扩展平均长度分别为33和32.5 mm。

试验结果表明，经过激光冲击强化后的试件疲劳寿命相比于未强化试件得到了明显的提高，未强化试件的平均寿命为2.7×10⁵次，LP-1状态试件的平均寿命为5.8×10⁵次，LP-2状态试件5.1×10⁵次，激光冲击强化后试件的裂纹扩展寿命分别提高了2.14倍、1.90倍，由于LP-2中间有间隙未强化，裂纹扩展速率有增加，其寿命提升幅度减小。

2.2 疲劳裂纹扩展速率

稳定扩展区疲劳裂纹扩展速率da/dN与应力强度因子幅度∆K的双对数曲线满足线性关系，符合Paris公式^[18]：

其中，C′值代表截距，m值代表斜率，表示疲劳裂纹扩展速率增长的快慢程度。

根据Paris公式对LP-1强化前后试件裂纹稳定扩展区的da/dN-∆K的双对数曲线通过最小二乘法进行直线拟合，如图5所示。与未强化试件相比，LP-1强化后试件的da/dN-∆K双对数曲线下移，裂纹扩展速率降低，未强化和LP-1方案裂纹扩展曲线的C′和m值如表4所示。相比与未强化试件，LP-1试件的C′值减小，m值增大，与文献[19-20]关于激光冲击强化前后C′值与m值的变化规律一致。

按LP-2方案强化的试件稳定扩展区疲劳裂纹扩展速率da/dN与应力强度因子幅度∆K的双对数曲线如图6，不同区域裂纹扩展的C′和m值见表3。

由图6可知，在裂纹稳定扩展过程中，不同区域的扩展速率有明显的变化。其中，S-T区域裂纹扩展速率显著增大，此时斜率m值最大，约为LP-1方案m值的3倍。T-R区域裂纹扩展速率降低，并逐渐恢复到LP-1方案的扩展速率。

图6中裂纹扩展速率在S点开始增加，对应裂纹扩展至试件未强化区域的前端(图7中的S'点)，此时的裂纹长度为a=19.1 mm，其应力强度因子幅度 $\Delta K = 12.17 \,\, {\rm MPa}\sqrt m $ ；裂纹扩展的增长速率在T点开始稳定(图7中T'点)，对应的裂纹长度a=20.5 mm， $\Delta K = 13.21 \,\, {\rm MPa}\sqrt m $ ；裂纹扩展速率从R点逐渐降低，并趋于未强化状态，对应图7中的R'点，此时的应力强度因子幅度 $\Delta K \!=\! 14.48 \,\, {\rm MPa}\sqrt m $ ，裂纹长达a=21.3 mm。

3 强化试件的残余应力场分布特征及其影响

建立CT试件的ABAQUS有限元模型，对LP-1、LP-2方案强化的试件进行激光冲击强化动态模拟^[21]，获得残余应力分布云图，如图8所示。

激光冲击使材料表面产生残余压应力，LP-1方案的强化试件表面残余应力分布均匀，残余压应力最高可达−511.6 MPa。LP-2试件表面诱导产生的残余应力分布不均，残余压应力最大值为−512.0 MPa。从强化区域到未强化区域，试件表层的残余压应力逐渐转变成拉应力，最大值为82.4 MPa。

采用加拿大Proto公司的LXRD型X射线残余应力测试仪，从切口尖端开始沿裂纹扩展方向实测了强化后的残余应力值，理论计算与试验测试得到的残余应力值如图9所示，从图中可以看出，模拟计算与试验测试结果吻合良好。

沿裂纹扩展方向距离切口尖端6 mm区域的残余应力随深度方向的分布结果如图10所示，残余压应力主要分布在近表层，且最大残余压应力出现在试件表面。残余压应力随距离表面深度的增加而减小，影响深度约0.9 mm。双面冲击后两面压应力层厚度占到截面的36%，对表层裂纹尖端扩展有明显的延缓作用，同时也对次表层裂纹尖端的继续扩展起到较好的限制作用，使得裂纹扩展速率减小。

由图5、6可知，未强化试件的初始应力强度因子幅度∆K为 ${\rm{8}}.{\rm{8 \; MPa}}\sqrt {m} $ ，裂纹扩展速率da/dN为1.9×10⁻⁵ mm/次，LP-1、LP-2强化后的试件∆K分别为7.1和 $7.2 \; {\rm{MPa}}\sqrt {m} $ ，其对应的da/dN值分别为1.5×10⁻⁵和1.6×10⁻⁵ mm/次，相比未强化试件裂纹扩展速率均减小，分别降低24%和15%。这说明在裂纹稳定扩展过程中，应力强度因子幅度较低时，激光冲击强化在材料表面残留的压应力可有效降低钛合金试件承受交变载荷作用的拉应力水平从而降低裂纹尖端的应力强度因子幅度，激光强化诱导的残余压应力能够促使裂纹产生闭合效应^[22−23]，从而减小疲劳裂纹扩展的驱动力，阻碍其扩展，并且抑制新裂纹的产生。

在疲劳裂纹扩展后期，如图5所示，LP-1试件裂纹扩展后期强化效果降低，当∆K增长至 ${\rm{35}}\;{\rm{MPa}}\sqrt m $ 左右时，试件激光冲击强化前后的疲劳裂纹扩展速率一致，这是由于在裂纹扩展后期应力强度因子幅度大，而疲劳裂纹持续的动态扩展引起裂纹尖端的残余应力松弛，因此激光冲击的强化效果逐渐减弱。结合图6和图9中数据进行分析，LP-2试件疲劳裂纹扩展速率开始迅速增加的S点，所对应的试件表面残余拉应力为81.2 MPa，几乎是残余拉应力产生的最大值点；扩展速率开始稳定的T点，所对应的试件表面残余压应力为−456 MPa，此时试件表面残余应力开始走向平稳；扩展速率开始降低的R点，对应的试件表面残余压应力为−434 MPa，已经进入稳定的残余压应力区域。强化间隙区强化间隙区域发生裂纹扩展速率的迅速增长是由于强化区残余拉应力的形成。因此，强化形成的残余应力状态是影响疲劳裂纹扩展的重要因素。

4 断口形貌特征

图11所示为两种不同区域激光冲击强化试件疲劳断口的宏观形貌及高倍扫描电子显微镜(SEM)微观组织观察图。

由图11(a)可知，LP-1试件的裂纹扩展中期(强化区域)疲劳条带细密，说明疲劳裂纹在单位循环周次下向前扩展的距离小，即扩展速率低。由图11(b)可知，LP-2试件在裂纹扩展中期未强化区域的疲劳条带间距较大，在疲劳裂纹扩展区主要为小平面和较少的二次裂纹特征；随着裂纹扩展越过未强化与强化区域交界处后，疲劳断口变得光亮平整，并出现大量的二次裂纹特征，消耗了大量的能量，降低了裂纹扩展速率。

5 微观组织

为反映激光冲击强化前后试件表层显微组织的变化，对强化处理前后的钛合金试片通过透射电镜进行观察与分析。选取的试验区域如图1所示。图12为不同强化方案处理试件表层微观组织的透射电镜(TEM)图。

如图12所示，两种激光冲击强化方案下都会使材料表层形成高密度位错或位错胞等结构，这是因为激光诱导冲击波作用下具有高层错能的TC17钛合金主要是通过位错增殖和滑移等方式进行塑性变形，在后续冲击波驱动下大量增殖的位错会在滑移阻力大的位置集聚而形成高密度位错，且当高密度位错发生部分湮灭和重排而演变为位错墙，将原始晶粒切割为几个位错胞结构。这些高密度位错和位错胞结构的位错密度都非常高，根据位错强化理论可知，位错密度越高，材料屈服强度越高，疲劳过程中循环滑移程度随之降低，显著提高裂纹形成寿命；同时，裂纹扩展阻力也会随位错密度增大而升高，从而一定程度上延缓裂纹的扩展，提高金属的抗疲劳性能。

6 结　论

(1) 两种不同激光冲击强化方案可有效提高TC17钛合金试件的疲劳寿命，与未强化相比，LP-1和LP-2方案试件的疲劳寿命分别提高了2.14倍和1.90倍。且裂纹稳定扩展速率(da/dN)分别降低了24%和15%。

(2) 由于激光冲击强化诱导产生高数值残余压应力的作用，裂纹尖端的有效应力强度因子减小，从而降低裂纹扩展速率；中间未强化区域由于存在残余应力由压应力向拉应力的突变，因此，裂纹扩展速率显著升高，相应疲劳条带也明显变稀，而后续的强化产生的残余压应力又将抑制裂纹的扩展。