科研之友
微信
新浪微博
Facebook
分享链接
摘要
目的 提高航空发动机叶片的抗疲劳性能。方法 采用高功率密度短脉冲激光冲击某型发动机TC17钛合金整体叶盘叶片模拟件，并采用飞秒激光在进气边预制缺口。通过扫描电子显微镜和透射电子显微镜表征激光冲击前后的表层微观组织。通过X射线衍射和三坐标测量仪分别测量激光冲击强化过程中的残余应力演变和宏观塑性变形，并由一阶弯曲振动疲劳对激光冲击强化效果进行评价。结果 激光冲击在TC17钛合金叶片表层诱导产生了高密度位错组织，但由于冲击次数的控制，未产生明显的晶粒细化效应。激光冲击叶盆面后，叶盆面呈现压应力状态，残余应力为330.5 MPa，叶背面呈现拉应力状态，其值为55.5 MPa。进一步激光冲击叶背面后，叶背面的拉应力转变为压应力，其值达到了267.0 MPa，叶盆面残余压应力减小，由330.5 MPa变为261.9 MPa。激光冲击叶盆面后，进气边与叶尖交点偏离初始位置0.119 1、0.129 1 mm；冲击叶背面后，位移偏离初始位置减小，分别为0.071 08、0.099 mm。激光冲击强化后，缺口振动疲劳寿命显著提升，平均循环次数由56 696周次增加到199 515周次，出现了明显的裂纹闭合效应。结论 激光冲击强化在TC17钛合金表层引入了高密度位错组织和双面贯穿式残余压应力，并将叶片宏观塑性变形控制在0.1 mm以内，在疲劳性能上获得了显著的提升。
-
单位中国航空制造技术研究院
