三种典型发动机用材料疲劳极限应力集中敏感性及喷丸的影响

王 欣，李旭东，宋颖刚，王 强，罗学昆， 艾莹珺，汤智慧，赵振业

(1．中国航发北京航空材料研究院，北京 100095;2．中国航发北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室，北京 100095;3．中国航发北京航空材料研究院 检测研究中心，北京100095)

三种典型发动机用材料疲劳极限应力集中敏感性及喷丸的影响

王 欣1，2，李旭东3，宋颖刚1，2，王 强1，2，罗学昆1，2， 艾莹珺1，2，汤智慧1，2，赵振业1

(1．中国航发北京航空材料研究院，北京 100095;2．中国航发北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室，北京 100095;3．中国航发北京航空材料研究院 检测研究中心，北京100095)

针对发动机用C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金，开展应力集中系数Kt=1和Kt=1.7条件下疲劳曲线研究，并研究喷丸对应力集中条件下疲劳极限的影响。结果表明：当应力集中系数由Kt=1提高到Kt=1.7时，C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金的107周次疲劳极限分别从757 MPa，366 MPa和566 MPa降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，说明上述三个高强度合金都存在明显的疲劳极限应力集中敏感性；喷丸强化后，Kt=1.7条件下的疲劳极限提高至597 MPa，297 MPa和530 MPa，说明喷丸有助于从工艺角度缓和高强度合金的疲劳极限应力集中敏感性；随着应力集中系数增加，TA29钛合金和FGH96粉末合金的105周次和107周次对应疲劳强度差也随之减小，喷丸处理能够使疲劳性能数据的分散性有所降低。

发动机典型材料；疲劳极限；应力集中敏感性；喷丸

随着航空发动机工业对推力、推重比或功重比要求的日益提高[1-2]，在发动机转子部件或关键定子部件的选材上越发注重采用耐温性更好、比强度更高的高强度材料[3-6]，以满足结构设计对于强度计算的需求。然而，由于装配、通气等各类需要，发动机零件设计有许多应力集中结构，如转接部位、止口、孔、键、槽等，这些结构都是强度部件的关键部位，容易发生疲劳失效。郭勇等[7]针对幅板和封严臂转接部位、崔福锦等[8]针对篦齿盘均压孔部位、荆甫雷等[9]针对涡轮盘榫槽部位的失效分析研究表明，应力集中结构的疲劳强度问题在发动机研制中需要特别关注。

表面形变强化是一种提高疲劳性能的工艺方法。作为航空工业应用最广泛的表面形变强化技术，喷丸强化[10]利用大量弹丸高速撞击金属表面，引入强化机制，是目前航空发动机转子部件的主要强化手段。许多文献都报道采用喷丸强化的方法可以显著提高合金的疲劳性能。在喷丸强化机制研究方面，Li等[11]采用自动动态非线性分析研究了喷丸形成的弹坑对于微观应力集中的影响，并预测了喷丸后的疲劳寿命；Child等[12]采用电子背散射衍射与X射线衍射对比，研究了喷丸对Udimet720合金的硬化作用和残余应力；Tan等[13]研究了多工序组合(铣削、抛光和喷丸)对于TC17合金残余应力场的影响；宋颖刚等[14]采用电子背散射衍射的方法研究了GH4169合金喷丸后的表面强化层，说明晶粒内部的变形是位错和孪晶共同作用的结果。在喷丸工艺方面，王强等[15]研究了喷丸对于TC4钛合金表面完整性和疲劳性能的影响，认为陶瓷弹丸比铸钢丸更能够保障钛合金的表面完整性；王欣等[16]研究了喷丸覆盖率对于Ti60合金高温疲劳性能的影响，认为过大的覆盖率对喷丸的强化效果有削弱作用。

在应力集中条件下的疲劳性能研究方面，赵振业[17-18]系统地研究了高强度合金的抗疲劳应用技术，提出了“抗疲劳制造”的概念，并采用表面强化技术在超高强度钢[19]上开展了验证。在材料确定的情况下，疲劳性能受到表面变质层和应力集中的双重影响[20-21]。本研究采用航空发动机转子用钢、钛合金和高温合金材料，研究Kt=1和Kt=1.7两种条件下的旋转弯曲疲劳寿命曲线，分析应力集中对于三种典型材料疲劳极限的影响以及喷丸对于应力集中疲劳极限的增益作用。

1 实验材料与方法

考虑到航空发动机转子部件是疲劳多发件，因此，研究材料均为转子用材，包括C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金。C250钢是CFM56发动机涡轮轴的主要材料[22]，三种材料的基本力学性能如表1所示，成分和热处理方法详见文献[22-23]。

C250钢试样在轴类锻件上轴向取样，TA29钛合金和FGH96粉末合金在盘锻件上弦向取样。采用线切割、车削、圆磨/螺纹磨的方法加工光滑(Kt=1)/缺口(Kt=1.7)旋转弯曲疲劳试样，如图1所示。在缺口疲劳试样完成加工后，一组直接进行疲劳实验，另一组经过喷丸后进行疲劳实验，喷丸的工艺参数如表2所示。光滑疲劳试样直接进行疲劳实验。C250钢进行室温旋转弯曲疲劳实验，实验方法按照HB 5152—1996；TA29合金进行高温旋转弯曲疲劳实验，温度为600 ℃；FGH96粉末合金进行高温旋转弯曲疲劳实验，由于实验条件原因，Kt=1条件下实验温度为600 ℃，Kt=1.7条件下实验温度为650 ℃，考虑该合金在600～650 ℃之间没有相转变点，且力学性能相差很小，实验过程符合HB 5153—1996。特别说明，本工作疲劳实验主要研究107周次的条件疲劳极限，而105周次的疲劳强度是从疲劳寿命随周次变化的图2～7中近似获得，不能作为确切的强度值。

表1 三种材料的力学性能Table 1 Mechanical properties of the three kinds of materials

表2 喷丸方法Table 2 Shot peening method

2 结果与分析

2.1加工状态的疲劳极限应力集中敏感性

图2为C250钢室温状态光滑(Kt=1)和应力集中(Kt=1.7)条件下磨削状态的疲劳寿命增益曲线。图3和图4分别为TA29钛合金在600 ℃与FGH96粉末合金光滑(Kt=1，600 ℃)和应力集中(Kt=1.7，650 ℃)条件下原始磨削状态的疲劳寿命增益曲线。图中每一个点为一件试样在确定应力下的疲劳寿命。对比图2～4可见：(1)当应力集中系数由Kt=1提高到Kt=1.7时，三种合金的107周次条件疲劳极限明显下降，C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金的条件疲劳极限分别从757 MPa，366 MPa和566 MPa，降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，降低幅度达到30.5%，34.4%和17.6%；(2)计算疲劳寿命为105周次和107周次的疲劳强度之差，当应力集中系数Kt=1时，C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金疲劳强度差分别为130 MPa，114 MPa，230 MPa，当应力集中系数提高到Kt=1.7时，疲劳强度差分别为170 MPa，25 MPa，95 MPa。

由此可知：(1)研究的三种合金均存在明显的疲劳极限应力集中敏感性，当Kt=1提高到Kt=1.7时，结构钢C250和钛合金TA29疲劳极限显著下降，降低幅度都在30%以上，镍基合金FGH96降幅相对小；(2)对于钛合金TA29和粉末合金FGH96，当Kt=1提高到Kt=1.7时，疲劳寿命从105周次提高到107周次，对应的强度差明显减小，而结构钢C250未观察到此类现象。在实际零件服役中：(1)表现为应力集中关键部位的疲劳性能不佳，若强度设计不当，会造成零件应力集中部位在低循环实验的较短周次或服役的较短时间内发生疲劳失效；(2)表现为在应力集中条件下，当外加载荷增大的情况下，钛合金和高温合金零件疲劳寿命显著缩短，造成钛合金和高温合金零件关键部位的服役寿命的分散性大。选择了缺口半径尺寸较大的Kt=1.7试样，缺口直径1.5 mm，按照HB/Z 26—2011，可以接受半径小于0.75 mm的弹丸喷丸。而实际零件的强度计算中，部分区域如榫槽、榫头、孔边等部位应力集中系数都超过了Kt=1.7，应力集中将导致上述部位的疲劳问题显著。

2.2喷丸对疲劳极限应力集中敏感性的影响

图5为C250钢喷丸强化前后室温应力集中(Kt=1.7)条件下疲劳寿命增益曲线。图6和7分别为喷丸强化前后TA29钛合金在600 ℃和FGH96粉末合金在650 ℃下应力集中(Kt=1.7)条件下疲劳寿命增益曲线。对比图5～7可见：(1)对于应力集中系数Kt=1.7的试样，经过喷丸强化后，疲劳性能显著提高，C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金的条件疲劳极限分别从526 MPa，240 MPa和465 MPa，提高到597 MPa，297 MPa和530 MPa，提高幅度达到13.4%，23.8%和13.9%；(2)当应力集中系数Kt=1.7时，疲劳寿命从105周次提高到107周次， C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金喷丸疲劳强度之差分别为300 MPa，70 MPa和120 MPa，较原始Kt=1.7状态均有所提高。

由此可得：(1)喷丸强化显著提高合金应力集中结构的疲劳性能，从工艺方面缓解合金的疲劳极限应力集中敏感性，然而对于本研究的三种合金材料、实验温度和疲劳模式，仅依靠喷丸强化无法实现喷丸后应力集中下疲劳极限与不喷丸的光滑试样相当，即完全消除合金的疲劳极限应力集中敏感性；(2)喷丸强化方法可能有助于降低钛合金零件疲劳寿命分散度。喷丸强化改善了合金试样的表面状态。由图2～7综合认为，在材料确定的前提下，应力集中状态和表面状态决定了构件的疲劳性能。

研究认为[24]，喷丸可以在应力集中部位引入“残余压应力集中”，更好地抵抗大应力外加载荷的作用；在应力集中部位喷丸时金属塑性流动受到限制更多，可产生位错密度增殖的组织[25]，也可提高疲劳裂纹萌生的门槛和提高裂纹扩展的激活能；另一方面，相比于结构应力集中系数，通常认为的喷丸不利因素——表面粗糙导致的微观应力集中，对疲劳性能的不利影响也有限。因此，对于应力集中结构，喷丸可引入强化作用以提高疲劳性能。应该说明，TC4钛合金喷丸后的Kt=1.7疲劳极限高于Kt=1原始状态[26](该文献采用了二次喷丸)。由此可以推断，经过表面强化后，是否能够从工艺角度消除高强度合金的疲劳极限应力集中敏感性，最终实现“无应力集中”状态[18]，还取决于表面强化工艺技术引入强化因素的影响、材料本身的属性(塑性、强度等)等。随着表面强化技术的发展，如孔挤压强化、激光冲击强化等新型技术将逐步应用于发动机部件的关键应力集中部位，通过工艺研究和应用研究，将有望真正实现“无应力集中”制造，保障发动机关键部件的可靠服役。

3 结论

(1)当应力集中系数由Kt=1提高到Kt=1.7时，C250钢、TA29钛合金和FGH96粉末合金的107周次条件疲劳极限分别从757 MPa，366 MPa和566 MPa，降低到526 MPa，240 MPa和465 MPa，说明上述三个高强度合金都存在明显的疲劳极限应力集中敏感性；喷丸强化后，Kt=1.7条件下的疲劳极限提高至597 MPa，297 MPa和530 MPa，说明喷丸有助于从工艺角度缓和高强度合金的疲劳极限应力集中敏感性。

(2)应力集中系数增加的同时，钛合金和粉末合金的105周次和107周次对应疲劳强度之差也随之减小，表现为当外加载荷增大幅度有限的情况下，钛合金和高温合金零件疲劳寿命显著缩短，钛合金和高温合金零件关键部位的服役寿命的分散性大；喷丸处理能够使疲劳实验数据的分散性有所降低。

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(责任编辑：徐永祥)

EffectofShotPeeningonFatigueLimitStressConcentrationSensitivityof3KindsofTypicalMaterialsforAeroengine

WANG Xin1,2, LI Xudong3, SONG Yinggang1,2, WANG Qiang1,2,LUO Xuekun1,2, AI Yingjun1,2, TANG Zhihui1,2, ZHAO Zhenye1

(1．AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China;2．Aviation Key Laboratory of Advanced Corrosion and Protection on Aviation Materials,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China;3．Testing Research Center for Aeronautical Materials,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China)

Fatigue curves of C250 steel,TA29 titanium alloy and FGH96 powder metallurgy (PM) superalloy with stress concentration coefficientsKt=1 andKt=1.7were investigated,and the effect of shot peening on the fatigue curve under the stress concentration condition was also studied.The results show that the 107conditional fatigue limits of C250 steel,TA29 titanium alloy and FGH96 PM superalloy decrease from 757 MPa,366 MPa and 566 MPa to 526 MPa,240 MPa and 465 MPa respectively while the stress concentration coefficients increase fromKt=1 toKt=1.7,indicating that the three kinds of high-strength materials have the stress concentration sensitivity of fatigue limit obviously.Moreover,after shot peening,fatigue limits rise to 597 MPa,297 MPa and 530 MPa respectively when the Kt is 1.7,which indicates that shot peening can mitigate fatigue limit stress concentration sensitivity of high-strength alloys from a technological point of view.On the other hand,the 105-cycle and 107-cycle strength difference of titanium alloy and PM superalloy is reduced with the increase of stress concentration coefficient,showing that shot peening can reduce the dispersion of fatigue test data.

typical materials for aeroengine;fatigue limit;stress concentration sensitivity;shot peening

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000097

TG668；TB31

A

1005-5053(2017)06-0102-06

2017-06-30；

2017-09-14

航空基金(2015ZF21017)；中航工业技术创新基金(2013E62137R)

王欣(1983—)，男，博士生，高级工程师，主要研究方向为抗疲劳的表面强化技术，(E-mail)rasheed990918@163.com。