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FEATURE随着气动热力学、结构力学和材料科学等的飞速发展，“较高的性能、良好的经济性、极好的环保特性和很高的可靠性”已经成为大涵道比涡扇发动机研制的主要目标，而“较高的推重比、较低的油耗、较少的信号特征、极高的可靠性”已经成为小涵连续纤维增强的金属基复合材料部件在航空涡扇发动机上的应用Application of Continuous Fiber Reinforced Metal Matrix Composite Componenton Turbofan Aeroengine中航工业沈阳发动机设计研究所 梁春华连续纤维增强MMC 在航空涡扇发动机部件上的应用，不仅是复合材料本身发展的需要，更是航空涡扇发动机增推减质的需要。
M M C，特别是钛基和钛铝基复合材料已经成为航空发动机技术先进国家在航空涡扇发动机中低温部件上广泛探索研究的结构材料。
随着材料制备和加工技术的发展和成熟，M M C 的性能将得到不断提高，相信在航空涡扇发动机部件的应用将在不久的未来能够实现。
道比加力涡扇发动机研制的主要目标。
研究表明，在不改变目前航空涡扇发动机结构布局的前提下，上述目标要想取得突破，创新的材料方案是极其关键的因素。
由于具有优良的比强度、比刚度、耐温性、结构稳定性和质量等性能，M M C（M e t a l M a t r i x C o m p o s i t e s ,金属基复合材料）已经成为航空涡扇发动机高性能中温部件的重要候选材料。
多年来，世界知名的航空发动机设计与制造商针对M M C，特别是连续纤维增强的M M C 在航空涡扇发动机压气机转子/静子叶片、整体叶环、机匣、低压轴、排气喷管作动筒等零部件上的应用，已经进行了广泛的探索和研究，并取得了很大的进展。
连续纤维增强的MMC 在航空涡扇发动机部件上的应用早在20世纪60年代初期，连续纤维增强的M M C 在航空涡扇发动机上的应用研究工作就已经开始，40多年来已经取得了显著的进展，目前在有些领域已经接近实际应用的水平。
2023 年第 43 卷航 空 材 料 学 报2023，Vol. 43第 5 期第 84 – 96 页JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS No.5 pp.84 – 96航空发动机复合材料声衬声学模型构建及吸声性能仿真杨智勇1, 侯 鹏2, 蒋文革1, 杨 磊3, 左小彪1,耿东兵1, 朱中正3, 李 华3*（1．航天材料及工艺研究所，北京 100076；2．沈阳发动机研究所，沈阳 110015；3．上海交通大学 材料科学与工程学院，上海 200240）摘要：声衬是降低发动机噪声的重要组件。
本工作计算不同流场状态下管道模态声源特征，并以此作为Actran软件背景流场计算及声传播计算的输入边界，建立声传播模型，研究单自由度声衬与双自由度声衬消音板孔直径、孔间距、蜂窝高度和消音板厚度4种结构参数对吸声效果的影响规律。
仿真结果表明：两种自由度声衬都表现出在一定孔直径范围内穿孔直径越小，吸声性能越好的现象；孔间距、蜂窝高度和消音板厚度对吸声性能的影响随频率变化；在2500 Hz以上双自由度声衬耗散功率较大，吸声效果好。
通过在流管实验对比验证，比较不同结构声衬在不同激励源下的传递损失，得到合理可信的仿真方法。
关键词：声衬；单自由度；双自由度；降噪量doi：10.11868/j.issn.1005-5053.2022.000151中图分类号：V231 文献标识码：A 文章编号：1005-5053(2023)05-0084-13Construction of acoustic model and simulation of sound absorption ofaero-engine composite acoustic linerYANG Zhiyong1, HOU Peng2, JIANG Wenge1, YANG Lei3, ZUO Xiaobiao1,GENG Dongbing1, ZHU Zhongzheng3, LI Hua3*（1. Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China；2. Shenyang Engine Research Institute, Shenyang 110015, China；3. School of Materials Science and Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China）Abstract: Acoustic liner is an important component to reduce engine noise. In this work, the modal sound source characteristics of the pipeline under different flow fields were calculated and used as the input boundary for the background flow field calculation and sound propagation calculation of the Actran software, thereby establishing the sound propagation model. The influences of four structural parameters on the sound absorption effect of the muffler plate hole diameter, hole spacing, honeycomb height, and muffler plate thickness in the single-DOF acoustic liner and the double-DOF acoustic liner were studied respectively. The simulation results show that both degrees of freedom acoustic liners exhibit the phenomenon that the smaller the perforation diameter, the better the sound absorption performance within a certain range of hole diameter. The effects of hole spacing, honeycomb height, and muffler thickness on the sound absorption performance are varied with frequency, the double-DOF acoustic liner above 2500 Hz has large dissipation power and good sound absorption effect. Through the contrast verification in the flow tube test, the transmission loss of the acoustic liner of different structures under different excitation sources is compared, and a reasonable and credible simulation method is obtained.Key words: acoustic liner；single-DOF；double-DOF；noise reduction amount随着全球范围内民用航空业的快速发展，飞机噪声问题越来越受到重视，飞机的噪声标准也日趋严格[1-2]。
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测高继昆1，闫峰1，何小妹2，德晓薇1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015； 2.航空工业北京长城计量测试技术研究所，北京 100095）摘要：为了解决航空发动机涡轮叶片气膜孔几何特征参数有效检测手段缺乏、测量结果一致性差的问题，设计并搭建了基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测系统，提出了利用该系统对涡轮叶片气膜孔进行测量的方法，通过试验进行了方法验证。
搭建的系统为多传感器测量系统，具备叶片接触与非接触测量、空间姿态定位及3D投影能力，实现了涡轮叶片全范围气模孔的测量。
在试验中，选取高压涡轮叶片作为被测物体，应用该测量系统对叶片上的气膜孔进行了测量，计算得到了气膜孔直径、轴线角度及位置度的准确信息。
结果表明：通过测量不确定度的分析评定可知，该系统对气膜孔直径、位置度的测量不确定度均小于0.01 mm，完全满足设计公差对测量仪器的精度要求，可以用于涡轮叶片气膜孔工程化测量。
关键词：涡轮叶片；气膜孔；几何特征参数；光纤复合测量技术；接触测量；非接触测量；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.019Inspection of Turbine Blade Film Cooling Holes Based on Fiber OpticMulti-sensor Measurement TechniqueGAO Ji-kun1， YAN Feng1， HE Xiao-mei2， DE Xiao-wei1（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2. Changcheng Institute of Metrology and Measurement，Beijing 100095，China）Abstract：In order to solve the problems of lacking effective inspection means and poor consistency of measurement results for aeroengine turbine blade film cooling hole geometrical feature parameters, an inspection system for turbine blade film cooling holes was designed and established based on fiber optic-based multi-sensor measurement technique. The measurement method of the film cooling holes using the system was proposed, and verified by measurement practices. The system is a multi-sensor measurement system with the ability of contact and non-contact measurement, spatial attitude positioning, and 3D projection, realizing measurement of film cooling holes over the entire turbine blade. A high-pressure turbine blade was selected for conducting the film cooling hole measurement by using the measurement system. Accurate geometrical feature parameters of the film cooling holes were calculated, including their diameters, axis angles, and position. The results show that through measurement uncertainty analysis and evaluation, uncertainties of the diameters and the positions are both less than 0.01mm, which fully meets the accuracy requirements of the measuring instrument derived from the design tolerances, and the system can be used for the inspection of the film cooling hole of the turbine blade.Key words：turbine blade; film cooling hole; geometrical feature parameter; fiber optic multi-sensor measurement technique; contact measurement; non-contact measurement; aeroengine0 引言涡轮叶片作为航空发动机关键部件之一，其气膜孔测量技术的精度和效率对于提高发动机性能和稳定性具有重要意义[1]。
航空发动机研制中的线性摩擦焊摘要：本文阐述了线性摩擦焊技术的原理、应用和优点，介绍了其发展的国内外现状，论述了航空发动机研制中应用线性摩擦焊技术将面临的问题及解决措施。
关键词：线性摩擦焊技术；优点；问题；解决措施1 线性摩擦焊技术简介1.1原理线性摩擦焊是摩擦焊技术的一种，属于压力焊或固相焊接的范畴，焊接原理是两焊件在轴向压力作用下沿焊接面上某一方向以一定的振幅和频率作直线往复相对运动，产生大量摩擦热使焊接面软化形成粘塑性金属层，并不断被挤出形成飞边，当接头达到一定缩短量时两焊件迅速对中并施加顶锻压力完成焊接。
工件接触面摩擦产热，待焊金属在压力作用下，通过界面组织动态再结晶形成锻造焊缝。
1.2应用线性摩擦焊主要用于航空发动机整体叶盘、飞机结构件的焊接。
1.3优点线性摩擦焊技术具有摩擦焊接技术的优质、高效、节能及环保等共同优点。
其与旋转摩擦焊相比，能够实现非轴对称复杂截面的固相连接，焊接范围更广；焊接界面整体加热和受力均匀，实心零件焊接质量更高。
加工过程可节约大量贵金属材料，生产效率高；可实现不同材料或同材料不同组织零件的焊接，得到双合金/双性能整体组件；可对损坏的单件进行快速修理；避免了熔焊方法易出现的偏析、裂纹、气孔等缺陷，接头力学性能接近甚至超过母材等优点。
1.4工艺过程线性摩擦焊工艺过程分为压紧、摩擦、顶锻、保持四个阶段。
待焊件被轴向压力对中压紧；焊件作线性往复相对运动，焊接面摩擦产热；摩擦热使焊接面软化形成粘塑性金属层，塑性金属不断被挤出；达到一定缩短量时迅速对中并施加顶锻压力完成焊接。
这四个阶段依次发生，前一个阶段的充分进行是下个阶段正常发生的前提和保证。
1.5设备我国随着基础装备制造业的发展有了长足进步，由原来只能生产轴向摩擦焊设备，到可生产轴向、径向、线性、搅拌摩擦焊设备。
生产单位发展到近20家，年产近500台套。
我国虽是摩擦焊设备制造大国，但不是制造强国，关键零部件仍依赖进口，且存在产能严重过剩，质量良莠不齐的问题。
２０２１年３月第４９卷第６期机床与液压ＭＡＣＨＩＮＥＴＯＯＬ＆ＨＹＤＲＡＵＬＩＣＳＭａｒ．２０２１Ｖｏｌ ４９Ｎｏ ６ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ ｉｓｓｎ １００１－３８８１ ２０２１ ０６ ０３１本文引用格式：黄旭，张家诚，练国富，等．超高速激光熔覆研究现状及应用［Ｊ］．机床与液压，２０２１，４９（６）：１５１－１５５．ＨＵＡＮＧＸｕ，ＺＨＡＮＧＪｉａｃｈｅｎｇ，ＬＩＡＮＧｕｏｆｕ，ｅｔａｌ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＴｏｏｌ＆Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０２１，４９（６）：１５１－１５５．收稿日期：２０２０－０８－２５基金项目：福建工程学院科研启动基金（ＧＹ⁃Ｚ１８１６３）；福建省增材制造创新中心开放基金（ＺＣＺＺ２０⁃０４）；第三批福建省特殊支持 双百计划 人才项目（闽委人才２０１８－５号）作者简介：黄旭（１９８６ ），男，博士，讲师，主要研究方向为激光增材制造㊂Ｅ－ｍａｉｌ：ｈｕａｎｇｘｕ＠ｆｊｕｔ ｅｄｕ ｃｎ㊂超高速激光熔覆研究现状及应用黄旭，张家诚，练国富，江吉彬，周梦宁（福建工程学院机械与汽车工程学院，福建福州３５０１１８）摘要：超高速激光熔覆是一种新兴的表面处理技术㊂介绍超高速激光熔覆技术，综述国内外超高速激光熔覆技术的研究现状，目前研究热点包括熔覆工艺优化㊁组织性能产生机制以及过程模拟；列举了超高速激光熔覆技术在工业生产中的应用，主要包括替代硬铬电镀对大型液压缸表面进行修复㊁汽车制动盘涂层的制备以及快速金属增材制造㊂并基于目前的研究现状和应用对后续发展进行了展望，未来主要的研究热点将聚焦平面及自由曲面的超高速激光熔覆设备的研制㊁新型熔覆材料的研发㊁裂纹控制机制的探讨以及超高速激光熔覆技术结合增材制造的进一步研究㊂关键词：超高速激光熔覆；研究现状；增材制造中图分类号：ＴＧ１７４ ４ＲｅｓｅａｒｃｈＳｔａｔｕｓａｎｄＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆＥｘｔｒｅｍｅＨｉｇｈＳｐｅｅｄＣｌａｄｄｉｎｇＨＵＡＮＧＸｕ，ＺＨＡＮＧＪｉａｃｈｅｎｇ，ＬＩＡＮＧｕｏｆｕ，ＪＩＡＮＧＪｉｂｉｎ，ＺＨＯＵＭｅｎｇｎｉｎｇ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌ＆ＡｕｔｏｍｏｔｉｖｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＦｕｊｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ＦｕｚｈｏｕＦｕｊｉａｎ３５０１１８，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇｉｓａｎｅｗｓｕｒｆａｃｅｔｒｅａｔｍｅｎｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｔｈｅｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｗａｓｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ．Ｉｔｓｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓａｔｈｏｍｅａｎｄａｂｒｏａｄｗａｓｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．Ａｔｐｒｅｓｅｎｔ，ｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｆｏｃｕｓｅｄｏｎｔｈｅｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｃｌａｄｄｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓ，ｔｈｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｐｒｏｃｅｓｓｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．Ｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｎｉｎｄｕｓｔｒｉａｌｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎｗｅｒｅｌｉｓｔｅｄ，ｉｔｍａｉｎｌｙｉｎｃｌｕｄｅｄｒｅｐｌａｃｉｎｇｈａｒｄｃｈｒｏｍｉｕｍｐｌａｔｉｎｇｔｏｒｅｐａｉｒｔｈｅｓｕｒｆａｃｅｏｆｌａｒｇｅｈｙｄｒａｕｌｉｃｃｙｌｉｎｄｅｒ，ｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎｏｆａｕｔｏｍｏｂｉｌｅｂｒａｋｅｄｉｓｃｃｏａｔｉｎｇａｎｄｒａｐｉｄｍｅｔａｌａｄｄｉｔｉｖｅｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｒｅ⁃ｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ，ｔｈｅｆｕｔｕｒｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｗａｓｐｒｏｓｐｅｃｔｅｄ．Ｉｎｔｈｅｆｕｔｕｒｅ，ｔｈｅｍａｉｎｒｅｓｅａｒｃｈｗｉｌｌｆｏｃｕｓｏｎｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇｅｑｕｉｐｍｅｎｔｆｏｒｐｌａｎｅａｎｄｆｒｅｅ⁃ｆｏｒｍｓｕｒｆａｃｅ，ｒｅｓｅａｒｃｈａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｎｅｗｃｌａｄｄｉｎｇｍａｔｅｒｉａｌｓ，ｄｉｓｃｕｓ⁃ｓｉｏｎｏｎｃｒａｃｋｃｏｎｔｒｏｌｍｅｃｈａｎｉｓｍ，ａｎｄｆｕｒｔｈｅｒｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈａｄｄｉｔｉｖｅｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇ；Ｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓ；Ａｄｄｉｔｉｖｅｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ０㊀前言在航空航天㊁石油天然气㊁汽车㊁造纸等各个领域，为了实现轴辊类零件的表面硬度㊁耐腐蚀性㊁耐磨性强化或尺寸修复，硬铬电镀是一种广泛使用的标准工艺㊂然而，硬铬电镀耗能大，且对环境污染非常严重，常用的ＣｒＯ３（也称为Ｃｒ６＋）毒性极高，是一种致癌物质［１］㊂因此，世界各国相继出台法规对电镀工艺进行限制，例如在我国，党的十九大报告提出：要构建市场导向的绿色技术创新体系，推进资源全面节约和循环利用㊂在欧洲，欧盟自２０１７年９月后只有在特别授权的情况下才可以使用硬铬电镀工艺［２］㊂当前，表面处理技术的应用市场非常广阔，对电镀工艺的限制意味着需要其他工艺来替代硬铬电镀㊂常见的表面涂层制备技术有热喷涂［３］㊁激光熔覆［４－５］等㊂在替代硬铬电镀方面，采用热喷涂技术制备的涂层与基体的机械结合能力较差，涂层与基体间易产生裂纹，从而引发涂层剥落等状况；采用激光熔覆技术制备的涂层与基体之间呈冶金结合，但通常情况下其涂层厚度较大，制备的效率较低，在对薄壁或小尺寸零件进行熔覆时，相对较大的热输入会使工件发生收缩和变形［６－７］㊂因此，热喷涂和激光熔覆仅在少数场合下才能取代硬铬电镀㊂在这种情况下，限制电镀带来的市场空白势必会引发新技术的变革㊂德国弗劳恩霍夫激光技术研究所（ＦｒａｕｎｈｏｆｅｒＩＬＴ）和亚琛工业大学（ＲＷＴＨＡａｃｈｅｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ）的研究人员于２０１３年开始研究［８］，并在２０１７年成功研发了一种用于涂层和修复金属部件的工艺 超高速激光熔覆技术［９］㊂超高速熔覆技术一经提出，就被大量学者和研究人员关注，逐步替代原有的硬铬电镀工艺，并且应用领域逐渐拓展，延伸到了汽车零部件涂层制备㊁金属增材制造等场合㊂１㊀超高速激光熔覆介绍超高速激光熔覆，德文缩写为ＥＨＬＡ，英文为ＥｘｔｒｅｍｅＨｉｇｈＳｐｅｅｄＣｌａｄｄｉｎｇ，是采用同步送粉的方式，通过调整粉末焦平面与激光焦平面的相对位置使熔覆粉末在基体上方与激光束交汇发生熔化，随后均匀涂覆在基体表面，快速凝固后熔覆层稀释率极低且与基体呈冶金结合［１０］㊂如图１所示，它与传统激光熔覆本质的区别是改变了粉末的熔化位置㊂在超高速激光熔覆中，落在基体表面的是液态的熔覆材料而不是固态的粉末颗粒，所以可显著提升其熔覆速度㊂传统激光熔覆的熔覆速度通常为０ ５ ２ ０ｍ／ｍｉｎ，而超高速激光熔覆的熔覆速度为５０ ５００ｍ／ｍｉｎ，提升了１００ ２５０倍，如此高的熔覆速度意味着该技术可用于大面积零件的涂覆㊂由于超高的熔覆速度降低了能量密度以及在基体上方熔化的粉末吸收了大量的激光能量，使得超高速激光熔覆的热输入明显减少，传统激光熔覆的热影响区深度通常为毫米尺度，而超高速激光熔覆的热影响区为微米尺度㊂超高速激光熔覆制备的涂层更为光滑且后续机加工步骤少，用传统激光熔覆制备的涂层的厚度通常大于０ ５ｍｍ，而超高速激光熔覆制备的涂层厚度在２５ ２５０ｍｍ之间，且表面粗糙度可降至原来的１／１０，仅需磨削即可满足要求［１１］㊂此外，超高速激光熔覆与硬铬电镀相比，制备出的涂层无气孔㊁裂纹等缺陷，且更加环保；与热喷涂相比，其可节约约９０％的材料㊂因此超高速激光熔覆技术逐渐在工业中取得应用，它也被誉为当前可替代电镀最具竞争力的工艺㊂图１㊀传统激光熔覆和超高速激光熔覆原理［１２］２㊀超高速激光熔覆研究现状基于超高速激光熔覆独特的技术优势，为了进一步优化熔覆层的表面质量㊁提升熔覆层的组织性能㊁实现粉末与激光的最佳耦合等，学者们把超高速激光熔覆的研究主要热点聚焦在以下３个方面：（１）以熔覆速度㊁送粉速率㊁搭接率等熔覆参数为因素，关于超高速激光熔覆表面形貌和成型质量的研究㊂超高速激光熔覆的熔池凝固速度远高于传统激光熔覆，熔覆层的表面形貌和尺寸精度取决于熔覆层高度和宽度的均匀性和重复性，而熔覆层的高度和宽度易受送粉速率㊁粉末粒度㊁搭接率等参数的影响㊂明确熔覆层表面形貌演化的影响因素，控制熔覆层尺寸精度，是进一步拓展该技术应用的重点㊂德国弗劳恩霍夫研究所的ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮ等［９］利用自行构建的超高速激光熔覆系统在铬镍钢轴基体表面熔覆镍基合金粉末，研究了熔覆参数对熔覆层厚度影响，得出了如下结论：随着熔覆速度的提高，熔覆层厚度减小；随着粉末质量流量的增加，熔覆层厚度增加；随着保护气流量的增加，熔覆层厚度先减小后增加；载气流量对熔覆层厚度影响不大㊂国内山东能源重装集团的澹台凡亮等［１３］在矿用液压支架立柱上熔覆了ＳＮＪＧ⁃１６０Ｃ型合金粉末，也得出了类似的结论㊂西安交通大学的娄丽艳等［１４］采用自行设计的超高速激光熔覆头制备了ＦｅＣｒ合金薄涂层，研究了粉末粒度㊁基体形貌㊁搭接率对熔覆层表面形貌的影响，实验结果如图２所示：随着粉末粒径的增大，熔覆层表面粗糙度增大；熔覆层的表面形貌具有一定的遗传性，基体越粗糙，熔覆层表面粗糙度越大；提高搭接率有助于减小熔覆层的表面粗糙度㊂图２㊀熔覆层表面粗糙度与熔覆参数的关系［１４］苏州大学的王暑光等［１５］采用 光内送粉 正离焦新型光粉耦合技术在不锈钢基体上进行高速熔覆实验，光内送粉耦合实现了更高的粉末捕获率，其原理如图３所示㊂研究了送粉速率和离焦量对稀释率的影㊃２５１㊃机床与液压第４９卷响，研究发现：随着送粉速率的增加，粉末遮光率增大，照射到基体表面能量减少，使得稀释率逐渐减小；随着离焦量的增大，光斑能量密度减弱，熔覆层稀释率降低㊂图３㊀光内送粉耦合原理［１５］（２）以熔覆层的显微硬度㊁耐腐蚀性㊁力学性能等为指标，关于超高速激光熔覆制备的熔覆层组织与性能的研究㊂由于超高速激光熔覆粉末的熔化方式㊁传热模式与传统激光熔覆存在明显的区别，采用该技术制备的涂层在组织和性能方面常体现出其独特性，往往可以制备出组织更为致密㊁性能更加优良的熔覆层㊂作为一项替代硬铬电镀的新技术，研究其熔覆层的性能调控及机制，是进一步提升该技术应用的关键㊂西安交通大学的王豫跃等［１６］采用自主研发的超高速激光熔覆设备制备铁基合金ＳＳ４３１涂层，并与相同工艺参数下传统激光熔覆制备的涂层进行对比，如图４所示，实验结果显示：相比传统激光熔覆，采用超高速激光熔覆制备的熔覆层晶粒更加细小且分布均匀，涂层的显微组织更为致密㊂图４㊀熔覆层显微组织［１６］哈尔滨工业大学的李俐群等［１７－１８］分别采用传统激光熔覆和超高速激光熔覆技术在２７ＳｉＭｎ基材上制备ＡＩＳＩ４３１不锈钢耐蚀涂层，并对两种涂层的宏观特征㊁显微组织以及耐蚀性能进行对比分析，如图５和图６所示，分析结果表明：相较于传统激光熔覆，超高速激光熔覆制备的熔覆层组织更加细密均匀，其极低的稀释率使得熔覆层中Ｃｒ含量较高，因此其耐腐蚀性能更为优异㊂北京机科国创轻量化科学研究院有限公司的ＳＨＥＮ等［１９］也得出了相似的结论㊂图５㊀熔覆层显微组织［１８］图６㊀熔覆层元素分布图［１８］哈尔滨工业大学的ＳＨＥＮ等［２０］采用超高速激光熔覆技术在２７ＳｉＭｎ基体表面制备了ＡＩＳＩ４３１熔覆层㊂研究了不同熔覆速度下的熔覆层显微组织和耐腐蚀性，实验结果显示：在高熔覆速度下，熔覆层的枝晶尺寸和成分分布更加均匀，Ｃｒ元素的均匀分布有利于提升熔覆层的耐腐蚀性能㊂（３）以研究激光束与粉末颗粒的相互作用㊁熔池温度场和应力场等为目标，关于超高速激光熔覆熔覆过程数值模拟的研究㊂超高速激光熔覆的熔覆粉末由粉末喷嘴按特定的粒子轨迹和速度送入激光束，为了使粉末颗粒在基体上方喷射过程中完全熔化，研究粉末粒子与激光束的相互作用以及粒子的速度和轨迹尤为重要㊂此外，由于超高速激光熔覆复杂的加工过程，采用传统的实验方法研究熔池的温度场㊁应力场等非常困难㊂现在在这方面的研究以数值模拟结合实验验证研究为主㊂德国弗劳恩霍夫研究所的ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮ等［２１］提出了一个粉末气体喷射的统计／数值模型，对粉末气体喷射进行了实验表征和数学模型描述，将喷粉过程中的粉末颗粒密度，特别是不同颗粒的颗粒轨迹以及粉末质量流等映射到理论模型中㊂在此基础上，可以描述激光束与粉末颗粒之间的相互作用，有助于了㊃３５１㊃第６期黄旭等：超高速激光熔覆研究现状及应用㊀㊀㊀解激光束通过粉末气体喷射的透射率㊁光束路径中的粒子加热㊁基板加热和轨迹形成等过程相关的影响因素㊂北京航空航天大学的ＬＩＡＯ等［２２］基于ＨｏｔＯｐｔｉｍａｌＴｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎＭｅｓｈｆｒｅｅ提出了一种粉体尺度下超高速激光熔覆过程的直接数值模拟方法，并对粉末颗粒进行建模，以介观尺度对超高速激光熔覆过程进行了数值模拟，研究了激光功率㊁激光半径㊁沉积速度等工艺参数对结合区厚度㊁表面粗糙度和孔隙率的影响㊂此外，仿真计算的孔隙率与实验数值接近，证明了该方法对模拟熔覆层微观组织具有一定的效果，有助于促进超高速激光熔覆涂层质量的研究㊂３㊀超高速激光熔覆的应用超高速激光熔覆技术的发明是表面修复和增材制造技术发展历程中革命性的一步，它解决了制约传统熔覆技术大规模推广的最大瓶颈 效率，从而也带来了成本的大幅度降低㊂近年来，国内外也有许多企业㊁研究所等将其应用在工业生产中㊂我国是世界上最大的煤矿液压支架生产国，产品不仅满足国内市场需求，而且出口美国㊁欧洲㊁东南亚等㊂然而液压支架的核心部件，例如液压立柱㊁千斤顶等均需要进行表面防腐和耐磨等处理，在制造和维修两个方面每年需要处理的量就有近百万平方米之多，传统电镀工艺给企业带来的环保压力非常大，并且电镀镀层在质量㊁性能以及大修周期㊁修理费用等后期的成本维护方面也存在许多缺陷㊂随着超高速激光熔覆的发展，这些问题迎刃而解㊂超高速激光熔覆技术属于先进环保的再制造加工技术，其制备的涂层冶金质量高㊁稀释率低㊁变形小㊁表面光洁度高，国内的机械科学研究总院与北京煤矿机械装备有限责任公司引进该技术用于煤机液压支架立柱等大型零件表面的涂覆，极大地减少企业的后续机加工成本，能有效延长产品使用周期，为企业节省大量后期维修费用㊂荷兰的ＩＨＣＶｒｅｍａｃＣｙｌｉｎｄｅｒｓ公司用超高速激光熔覆替代硬铬电镀，用于海上液压缸表面涂层的制备，避免了对环境的污染，且制备的涂层具备优良的耐腐蚀㊁耐磨损性能［２３］㊂传统的汽车制动盘是由含有层状石墨相的灰铸铁制成，这种材料虽然有较好的导热性和高的热容量，但是其耐腐蚀和耐磨损能力较差，需要在其表面制备耐腐蚀和耐磨损的涂层㊂目前电镀和热喷涂等传统的表面处理工艺难以使灰铸铁与其表面的涂层发生冶金结合，还容易在涂层中产生气孔和裂纹等缺陷㊂针对该问题，德国弗劳恩霍夫研究所的研究人员采用超高速激光熔覆技术在制动盘表面制备了一层涂层，制造过程及成品如图７所示，该涂层与基体呈冶金结合，不会发生剥落，且低热输入还可以防止制动盘灰铸铁的碳元素溶解到其表面的熔池之中，从而避免了产生气孔以及涂层和结合区的裂纹等㊂德国的博世公司也将超高速激光熔覆技术应用于制动盘涂层的制造，使得制动盘的使用寿命得以延长，还减少了加工的成本［２３］㊂图７㊀利用超高速激光熔覆制备制动盘涂层的过程及成品超高速激光熔覆也可用于在现有的㊁传统生产的部件上制造体积元素㊂例如，要用常规方法制造法兰或密封座，必须在旋转轴上加工毛坯数小时，但是使用结合了超高速激光熔覆的增材方法生产相同的部件只需几分钟，随后的车削也在几分钟内完成㊂弗朗霍夫研究所与总部位于威斯巴登的Ｐｏｎｔｉｃｏｎ公司合作开发一个３Ｄ超高速激光熔覆系统［２３］，如图８所示，该系统利用３个线性致动器和平行运动设计，在激光加工头保持静止的情况下，以极快的速度移动加工平台，能够以最大精度创建３Ｄ打印实体㊂此外，位于亚琛的ＨＰＬ技术公司目前也在建设一个可以用于大规模生产的系统［１１］㊂图８㊀３Ｄ超高速激光熔覆系统［２３］４㊀结语与展望超高速激光熔覆的熔覆效率高㊁涂层质量好，这吸引了国内外学者对它的探索与研究，它在工业生产中的不断应用不仅取决于独特的技术优势，也在于其良好的环境效益和巨大的经济潜力㊂目前，超高速激光熔覆技术的研究虽然取得了一定的进展，但由于其发展时间较短，在以下几个方面仍需深入研究㊂㊃４５１㊃机床与液压第４９卷（１）熔覆设备方面㊂超高速激光熔覆设备发展至今仍仅用于轧辊㊁柱塞㊁液压支架等旋转对称的零件，这限制了超高速激光熔覆技术在自由曲面㊁大型平面上的应用㊂目前，对熔覆设备需进一步研发，以拓宽超高速激光熔覆技术在表面处理方面的应用范围㊂（２）熔覆材料方面㊂超高速激光熔覆在熔覆速度上较传统熔覆有质的提升，在送粉时为了满足熔覆效率和熔覆质量的要求，其粉末应具有优异的流动性，且要使粉末在基体上方完全熔化，粉末粒径不宜过大㊂此外为了满足熔覆层的使用要求，其熔覆材料应具备优良的耐腐蚀㊁耐磨损性能，因此对新型熔覆材料的研究对超高速激光熔覆的发展具有重要意义㊂（３）成型机制方面㊂超高速激光熔覆是一种快速加热冷却的工艺，熔池的结晶凝固是一个非平衡凝固的过程㊂在成型过程中，其涂层内部的应力形成机制及裂纹控制等尚未完全明确，对这方面进行深入研究将使得涂层质量进一步优化㊂（４）制造工艺方面㊂增材制造技术有改变现有生产方式的潜力，但目前其生产效率和精度等问题限制了它在工业中的发展，对超高速激光熔覆技术结合增材制造的不断研究，将能弥补传统增材制造技术效率和精度不足的问题，推动３Ｄ增材制造技术的发展，在未来会极大地促进金属３Ｄ打印技术产业化应用㊂参考文献：［１］ＯＬＥＧＲ．Ａｌｔｅｒｎａｔｉｖｅｗｉｔｈａｆｕｔｕｒｅ：ｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｍｅｔａｌｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｒｅｐｌａｃｅｓｈａｒｄｃｈｒｏｍｅｐｌａｔｉｎｇ［Ｊ］．ＬａｓｅｒＴｅｃｈｎｉｋＪｏｕｒｎａｌ，２０１７，１４（１）：２８－３０．［２］ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮＴ，ＧＡＳＳＥＲＡ，ＢＡＣＫＥＳＧ．ＥＨＬＡ：ｅｘ⁃ｔｒｅｍｅｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｍａｔｅｒｉａｌｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ［Ｊ］．ＬａｓｅｒＴｅｃｈ⁃ｎｉｋＪｏｕｒｎａｌ，２０１７，１４（３）：４５．［３］ＬＩＱＬ，ＤＥＮＧＣＭ，ＬＩＬ，ｅｔａｌ．Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｉｎｔｅｒ⁃ｆａｃｅ⁃ａｄｈｅｓｉｏｎｏｆｔｈｅｒｍａｌｌｙｓｐｒａｙｅｄｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｇｒａｄｉｅｎｔｅｌａｓｔｉｃｍｏｄｕｌｕｓＦｅＣｒＡｌ－ｃｅｒａｍｉｃｃｏａｔｉｎｇｓ［Ｊ］．ＣｅｒａｍｉｃｓＩｎ⁃ｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，２０２０，４６（５）：５９４６－５９５９．［４］ＬＩＢＣ，ＺＨＵＨＭ，ＱＩＵＣＪ，ｅｔａｌ．ＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｈｉｇｈｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｄｕｃｔｉｌｅｍａｒｔｅｎｓｉｔｉｃｓｔａｉｎｌｅｓｓｓｔｅｅｌｃｏａｔｉｎｇｓｗｉｔｈＮｂａｄｄｉｔｉｏｎｆａｂｒｉｃａｔｅｄｂｙｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｌ⁃ｌｏｙｓａｎｄＣｏｍｐｏｕｎｄｓ，２０２０，８３２：１５４９８５．［５］王斌修，李成彪．激光熔覆技术研究现状及展望［Ｊ］．机床与液压，２０１３，４１（７）：１９２－１９４．ＷＡＮＧＢＸ，ＬＩＣＢ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓａｎｄｐｒｏｓｐｅｃｔｓｏｆｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＴｏｏｌ＆Ｈｙｄｒａｕｌｉｃｓ，２０１３，４１（７）：１９２－１９４．［６］李广琪，王丽芳，赵亮，等．激光熔覆层裂纹问题的研究进展［Ｊ／ＯＬ］．热加工工艺，２０２１，５０（１６）：１３－１７．ＬＩＧＱ，ＷＡＮＧＬＦ，ＺＨＡＯＬ，ｅｔａｌ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｐｒｏｇｒｅｓｓｏｎｃｒａｃｋｐｒｏｂｌｅｍｏｆｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇｌａｙｅｒ［Ｊ／ＯＬ］．ＨｏｔＷｏｒｋｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２１，５０（１６）：１３－１７．［７］ＨＡＬＤＡＲＢ，ＳＡＨＡＰ．ＰｒｏｂｌｅｍｓｏｎｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｈａｒｄａｎｄｌｏｗｆｒｉｃｔｉｏｎｉｎｓｉｔｕｃｏａｔｉｎｇｓｏｎＴｉ－６Ａｌ－４Ｖｕｓｉｎｇｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＰｒｏｃｅｄｉａＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ，２０１８，２０：４４６－４５１．［８］ＫＥＬＢＡＳＳＡＩ，ＧＡＳＳＥＲＡ，ＭＥＩＮＥＲＳＷ，ｅｔａｌ．ＨｉｇｈｓｐｅｅｄＬＡＭ［Ｃ］／／ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆＬａｓｅｒａｎｄＴｅｒａ－ＨｅｒｔｚＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１３：３８３－３８５．［９］ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮＴ，ＧＡＳＳＥＲＡ，ＷＩＳＳＥＮＢＡＣＨＫ，ｅｔａｌ．Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｓｏｎｕｌｔｒａ⁃ｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｍａｔｅｒｉａｌｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎａｓａｌｔｅｒｎａｔｉｖｅｆｏｒｈａｒｄｃｈｒｏｍｅｐｌａｔｉｎｇａｎｄｔｈｅｒｍａｌｓｐｒａｙｉｎｇ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＬａｓｅｒＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ，２０１６，２８（２）：０２２５０１．［１０］贾云杰．超高速激光熔覆铁基合金数值模拟研究［Ｄ］．天津：天津职业技术师范大学，２０２０．ＪＩＡＹＪ．ＮｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｕｌｔｒａｈｉｇｈｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇｏｆＦｅｂａｓｅｄａｌｌｏｙ［Ｄ］．Ｔｉａｎｊｉｎ：ＴｉａｎｊｉｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄＥｄｕｃａｔｉｏｎ，２０２０．［１１］ＮＩＣＫＥＬＳＬ．Ｔｈｅｙｄｏｉｔｗｉｔｈｌａｓｅｒｓ［Ｊ］．ＭｅｔａｌＰｏｗｄｅｒＲｅ⁃ｐｏｒｔ，２０２０，７５（２）：７９－８１．［１２］ＬＡＭＰＡＣ，ＳＭＩＲＮＯＶＩ．Ｈｉｇｈｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇｏｆａｎｉ⁃ｒｏｎｂａｓｅｄａｌｌｏｙｄｅｖｅｌｏｐｅｄｆｏｒｈａｒｄｃｈｒｏｍｅｒｅｐｌａｃｅｍｅｎｔ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＬａｓｅｒＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ，２０１９，３１（２）：０２２５１１．［１３］澹台凡亮，田洪芳，陈峰，等．高速激光熔覆在２７ＳｉＭｎ液压支架立柱上的应用探讨［Ｊ］．新技术新工艺，２０１９（３）：５２－５４．ＴＡＮＴＡＩＦＬ，ＴＩＡＮＨＦ，ＣＨＥＮＦ，ｅｔａｌ．Ｄｉｓｃｕｓｓｉｏｎｏｎａｐ⁃ｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇｏｎ２７ＳｉＭｎｈｙｄｒａｕ⁃ｌｉｃｓｕｐｐｏｒｔｃｏｌｕｍｎ［Ｊ］．ＮｅｗＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ＆ＮｅｗＰｒｏｃｅｓｓ，２０１９（３）：５２－５４．［１４］娄丽艳，李成新，张煜，等．低功率超高速激光熔覆ＦｅＣｒ合金薄涂层微观结构与表面形貌演化［Ｊ］．燕山大学学报，２０２０，４４（２）：１１６－１２４．ＬＯＵＬＹ，ＬＩＣＸ，ＺＨＡＮＧＹ，ｅｔａｌ．ＭｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｓｕｒｆａｃｅｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｅｖｏｌｕｔｉｏｎｏｆＦｅＣｒａｌｌｏｙｔｈｉｎｃｏａｔｉｎｇｓｄｅｐｏｓｉｔｅｄｂｙｕｌｔｒａ⁃ｈｉｇｈｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇｗｉｔｈｌｏｗｌａｓｅｒｐｏｗｅｒ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＹａｎｓｈａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２０２０，４４（２）：１１６－１２４．［１５］王暑光，石拓，傅戈雁，等．激光内送粉高速熔覆Ｃｒ５０Ｎｉ合金稀释率及单道形貌分析［Ｊ］．表面技术，２０２０，４９（７）：３１１－３１８．ＷＡＮＧＳＧ，ＳＨＩＴ，ＦＵＧＹ，ｅｔａｌ．ＡｎａｌｙｓｉｓｏｆｄｉｌｕｔｉｏｎｒａｔｅａｎｄｓｉｎｇｌｅＣｈａｎｎｅｌＭｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｃｌａｄｄｉｎｇＣｒ５０Ｎｉａｌｌｏｙｂｙｌａｓｅｒｉｎｓｉｄｅ⁃ｂｅａｍｐｏｗｄｅｒｆｅｅｄｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓ［Ｊ］．ＳｕｒｆａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２０，４９（７）：３１１－３１８．［１６］王豫跃，牛强，杨冠军，等．超高速激光熔覆技术绿色制造耐蚀抗磨涂层［Ｊ］．材料研究与应用，２０１９，１３（３）：１６５－１７２．ＷＡＮＧＹＹ，ＮＩＵＱ，ＹＡＮＧＧＪ，ｅｔａｌ．Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｓｏｎｃｏｒｒｏｓｉｏｎ⁃ｒｅｓｉｓｔａｎｔａｎｄｗｅａｒ⁃ｒｅｓｉｓｔａｎｔｃｏａｔｉｎｇｓｅｎｖｉｒｏｎ⁃ｍｅｎｔａｌ⁃ｆｒｉｅｎｄｌｙｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｄｂｙａｎｏｖｅｌｓｕｐｅｒ⁃ｈｉｇｈｅｆｆｉ⁃ｃｉｅｎｔｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＭａｔｅｒｉａｌｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＡｐｐｌｉｃａ⁃ｔｉｏｎ，２０１９，１３（３）：１６５－１７２．（下转第１６２页）㊃５５１㊃第６期黄旭等：超高速激光熔覆研究现状及应用㊀㊀㊀ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｂｅａｒｉｎｇｏｆｈａｒｍｏｎｉｃｇｅａｒｄｒｉｖｅｂａｓｅｄｏｎｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＴｒａｎｓｍｉｓｓｉｏｎ，２０１５，３９（５）：５０－５３．［４］ＷＩＧＧＩＮＳＲＡ．Ｍｉｎｉｍｕｍｅｎｔｒｏｐｙｄｅｃｏｎｖｏｌｕｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｇｅｏｅｘ⁃ｐｌｏｒａｔｉｏｎ，１９７８，１６（１／２）：２１－３５．［５］ＭＣＤＯＮＡＬＤＧＬ，ＺＨＡＯＱ，ＺＵＯＭＪ．ＭａｘｉｍｕｍｃｏｒｒｅｌａｔｅｄＫｕｒｔｏｓｉｓｄｅｃｏｎｖｏｌｕｔｉｏｎａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｎｇｅａｒｔｏｏｔｈｃｈｉｐｆａｕｌｔｄｅｔｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．ＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｙｓｔｅｍｓａｎｄＳｉｇｎａｌＰｒｏｃｅｓｓ⁃ｉｎｇ，２０１２，３３：２３７－２５５．［６］ＭＣＤＯＮＡＬＤＧＬ，ＺＨＡＯＱ．Ｍｕｌｔｉｐｏｉｎｔｏｐｔｉｍａｌｍｉｎｉｍｕｍｅｎｔｒｏｐｙｄｅｃｏｎｖｏｌｕｔｉｏｎａｎｄｃｏｎｖｏｌｕｔｉｏｎｆｉｘ：ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｔｏｖｉ⁃ｂｒａｔｉｏｎｆａｕｌｔｄｅｔｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．ＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｙｓｔｅｍｓａｎｄＳｉｇｎａｌＰｒｏｃｅｓｓｉｎｇ，２０１７，８２：４６１－４７７．［７］赵磊，张永祥，朱丹宸．基于ＭＯＭＥＤＡ和ＩＩＴＤ的滚动轴承微弱故障特征提取［Ｊ］．海军工程大学学报，２０１９，３１（１）：５７－６１．ＺＨＡＯＬ，ＺＨＡＮＧＹＸ，ＺＨＵＤＣ．ＦｅａｔｕｒｅｅｘｔｒａｃｔｉｏｎｆｏｒｗｅａｋｆａｕｌｔｏｆｒｏｌｌｉｎｇｅｌｅｍｅｎｔｂｅａｒｉｎｇｉｎｌｉｇｈｔｏｆＭＯＭＥＤＡａｎｄＩＩＴＤ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮａｖａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１９，３１（１）：５７－６１．［８］刘文朋，廖英英，杨绍普，等．一种基于多点峭度谱和最大相关峭度解卷积的滚动轴承故障诊断方法［Ｊ］．振动与冲击，２０１９，３８（２）：１４６－１５１．ＬＩＵＷＰ，ＬＩＡＯＹＹ，ＹＡＮＧＳＰ，ｅｔａｌ．Ｆａｕｌｔｄｉａｇｎｏｓｉｓｏｆｒｏｌｌｉｎｇｂｅａｒｉｎｇｓｂａｓｅｄｏｎｍｕｌｔｉｐｏｉｎｔｋｕｒｔｏｓｉｓｓｐｅｃｔｒｕｍｓａｎｄｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｃｏｒｒｅｌａｔｅｄｋｕｒｔｏｓｉｓｄｅｃｏｎｖｏｌｕｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＶｉｂｒａｔｉｏｎａｎｄＳｈｏｃｋ，２０１９，３８（２）：１４６－１５１．［９］陈辉．基于谱峭度和ＭＣＫＤ的柔性薄壁轴承故障特征提取［Ｄ］．广州：华南理工大学，２０１９．ＣＨＥＮＨ．Ｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅｅｘｔｒａｃｔｉｏｎｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｔｈｉｎ⁃ｗａｌｌｅｄｂｅａｒｉｎｇｓｂａｓｅｄｏｎｓｐｅｃｔｒａｌｋｕｒｔｏｓｉｓａｎｄＭＣＫＤ［Ｄ］．Ｇｕａｎｇ⁃ｚｈｏｕ：ＳｏｕｔｈＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１９．［１０］王志坚，王俊元，赵志芳，等．基于ＭＫｕｒｔ－ＭＯＭＥＤＡ的齿轮箱复合故障特征提取［Ｊ］．振动．测试与诊断，２０１７，３７（４）：８３０－８３４．ＷＡＮＧＺＪ，ＷＡＮＧＪＹ，ＺＨＡＯＺＦ，ｅｔａｌ．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅｅｘｔｒａｃｔｉｏｎｏｆｇｅａｒｂｏｘｂａｓｅｄｏｎＭＫｕｒｔ－ＭＯＭＥＤＡ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＶｉｂｒａｔｉｏｎ，Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆Ｄｉａｇｎｏｓｉｓ，２０１７，３７（４）：８３０－８３４．［１１］刘建春，胡俊锋，熊国良，等．基于谱峭度和Ｔｅａｇｅｒ能量算子的轴承故障特征增强［Ｊ］．噪声与振动控制，２０１８，３８（１）：１８２－１８７．ＬＩＵＪＣ，ＨＵＪＦ，ＸＩＯＮＧＧＬ，ｅｔａｌ．ＢｅａｒｉｎｇｆａｕｌｔｆｅａｔｕｒｅｅｎｈａｎｃｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｂａｓｅｄｏｎｓｐｅｃｔｒａｌｋｕｒｔｏｓｉｓａｎｄＴｅａｇｅｒｅｎｅｒｇｙｏｐｅｒａｔｏｒ［Ｊ］．ＮｏｉｓｅａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎＣｏｎｔｒｏｌ，２０１８，３８（１）：１８２－１８７．［１２］李振．柔性薄壁轴承振动信号分析与诊断方法研究［Ｄ］．广州：华南理工大学，２０１８．ＬＩＺ．Ｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｖｉｂｒａｔｉｏｎｓｉｇｎａｌａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｄｉａｇｎｏｓｉｓｍｅｔｈｏｄｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｔｈｉｎ⁃ｗａｌｌｂｅａｒｉｎｇｓ［Ｄ］．Ｇｕａｎｇｚｈｏｕ：ＳｏｕｔｈＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１８．［１３］王志坚，张纪平，王俊元，等．基于ＭＥＤ⁃ＭＯＭＥＤＡ的风电齿轮箱复合故障特征提取研究［Ｊ］．电机与控制学报，２０１８，２２（９）：１１１－１１８．ＷＡＮＧＺＪ，ＺＨＡＮＧＪＰ，ＷＡＮＧＪＹ，ｅｔａｌ．Ｗｉｎｄｔｕｒｂｉｎｅ⁃ｇｅａｒｂｏｘｍｕｌｔｉ⁃ｆａｕｌｔｄｉａｇｎｏｓｉｓｂａｓｅｄｏｎＭＥＤ⁃ＭＯＭＥＤＡ［Ｊ］．ＥｌｅｃｔｒｉｃＭａｃｈｉｎｅｓａｎｄＣｏｎｔｒｏｌ，２０１８，２２（９）：１１１－１１８．（责任编辑：张艳君）（上接第１５５页）［１７］ＬＩＬＱ，ＳＨＥＮＦＭ，ＺＨＯＵＹＤ，ｅｔａｌ．ＣｏｍｐａｒａｔｉｖｅｓｔｕｄｙｏｆｓｔａｉｎｌｅｓｓｓｔｅｅｌＡＩＳＩ４３１ｃｏａｔｉｎｇｓｐｒｅｐａｒｅｄｂｙｅｘｔｒｅｍｅ⁃ｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄａｎｄｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＬａｓｅｒＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ，２０１９，３１（４）：０４２００９．［１８］李俐群，申发明，周远东，等．超高速激光熔覆与常规激光熔覆４３１不锈钢涂层微观组织和耐蚀性的对比［Ｊ］．中国激光，２０１９，４６（１０）：１７４－１８３．ＬＩＬＱ，ＳＨＥＮＦＭ，ＺＨＯＵＹＤ，ｅｔａｌ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｉ⁃ｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｏｆ４３１ｓｔａｉｎｌｅｓｓｓｔｅｅｌｃｏａｔｉｎｇｓｐｒｅｐａｒｅｄｂｙｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇａｎｄｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＬａ⁃ｓｅｒｓ，２０１９，４６（１０）：１７４－１８３．［１９］ＳＨＥＮＢＷ，ＤＵＢＲ，ＷＡＮＧＭＨ，ｅｔａｌ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｎｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｓｔａｉｎｌｅｓｓｓｔｅｅｌｌａｙｅｒｆｏｒｍｅｄｂｙｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄａｎｄｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌｌａｓｅｒｍｅｌｔｉｎｇｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ［Ｊ］．ＦｒｏｎｔｉｅｒｓｉｎＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０１９，６：２４８．［２０］ＳＨＥＮＦＭ，ＴＡＯＷ，ＬＩＬＱ，ｅｔａｌ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｎｔｈｅｃｏｒｒｏｓｉｏｎｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｏｆｃｏａｔｉｎｇｓｂｙｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｃｌａｄｄｉｎｇ［Ｊ］．ＡｐｐｌｉｅｄＳｕｒｆａｃｅＳｃｉｅｎｃｅ，２０２０，５１７：１４６０８５．［２１］ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮＴ，ＰＩＲＣＨＮ，ＭＡＮＮＳ，ｅｔａｌ．Ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ／ｎｕｍｅｒｉｃａｌｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｐｏｗｄｅｒ⁃ｇａｓｊｅｔｆｏｒｅｘｔｒｅｍｅｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｍａｔｅｒｉａｌｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｃｏａｔｉｎｇｓ，２０２０，１０（４）：４１６．［２２］ＬＩＡＯＨ，ＦＡＮＪ，ＬＩＵＨ，ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｔｕｄｉｅｓｏｆｅｘ⁃ｔｒｅｍｅｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｌａｓｅｒｍａｔｅｒｉａｌｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｅｓａｔｐｏｗｄｅｒ⁃ｓｃａｌｅ［Ｃ］／／ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｏｆＡＳＭＥ２０１９Ｉｎｔｅｒｎａ⁃ｔｉｏｎａｌＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｏｎｇｒｅｓｓａｎｄＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎ，２０１９．［２３］ＳＣＨＯＰＰＨＯＶＥＮＴ，ＳＣＨＬＥＩＦＥＮＢＡＵＭＪＨ，ＴＨＡＲＭＡＫＵＬＡＳＩＮＧＡＭＳ，ｅｔａｌ．Ｓｅｔｔｉｎｇｓｉｇｈｔｓｏｎａ３Ｄｐｒｏｃｅｓｓ［Ｊ］．ＰｈｏｔｏｎｉｃｓＶｉｅｗｓ，２０１９，１６（５）：６４－６８．（责任编辑：张艳君）㊃２６１㊃机床与液压第４９卷。
912022年2月下 第04期 总第376期0.引言粘接的蜂窝夹层复合材料被广泛的用于直升机机身结构，如图1所示，蜂窝夹层结构具有比强度高、比刚度高、抗疲劳、可设计性强等优异特性，密度远小于金属，可为直升机减重25%-30%[1]。
然而，蜂窝夹层结构对冲击损伤是极其敏感的，除了面临地面武器和空中武器的威胁，在执行日常任务时，机身常常受到沙石和冰雹等恶劣天气，从而造成冲击损伤[2]。
冲击损伤破坏了复合材料夹层结构的完整性，造成大面积的脱粘和分层，进而降低其强度和刚度。
因此，蜂窝夹层结构的冲击损伤阻抗及损伤容限已发展成为国内外的研究热点。
图1 蜂窝结构示意图国内外学者开展了诸多复合材料抗弹性能的数值和试验研究。
古兴谨[3]针对不同铺层角度的层合板的冲击损伤进行了分析，分别考虑纤维断裂、基体裂纹和分层等三种损伤形式。
Raju 等[4]采用不同尺寸的冲头对蜂窝夹层结构进行了冲击试验，探究其对冲击损伤的影响。
Fatt 和Park [5]对蜂窝夹层结构冲击的能量耗散机制进行了研究，发现下面板在冲击过程中所吸收的能量较多，损伤更为严重。
国内外针对复合材料层合板冲击问题的研究较为广泛，但是对蜂窝夹层复合材料在较低能量下的冲击损伤研究较为缺乏，在冲击载荷下的损伤过程和机理的研究有待发展。
本文基于ABAQUS 建立蜂窝夹层结构冲击的数值分析模型，通过编写VUMAT 子程序实现了双向编织复合材料面板的渐进损伤分析，包括损伤起始、扩展以及刚度折减。
将薄面板蜂窝夹层结构冲击损伤有限元仿真分析与试验结果进行对比，为直升机机身的抗冲击设计提供参考。
1.损伤模型和失效准则自20世纪初60年代以来，科学家对复合材料进行了大量的研究，针对不同材料对象和应用对象提出多种强度准则，如早期的最大应力强度准则和最大应变强度准则、蔡-希尔强度准则、蔡-吴张量准则等。
随着研究的进展，大量的试验结果表明，纤维增强复合材料的破坏模式分为纤维控制的失效模式和基体控制的失效模式，纤维控制的失效模式包括纤维方向的压缩屈曲破坏和拉伸破坏，基体控制的失效模式除了压缩和横向拉伸破坏之外，还有面内剪切破坏。
中国科学: 技术科学 2015年 第45卷 第1期: 1 ~ 8 引用格式:李应红, 何卫锋, 周留成. 激光冲击复合强化机理及在航空发动机部件上的应用研究. 中国科学: 技术科学, 2015, 45: 1–8Li Y H, He W F, Zhou L C. The strengthening mechanism of laser shock processing and its application on the aero-engine components (in Chinese). Sci Sin Tech, 2015, 45: 1–8, doi: 10.1360/N092014-00234《中国科学》杂志社SCIENCE CHINA PRESS论 文 航天专题激光冲击复合强化机理及在航空发动机部件上的应用研究李应红*, 何卫锋, 周留成空军工程大学航空航天工程学院等离子动力学重点实验室, 西安 710038 * E-mail: gswwd@收稿日期: 2014-08-30; 接受日期: 2014-12-25国家自然科学基金(批准号: 51205406, 51405507)资助项目摘要 针对激光冲击强化在航空发动机高温部件、薄叶片和叶片榫槽/榫齿等复杂部件(位)应用的问题, 系统开展了激光冲击表面纳米化方面的研究. 本文在总结多种航空发动机金属材料激光冲击表面纳米化表征、原理、热稳定性研究的基础上, 提出了基于表面纳米化和残余压应力的激光冲击复合强化机理, 进而提高了激光冲击强化在高温部件上使用温度, 并介绍了薄壁结构、榫槽/榫齿等特殊部件(位)激光冲击强化工程应用的情况. 激光冲击表面纳米化及其复合强化机理的研究工作, 拓宽了激光冲击强化的研究领域和应用范围.关键词激光冲击强化 航空发动机 疲劳断裂 表面纳米化 复合强化机理 高温部件1 引言金属构件疲劳性能与表面完整性密切相关. 一般情况下, 零部件疲劳断裂特别是高周疲劳断裂往往是在表面产生裂纹并逐渐扩展导致整体破坏. 为提高结构可靠性, 延长使用寿命, 在不改变基体材料性能的前提下, 表面强化技术得到了越来越多的研究和应用.激光冲击强化是一种高效的表面强化技术, 利用激光冲击波的力学效应, 在金属材料表层形成大数值残余压应力和微观组织变化, 显著提高其疲劳强度和寿命, 是解决航空发动机高频疲劳断裂问题的有效手段[1~3]. 其中, 残余压应力提高金属材料的疲劳性能机理已经有了一套比较成熟的理论, 残余压应力主要通过降低部件承受的平均应力、降低裂纹扩展速率甚至使裂纹闭合等方面提高材料的疲劳强度. 美国激光冲击强化技术的发展路线也是以残余压应力强化机制为指导, 根据部件特点, 设计激光冲击参数, 优化残余压应力场来提高金属部件疲劳性能[4].有很多文献分析和说明了激光冲击强化的机理. 例如, Peyre 和Fabbro [5]对激光冲击强化诱导残余应力形成机制进行了描述, 并认为残余压应力是提高疲劳性能的主要原因. Charles 等人[6]对激光冲击强化研究进行了综述, 对于提高金属材料疲劳寿命的机理, 仍然描述为冲击后形成的残余应力改善了抗疲劳性能. Breuer [7], Spanrad 等人[8], Golden 等人[9], Sano 等人[10,11], Hatamleh [12]研究了激光冲击强化对金属材料微动疲劳、外物打伤性能、焊接接头抗应力腐蚀性能的影响, 均认为激光冲击强化诱导的残余压应力是提高疲劳性能的主要原因.但随着激光冲击强化技术研究和应用的进一步李应红等: 激光冲击强化新机制及在航空发动机部件上的应用研究2发展, 在一些极端服役环境和特殊部件强化中, 采用残余压应力的强化机理至少存在三个方面的问题: 一是高温部件的强化问题. 在高温或者极端环境中, 强化后产生的残余压应力高温环境下将会大部分释放, 强化效果显著降低[13]; 二是榫齿/槽部位的强化问题. 对叶片/盘的强化主要在榫齿/槽部位, 由于这些部位形貌复杂且尺寸很小, 冲击形成的残余应力场存在应力变化梯度, 在榫齿/槽边缘形成拉应力甚至会引起应力集中, 影响强化效果; 三是薄叶片强化问题. 为了提高推重比, 航空发动机叶片等结构越来越薄, 冲击波引起的塑性变形缺乏约束, 残余压应力难以保持易松弛, 强化效果有限. 因此, 发展激光冲击强化新的强化机理, 具有十分迫切的工程需求, 也是表面工程科学中的基础研究问题.Lu 等人[14]在纳米金属材料研究中提出表面纳米化的概念和研究方向, 采用高能喷丸、挤压等机械方式在金属材料表面实现了表面纳米化, 有效提高了其力学性能. 在我们的研究中发现, 激光冲击也可实现金属材料表面纳米化, 且形成机理和组织特征与喷丸处理等表面机械表面纳米化方法均有所不同. 激光冲击能量载体是冲击波, 纳米晶形成与冲击波诱导的超高应变率塑性变形相关, 而现有文献缺乏系统研究.为此, 开展了多种金属材料激光冲击表面纳米化的研究, 并利用表面纳米晶和残余压应力的复合作用提高金属材料疲劳强度. 本文以航空发动机中常用的钛合金和高温合金为例, 介绍了激光冲击后材料的微观组织特征、纳米化原理、热稳定性和复合强化机理, 以及激光冲击强化在航空发动机特殊部件上的典型应用情况.2 激光冲击复合强化机理采用高功率脉冲激光(2~10 GW/cm 2)对航空金属材料作用, 实现了钛合金、镍基高温合金、铝合金和不锈钢等多种金属材料的表面纳米化[15,16], 如图1所示. 钛合金激光冲击在表层产生的纳米晶层厚度约1 μm, 晶粒尺寸分布为30~300 nm; 镍基高温合金形成的纳米晶层厚度为0.5~1 μm, 晶粒尺寸范围为30~500 nm; 冲击1次表面纳米晶分布还不均匀(图1(a)~(c)), 冲击3~5次后, 在多种金属材料表面形成了取向随机、等轴状的纳米晶(图1(d)~(f)).从不同金属材料激光冲击表面纳米化过程与特征来看, 晶粒细化机制主要取决于材料本身的结构与冲击波参数. 堆垛层错能(SFE)是一个重要的参数,图1 不同冲击次数后金属材料形成的表面纳米晶(功率密度3~9 GW/cm 2)(a) TC6钛合金; (b) TC17钛合金; (c) K417镍基合金; (d) TC11钛合金; (e) 304不锈钢; (f) 1Cr11Ni2MoV 不锈钢中国科学: 技术科学 2015年 第45卷 第1期3在具有高堆垛层错能材料的金属材料中, 位错运动是冲击波作用下材料超高应变率塑性变形的主要形式. 本文以TC17钛合金为例, 分析高层错能材料激光冲击表面纳米化形成机理. TC17钛合金激光冲击后微观组织沿深度方向特征为: 表面纳米组织、距表面2~5 μm 的位错胞和亚结构、5~20 μm 的高密度位错. 这种沿深度分布的特征也在一定程度上说明了激光冲击波作用下, 金属材料微观组织变化规律与演化机制.高压等离子体冲击波是形成高应变率塑性变形的能量载体, 是形成表面纳米化的直接动力. 当冲击波压力达到一定阈值时, 首先在材料中形成位错, Meyers [17]为此提出了均匀位错成核模型, 在冲击波作用下, 单轴应变状态产生的偏应力会使晶格扭曲, 当应力达到某一临界值, 位错在冲击波阵面上或其附近均匀成核. 在冲击波的进一步作用下, 位错发生滑移、积聚、相互作用、缠结、湮灭、重排等协调塑性变形. 具有高层错能的金属及合金进行塑性变形时会很快地形成胞状结构. 此外, 激光冲击波在金属材料表面诱导的应变速率非常高(106 s −1), 可产生更高的流变应力和更高的位错密度, 更容易形成间距在纳米量级的位错胞, 如图2(c)所示.冲击波持续作用下, 位错运动进而形成纳米晶.图2 不同深度形成的典型微观组织特征(a) 基体; (b) 高密度位错; (c) 位错胞; (d) 表层纳米晶在这个过程中, 有可能发生动态再结晶. 激光冲击形成的塑性变形应变率非常高, 而高应变率变形过程往往是绝热过程, 且变形做功转化为热量, 引起材料温度升高. 在温升和剧烈塑性变形条件下, 表层材料发生连续动态再结晶, 位错胞进一步运动诱导产生纳米晶. 这个阶段发生两个过程: 1) 纳米尺寸的位错胞在温升和冲击波塑性变形共同作用下, 向亚晶粒/晶粒结构的转化; 2) 生成的亚晶界通过短程移动形成大角度晶界, 进而形成纳米晶[18~20].冲击次数对表面纳米晶尺寸和分布特征有着较大影响. 一次冲击后, 纳米晶分布不均匀, 多次冲击波作用后, 表面就可形成均匀的纳米晶, 增加冲击次数可以给位错运动提供更多的时间和能量, 使得组织变化更加均匀.激光冲击表面纳米化后表面到深度呈梯度变化的晶粒有效提高了金属材料的疲劳性能. 表层晶粒尺寸细小而均匀, 在裂纹萌生阶段, 裂纹驱动力可由更多细小的晶粒所承受, 晶内和晶界的应变梯度小, 应力集中较小, 因而材料受力均匀, 裂纹不易萌生. 在裂纹的扩展阶段, 由于纳米晶结构的晶界体积分数高, 微裂纹将在晶界处受到阻碍, 同时一旦微裂纹穿过晶界后, 基体晶粒存在高密度位错, 扩展方向就会发生改变, 必然消耗更多的能量, 从而使微裂纹不易扩展[21,22].由于表面纳米晶和残余应力对疲劳性能的作用机理是不同的, 所以在疲劳性能影响因素的分析中往往将二者区别对待, 但是, 事实上表面纳米化过程中必然伴随着残余应力的产生, 两者相互影响, 很难将其对疲劳性能的影响单独分离. 在很多服役环境下, 两者共同提高材料的疲劳强度. 激光冲击强化的复合强化机理也是围绕这两个因素来展开研究. 对于低温部件, 残余压应力和纳米晶同时起强化作用; 对高温部件, 残余压应力大部分松弛, 纳米晶起主要强化作用.3 应用实例3.1 薄叶片 钛合金薄叶片是航空发动机的关键件, 使用过程中易受到外来物打伤, 在工作载荷作用下发生疲劳断裂. 由于叶片厚度较薄, 激光诱导的塑性变形缺乏约束, 残余压应力在高周循环载荷作用下很快松李应红等: 激光冲击强化新机制及在航空发动机部件上的应用研究4弛. 此外, 由于薄叶片冲击过程中存在冲击波背面反射、边缘效应和冲击波耦合等现象, 引起残余应力场不均匀分布、叶边扭转宏观变形等问题.利用小光斑/扫描冲击的方法, 在表面诱导产生纳米晶, 提高超薄叶片的疲劳强度. 同时, 小光斑诱导产生冲击波传播深度较浅, 形成的残余压应力层深度也较浅, 能够防止叶片变形的发生. 还可通过特殊透波结构, 利用阻抗匹配方法对薄壁结构内部传播的应力波进行边界透波, 消除边界反射拉伸波, 减弱反射波与入射波的内部耦合强度, 促进表层均匀、对称残余压应力的形成. 以TC17钛合金为研究对象, 设计了模拟薄叶片的振动疲劳样件, 叶片厚度为 1 mm, 冲击区域及样品尺寸, 如图3所示.采用小光斑扫描冲击的方法对其处理, 光斑直径范围在0.5~2 mm, 能量0.2~2 J, 脉宽为5~8 ns, 利用升降法对振动疲劳进行考核, 如图4所示. 可知, 激光冲击处理后, TC17钛合金模拟薄叶片疲劳强度提高20%以上, 表面纳米晶和残余应力共同作用是提高疲劳性能的主要原因.3.2 高温部件激光冲击形成的残余压应力在热作用下会发生松弛, 从而削弱甚至消除强化效果. 为此, 美国激光图3 TC17薄叶片样品尺寸及强化区域图4 TC17模拟薄叶片激光冲击振动疲劳强度对比冲击强化规范限制了不同金属材料激光冲击后的后续处理和使用温度范围, 其中, 镍基合金规定为538℃以内. 因此, 在残余应力松弛情况下, 表面纳米晶热稳定性是激光冲击强化在高温部件上应用的关键问题.K417铸造镍基高温合金广泛用于涡轮叶片, 其使用温度在800℃以内. 对K417合金进行了激光冲击强化试验, 激光脉宽8~20 ns, 脉冲能量2~12 J, 冲击1~5次, 搭接率为60%. 分别对不同温度热处理后的冲击样品进行残余应力和微观组织进行测试和观察. 图5为K417合金激光冲击强化后残余应力松弛情况[23].可知, 激光冲击诱导的残余压应力在不同温度热处理后均有一定的松弛, 且温度越高, 残余压应力热松弛程度越大. 900℃/2 h 保温后, 72%残余压应力松弛.图6为激光冲击K417镍基合金900℃/10 h 热处图5 K417镍基合金激光冲击后残余应力的热松弛中国科学: 技术科学 2015年 第45卷 第1期5图6 900℃保温后的表面纳米晶理后的表面微观组织. 与图1(c)相比, 表面纳米晶没有明显长大, 具有较好的热稳定性. 激光冲击强化低的冷作硬化率(激光冲击强化在单次冲击小于1%, 多次重复冲击下只有5%~7%, 而喷丸达40%), 提高了表面纳米晶的临界长大温度. 晶粒大小分布的尺寸效应也提高了表面纳米晶的热稳定性.为考核热处理对疲劳性能的影响, 分别对原始样品、激光冲击强化、强化后900°C/10 h 热处理三种状态的试片进行振动疲劳试验对比. 图7和8分别为标准振动疲劳样件尺寸和疲劳结果. 选用的激光冲击参数为: 激光能量10.8 J, 脉宽20 ns, 光斑直径3.4 mm, 搭接率为60%, 冲击1次.可看到, 原始K417试片的疲劳强度为110 MPa, 激光冲击强化后提高至285 MPa, 900°C/10 h 热处理后疲劳强度为230 MPa, 相对未处理的试片仍提高了1.1倍. 热处理未明显降低激光冲击强化的效果.3.3 叶片榫齿/槽结构航空发动机涡轮叶片榫齿和轮盘榫槽部位在旋转过程中紧密接触并随有高频振动, 其接触区域应力水平最高, 极易产生疲劳裂纹, 如图9所示. 由于榫齿/槽等部位尺寸很小(小于1 mm), 且过渡区曲率变化较大, 激光冲击强化中存在应力集中和应力场分布不均匀等问题.针对涡轮叶片榫齿/槽结构强化问题, 采用水下小光斑/扫描冲击的方式, 多次冲击形成表层纳米组织. 由于光斑较小, 激光冲击形成的应力场分布较为均匀, 且冲击波传播深度较浅, 可降低应力梯度和应图7 标准振动疲劳试片(单位: mm)图8 K417试片不同处理状态的疲劳强度对比图9 涡轮叶片榫齿/槽和不等应力冲击力集中, 从而实现对叶片榫齿部位的激光冲击强化. 此外, 还可采用“不等应力分布冲击方法”, 即利用特殊的光斑搭接和布置方式来进行激光冲击强化, 使应力分布合理.采用高温高低周复合疲劳模拟航空发动机涡轮叶片实际工作环境, 考核激光冲击强化对镍基合金涡轮叶片榫齿/槽疲劳性能影响. 根据某型发动机典型工作剖面, 计算出低周载荷峰值及温度载荷. 本文中选用的振动应力为336 MPa, 实验温度为530°C. 由于实际航空发动机涡轮叶片振动应力小于336 MPa, 说明疲劳实验结果偏安全. 图10为激光冲击强化前后李应红等: 激光冲击强化新机制及在航空发动机部件上的应用研究6图10 涡轮叶片激光冲击强化前后疲劳寿命对比GH4133B 镍基高温合金涡轮叶片的中值寿命对比.可知, 激光冲击强化后镍基合金涡轮叶片中值寿命大幅提高, 达到未强化的3.79倍. 激光冲击诱导的表面纳米晶在疲劳加载和热环境共同作用下有较好的稳定性, 且表面纳米晶能有效提高镍基高温合金裂纹源区抗高温氧化性能, 减缓裂纹萌生.3.4 小孔结构小孔是飞机和发动机中广泛存在的结构, 使用过程中叠加振动机械应力和热应力等交变载荷, 存在应力集中, 易在孔边形成疲劳裂纹.针对小孔这种特殊结构, 采用区域性的强化方案, 沿小孔边缘区域进行蛇形三圈光斑处理, 以形成表面纳米结构. 利用拉-拉疲劳试验, 考核激光冲击强化对小孔试件的疲劳性能的影响, 在150 MPa 的应力水平下, 进行R =0.1的拉-拉疲劳试验, 频率为25 Hz, 强化前后的小孔试件的疲劳寿命对比如图12所示.可知, 激光冲击强化后小孔试样的疲劳寿命大幅提高, 达到未强化的8倍以上.4 结束语我国航空工业基础薄弱, 提升航空发动机部件图11 小孔强化示意图图12 小孔强化前后疲劳寿命对比的疲劳强度和可靠性非常迫切. 激光冲击强化新机理的研究, 拓宽了激光冲击强化的研究领域, 解决了现役发动机高温部件、薄壁部件等疲劳断裂等问题, 对提高航空发动机安全可靠性和提升我军装备保障能力具有重要意义. 然而, 仍需要进行更多的科学和技术上研究探索.1) 冲击波作用下金属材料的超高应变率动态响应. 激光冲击引起的材料的应变率超高106 s −1, 当前主要采用J-C 模型研究激光冲击波作用下材料的动态响应，该模型主要适用于104 s −1应变率的动态响应研究, 根据冲击波载荷特点构件建立超高应变率本构模型, 可更好的揭示激光冲击波作用下应力波传播规律和部件应力应变场优化控制方法.2) 激光冲击强化中的多尺度力学问题. 激光冲击使表层材料微观组织结构发生变化, 从而引起宏观力学性能改变, 目前主要是通过试验的方法研究激光冲击强化对材料力学性能的影响, 对微观组织与宏观性能的多尺度关系的研究亟待加强.3) 镍基高温合金单晶和定向凝固叶片强化问题. 镍基高温合金单晶和定向凝固叶片在涡轮发动机上得到越来越广泛的应用. 单晶和定向凝固技术有效解决了高温蠕变, 提高了涡轮叶片使用温度, 但在实际工程应用中, 单晶和定向凝固镍基合金叶片存在齿根裂纹及断裂问题, 影响发动机安全可靠性. 由于单晶各向异性, 在不同晶粒取向进行冲击, 其微观组织响应方式不同, 造成力学性能的差异性较大, 选取合适的冲击方向和冲击参数, 并建立起单晶的强化模型, 是一个具有挑战的课题.4) 钛合金整体叶盘组合制造与修复问题. 整体中国科学: 技术科学 2015年 第45卷 第1期7叶盘广泛应用于先进航空发动机, 但在加工过程中, 存在少量叶片超差(尺寸不够和变形), 导致整体叶盘的报废, 利用激光冲击成形技术实现叶片高精度局部矫形, 提高整体叶盘的成品率. 此外, 整体叶盘在使用过程中, 受到外来物打伤, 降低其疲劳力学性能, 利用激光冲击强化的组合修复技术, 实现损伤叶片的高精度局部增材制造和疲劳性能提高, 是一个具有迫切工程需求的课题.致谢 在研究过程中西安交通大学、西北工业大学和西安理工大学等单位给予了很大的支持和帮助, 在此表示感谢.参考文献1 Cellard C, Retraint D, Francois M, et al. Laser shock peening of Ti-17 titanium alloy: Influence of process parameters. Mat Sci Eng A, 2012,532: 362–3722 Ganesh P, Sundar R, Kumar H, et al. Studies on laser peening of spring steel for automotive applications. Opt Laser Eng, 2012, 50: 678–6863 Thompson S R, Ruschau J J, Nicholas T. Influence of residual stresses on high cycle fatigue strength of Ti–6Al–4V subjected to foreignobject damage. Int J Fatigue, 2001, 23: 405–4124 李应红. 激光冲击强化理论与技术. 北京: 科学出版社, 20135 Peyre P, Fabbro R. Laser shock processing of aluminum alloys: Application to high cycle fatigue behavior. Mat Sci Eng A, 1996, 210:102–1136 Montross S, Charles, Tao W, et al. Laser shock processing and its effects on microstructure and properties of metal alloys: A review. Int JFatigue, 2002, 24: 1021–10367 Breuer D. Laser peening-advanced residual stress technology. Ind Heat, 2007, 74: 48–508 Spanrad S, Preuss M, Tong J. Cancelled laser shock peening: A solution to foreign object damage problem. The Second InternationalConference on Laser Peening. Francisco, 2010. 19–219 Golden P J, Hutson A, Sundaram V, et al. Effect of surface treatments on fretting fatigue of Ti–6Al–4V. Int J Fatigue, 2007, 29: 1302–1310 10 Sano Y, Obata M, Kubo T, et al. Retardation of crack initiation and growth in austenitic stainless steels by laser peening without protectivecoating. Mat Sci Eng A, 2006, 417: 334–34011 Sano Y, Adachi Y. Enhancement of surface property by low-energy laser peening without protective coating. Key Eng Mater, 2007,345–346: 1589–159212 Hatamleh O. Laser and shot peening effects on fatigue crack growth in friction stir welded 7075-T7351 aluminum alloy joints. Int J Fatigue,2007, 29: 421–43413 Zhou Z, Bhamare S, Ramakrishnan G, et al. Thermal relaxation of residual stress in laser shock peened Ti–6Al–4V alloy. Surf Coat Tech,2012, 206: 4619–462714 Lu K, Lu J. Surface nanocrystallization of metallic materials-presentation of the concept behind a new approach. 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Influences of surface grain size and gradient variation along depth on fatigue life of metallic materials. MaterDesign, 2013, 43: 454–45922 Yang X J, Ling X, Zhou J X. Optimization of the fatigue resistance of AISI304 stainless steel by ultrasonic impact treatment. Int J Fatigue,2014, 61: 28–38李应红等: 激光冲击强化新机制及在航空发动机部件上的应用研究23Li Y H, Zhou L C, He W F, et al. Strengthening mechanism of a nickel-based alloy after laser shock processing at high temperature. Sci Technol Adv Mat, 2013, 14: 055010–055019The strengthening mechanism of laser shock processing and its application on the aero-engine componentsLI YingHong, HE WeiFeng & ZHOU LiuChengScience and Technology on Plasma Dynamics Lab, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, ChinaAiming at the application problems of laser shock processing on the aero-engine high temperature components, thin blade, blade- mortises/tenon teeth and other complex parts (regions), we carried out a systematical research on surface nanocrystallization induced by laser shock processing. This article summarized many studies about the characterization, theory and thermal stability of surface nanocrystallization of metal materials in various aero-engines. Moreover, we proposed a new strengthening mechanism of laser shock processing which was based on surface nanocrystallization and compressive residual stresses. Thereby, the application temperature of laser-peened high temperature components could be improved, and the engineering applications of laser shock processing on thin-wall construction, mortises/tenon teeth and other special parts (regions) were introduced. The research on laser-induced surface nanocrystallization and compound strengthening mechanism, which broadens the study area and application field of laser shock processing.laser shock processing, aero-engine, fatigue fracture, surface nanocrystallization, compound strengthening mechanism, high temperature componentsdoi: 10.1360/N092014-002348。
