汪洋 金哲林 撒然 张向滨
江苏镇江 机械工程学院 212013
摘要：通过超低温与超高应变率耦合的CLP对2524铝合金微观组织作用机理的研究，找到CLP强化2524铝合金疲劳寿命的最优参数，推动激光冲击加工技术在航空航天和机械装备制造等领域的工程应用。
关键词：2524铝合金、阻尼特性、疲劳寿命、激光冲击
1.前言
在航空航天领域中,2x24铝合金是重要的飞机结构材料。为了进一步满足使用求,2524铝合金在2024铝合金的基础上,通过使用高纯化材料来进一步降低Fe、Si杂质元素含量以及适当变动主合金元素的成分范围。2524铝合金具有密度低、强度高、加工性能好及焊接性能良好等综合性能,长期以来被广泛应用于航天、航空工业及民用工业等领域。2524-T3态铝合金是目前断裂韧度与抗疲劳性能最为优异的 Al-Cu-Mg系高强铝合金,国外研究已经比较成熟,并且已应用于欧洲空中客机公司的 A340-600 飞机和波音 777飞机上 [1]。
2.国内外研究现状水平和发展趋势
目前国内外针对高强合金后续处理方面的研究现状可通过以下几个层次进行说明。
2.1阻尼特性方面
在不改变结构设计的前提下，提高应力集中区域材料的局部强度并通过材料自身阻尼特性的改善来衰减振动能是提高振动疲劳性能的关键科学问题。通过表面改性工艺改善材料的微观组织结构，有望成为调控零件表面力学性能继而改善振动疲劳特性的有效途径。因此，研究表面改性对材料表面微观组织性能改善显得尤为重要。表面改性技术主要有机械喷丸强化(Shot Peening，SP)、滚压强化(Deep Roller，DR)和激光冲击/喷丸强化(Laser Peening，LP)等。
2.2激光喷丸研究方面
激光冲击强化具有高压(GPa)、超快(ns)、高应变率(107s-1)等鲜明特点，影响深度更深，残余应力幅值更高，同时在处理材料表层产生更加密集、均匀以及稳定的表面微结构组织，这有利于提升疲劳性能增益的稳定性。因此，激光冲击强化形成了常规材料塑性形变技术无可比拟的优点，在航空薄壁件关键结构应力集中区域的可控强化处理方面具有显著的技术优势，具有很大的应用前景。
2.3机械喷丸研究方面
大量弹丸在压缩空气的推动下,形成高速运动的弹丸流不断地向零件的表面喷射, 无数粒弹丸犹如一个个榔头不断地锤击零件表面,使金属晶体发生晶粒破碎、晶格歪扭和高密度位错,在充裕的时间内,以冷加工的形式使工件表面金属材料发生塑性流动,造成重叠凹坑的塑性变形,在生成凹坑的过程中引起压应力并拉伸表面结构,这一变化过程被工件内部未受锤击的部分所阻挡,因此就在工件层表面和近表面形成残余的压应力。
2.4深冷塑性应变强化研究方面
金属晶体学和材料科学理论表明，温度和应变率是影响金属微观组织及其结构演变的两个主要因素，对材料的宏观力学性能及其稳定性产生重要影响。深冷处理的最大优点是在有效消除残余应力的同时，可改善(至少不降低)材料的强度、硬度、耐磨性与组织稳定性。由于深冷处理对零件的尺寸与形状没有限制，因此适合于形状复杂的模锻件与铸件。在切削加工前进行深冷处理还可明显改善铝合金加工时易产生的严重加工变形倾向，提高材料的组织稳定性。
2.5深冷处理对阻尼的影响实例
深冷处理对Fe-Mn合金阻尼性能存在影响，Fe-19.35Mn合金经过深冷处理后，γ奥氏体和马氏体中的层错几率都增加，说明有更多的Shockley不全位错形成，这样可以产生脱钉内耗的Shockley不全位错数量也就相应曾加，所以阻尼性能得到明显提高[2]。
2.6深冷激光冲击强化方面
2011年以来，美国普渡大学的Ye等探索了超低温度和高应变率作用对强化性能影响，针对无氧高导电OFHC铜材料，开展了深冷激光冲击强化（Cryogenic Laser Peening, CLP）的相关实验，通过对比分析常温和深冷激光冲击后的微观组织及机械性能，探索了铜材料中孪生行为和位错滑移应力与温度和应变率之间的关系。
该课题组对AISI 304不锈钢材料也开展了CLP改性研究。由此可见，与常规的大塑性形变强化工艺相比，LP技术的应变率高达107s-1量级，在深冷环境下进行LP强化，可充分利用深冷处理和高应变率形变强化的叠加效应，更好地诱导高密度位错和纳米孪晶的形成，有望获得具有一定阻尼性能的高强度抗振表层材料，从而有效提高结构零件的振动疲劳性能。
目前还缺乏较为系统的高应变率与超低温耦合条件下金属材料的阻尼性能强化机制研究；对于协同强化下动态塑性变形诱导的位错增殖原理生成机制尚不明晰，有关CLP强化改善航空合金结构的力学性能稳定性及其振动疲劳特性等的研究尚未开始。
3.实验研究思路及方法设计
采用理论、试验测试与工艺研究相结合的方法进行。以典型2524航空铝合金为研究对象，对其进行深冷激光冲击强化实验，并进行阻尼测试，和疲劳寿命预测，选择最优参数。
材料阻尼特性有多种参数可表征: 对数衰减率 δ、比阻尼能力 φ、相位差角正切 Ф、品质因子 Q、品质因子倒数 Q－1( 又称内耗) 、阻尼比 ξ。材料阻尼特性测试的标准方法按 GB /T 18258—2000( 垂向悬臂梁共振法) 和 GB /T 13665—2007( 扭摆法和弯曲共振法) 进行，上述试验需利用如电磁激励器( 频率可调) 、非接触位移或光学传感器、信号发生器、测量记录仪等设备来搭建复杂的测试系统。
4．实验方案
4.1可行性分析
为了探索超低温与超高应变率对2024铝合金微观组织演变耦合影响机理，在深冷激光强化实验之后，采用HP3562A动态信号分析仪器、BK4810激振器测试阻尼，东菱ES-10-240/LT0505电动振动试验系统测试疲劳寿命，SEM、TEM测量CLP试样的端口表面形貌微观组织。
4.2深冷激光强化实验
根据理论基础和相关文献内容确定CLP参数，以铝箔作为吸收层，K9玻璃作为约束层，使用课题组内法国Thales laser公司的GAIA-1064高能灯泵固体激光系统和液氮深冷装置进行局部CLP强化处理
4.3阻尼测试
测量实验采用HP3562A动态信号分析仪器，BK4810激振器。阻尼测试均在室温进行，相对湿度约为20%
4.4疲劳寿命测试
高周疲劳试验 ,采用东菱ES-10-240/LT0505电动振动试验系统对CLP处理前后试样进行振动疲劳测试，获得不同试样的振动疲劳寿命。
4.5SEM、TEM
使用JSM-5600、JEM-2100透射电镜进行断口观察微观组织的观察。
5. 应用价值和现实意义
深冷激光强化自1972年诞生以来，在航空、航天、武器等军工国防领域被受青睐，已经被用于重要行业的关键零件的强化。美国和日本等发达国家已经率先将激光喷丸技术应用于军事和工程实践中。2001年，美国激光冲击强化公司为Rolls-Royce公司强化了800多个发动机叶片，成为激光冲击强化技术在商用飞机发动机上应用的首例。2004 年，美国为F22战斗机整体叶盘生产建设了专用激光冲击强化生产线，并发布了AMS?2546 激光冲击强化标准。2008年，东京电力株式会社对低压蒸汽机损伤的长叶片进行激光冲击强化再制造，有效延长叶片的使用寿命1倍以上。2009 年，F22战斗机上约75%的整体叶盘都要经过激光冲击强化处理。从中可见激光喷丸技术拥有广阔的应用前景，而国内该技术仍停留在实验研究阶段尚未在工程实践中应用，相关的理论研究，工艺优化和强化设备的研制都需进一步的研究。本项目针对航空合金使用性能要求，提出采用深冷激光冲击改善材料综合力学性能及其稳定性，进而提升航空关键结构件的振动疲劳性能。本项目是激光冲击波力学效应研究的延续和拓展，不仅对深冷条件下高应变率动态塑性形变理论和结构安全服役科学的发展具有重要的理论意义，而且对于发展航空合金新的表面形变强化处理工艺，推动激光冲击加工技术在航空航天和机械装备制造等领域的工程应用具有重要价值，展现出广阔的理论研究空间和工程应用前景。
参考文献
[1] 李静, 孙强, 李春旺, 等. 某型航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命研究
[2] 宁智轶, 杜少辉, 韩清凯, 王洪斌. 模拟叶片气激及涂层阻尼减振有效性研究. 航空发动机, 2013, 39(5): 14-17.