航空发动机叶片由于所处的工作环境恶劣，既受到低频拉应力作用，又在发动机和气流的激振下高频振动，当叶片承受的交变应力幅值达到临界时容易产生疲劳断裂，引起裂纹折断等故障，严重影响航空安全性。激光冲击强化是一种新型金属表面强化技术，是利用高功率密度激光束照射在金属零件表面，涂覆在金属表面的吸收层吸收激光束的能量形成等离子体，等离子体在约束层束缚下野爆炸冶而产生高压冲击波作用于材料表面，从而在材料近表层产生残余压应力，能有效地改善材料的抗疲劳、耐磨损和防腐蚀等性能[1-6]。相比于传统的表面强化技术，激光冲击强化（lasershockpeening，LSP）处理具有非接触、可控性强、无热影响区和强化效果显著等优点，广泛应用于军工国防、石油化工、海洋船舶和航空航天等领域。
某型航空发动机叶片材料为TA11钛合金，名义成分为Ti-8Al-1Mo-1V，本文采用激光冲击强化技术对叶片进行处理，研究过程中激光冲击强化对TA11叶片表面应力、显微硬度、金相组织等性能的影响，为提高叶片的疲劳性能和疲劳寿命提供理论基础与试验依据。
1、试验部分
1.1试验参数
采用Nd：YAG激光冲击强化设备对TA11钛合金叶片进行强化，单脉冲能量最高可达25J，采用双面对冲时每路能量最大为12.5J，具体参数见表1。
为了防止强化引起的叶片变形，采用双面对冲的方式进行冲击强化，如图1所示。对冲时两路激光脉冲能量差小于10%，光斑直径差小于0.1mm，光程差控制在5mm内。由于叶片型面复杂，为达到强化过程定位精度高、光斑搭接均匀、叶片装夹可重复等要求，采用叶片激光冲击专用夹具用于固定。
1.2测试方法
表面应力通过Proto-LXRD型X射线应力仪进行测试，测试方法参照ASTME975-84标准；显微硬度通过显微硬度仪进行测试，施加载荷4.9N，保持载荷时间为15s；金相组织采用NEOPHOT-21型金相显微镜进行采集；超微内部结构采用CM-200型透射电镜观察，加速电压为200kV。由于电化学腐蚀钛合金将产生腐蚀坑，因此采用普通的化学腐蚀方法，腐蚀液为硝酸和氢氟酸的水溶液。
2、结果与讨论
2.1表面应力
通过对叶片表面进、排气边和叶根处进行强化残余应力测试，并与叶身未强化处进行对比，其结果见表2，其中A、B分别表示在进气边、排气边和叶根处（均为叶盆、叶背两面）任选两点。可见，叶片表面应力都表现为压应力，相比未强化的叶身残余应力为-178MPa，经强化后各处的残余应力均值基本在-620MPa以上，效果较好。
继而针对叶盆进气边和叶盆出气边的残余应力随深度的分布情况进行测试，具体结果见表3。可见，在1mm厚的薄叶片上进行双面激光冲击强化，整个厚度区域内均为压应力，不存在拉应力，且随着深度的增加残余应力值逐渐降低。
2.2显微硬度
在未经激光冲击强化的叶片表面随机选取5个点并标记，通过显微硬度仪测量维氏硬度，经过激光冲击强化再测这些标记点的维氏硬度，具体结果见表4。可见，叶片在经激光冲击强化后的表面平均硬度值达到385HV，相比未强化硬度值增加了8.57%，这是由于叶片经强化后可以使表面晶粒细化，克服错位运动过程中晶界的阻碍变得困难，这有利于提高叶片的表面硬度[7]。
2.3显微组织
首先将激光冲击强化前的叶片试件纵向切割得到截面样品，然后通过镶嵌、粗磨、细磨和抛光获得光滑镜面，再通过腐蚀液腐蚀制成金相试样，结果见图2。可见，经强化后的TA11材料的组织结构得到了明显细化，有利于提高抗疲劳性能。
用电火花线切割机将试件沿冲击表层切取下大约1mm的薄片并手工剪薄至0.1mm，然后用研磨机冲击至50滋m。为了观察材料的近表面组织，将试样在-20益温度下用体积分数5%的HClO4酒精溶液电解单喷试样冲击背面，在试样即将击穿前用离子研磨仪剪薄强化数分钟，直至试样击穿，得到的组织结构见图3。
图4是利用透射电镜观察到的表层与次表层组织结构，可见激光冲击强化在TA11材料表层形成了大量纳米级晶粒与非晶组织，在次表层产生了形变孪生与高密度位错，这能有效地提高材料的抗疲 劳性能。
3、结论
通过对TA11材质的航空发动机叶片进行激光冲击强化的试验研究，分析激光强化后材料表面的残余应力分布、显微组织状态，得到以下结论：
（1）激光冲击强化后，在叶片的近表层会残余-600MPa以上的压应力，随着深度的增加残余应力值逐渐降低，且激光冲击强化使得叶片的硬度得到显著改善。
（2）激光冲击强化使得叶片近表面组织结构发生明显细化，在材料表层形成了大量纳米级晶粒与非晶组织，在次表层产生了形变孪生与高密度位错，有效提高材料的抗疲劳性能。
参考文献：
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