基于激光冲击强化的某型航空发动机风扇机匣壳体裂纹修复技术研究
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作者:张科夫 吴学岗 滕江 龙贻鑫
摘要：为解决某型航空发动机风扇机匣壳体焊缝热影响区裂纹故障，采用激光冲击强化技术对机匣壳体焊缝部位及热影响区进行处理，以提高材料疲劳强度。以焊缝残余应力场和激光冲击残余应力场耦合规律分析为基础，优化功率密度、强化次数和冲击路径等强化参数，研究强化后的微观组织特征和力学性能，试验表明壳体热影响区材料的抗疲劳性能得到显著提高。采用该工艺修复的风扇机匣随航空发动机进行600h长期试车考核，通过了项目鉴定。
关键词：航空发动机；风扇机匣；裂纹；热影响区；激光冲击强化；残余应力；疲劳
Keywords： aero-engine；fan casing；crack；heat affected zone；laser shock peening；residual stress；fatigue
0 引言
高推重比先进航空发动机向轻量化和整体化发展，风扇机匣普遍采用钛合金薄壁焊接结构（见图1）。由于焊接过程存在热影响，薄壁壳体焊缝区和热影响区组织和应力不匹配[1，2]，存在疲劳薄弱环节[3]，且航空发动机服役环境恶劣，极易在气流、机械激励和声波激励等耦合作用下发生高频疲劳裂纹、断裂[4，5]故障（见图2），已成为我国航空发动机“软骨病”的主要表现之一[6]。航空发动机零部件的疲劳裂纹、断裂故障会给飞行安全带来严重的隐患[7]。据统计，某型航空发动机多批次风扇机匣壳体焊缝在使用过程中发生多起疲劳裂纹故障[8]，需要采用新的处理方法提高薄壁壳体焊缝热影响区疲劳性能，解决壳体裂纹故障。
激光冲击强化技术是提高航空发动机零部件振动疲劳性能的重要手段[9]。该技术的基本原理是利用短脉宽（ns量级）、高功率（>1GW/cm2）激光诱导等离子体高压冲击波（>1GPa）产生力学效应，引起金属材料超高应变率（>106/s）塑性变形，形成梯度残余压应力和梯度微观组织变化，从而提高材料疲劳性能 [10-12]。美国将其应用于航空发动机压气机叶片、机匣等部件的强化[13，14]，列为第四代战机航空发动机的76项关键技术之一（见图3）[15]。
1 风扇机匣壳体裂纹氩弧焊补焊修复后残余应力场分布
氩弧焊工艺焊接过程中产生大量的热量，使得焊缝区材料融化后重凝，热影响区存在明显的受热范围，并使焊缝背面产生一定的凸起。焊接过程中的热影响导致材料表面及深度方向引入高额的残余拉应力，因此必须测量焊接后风扇机匣壳体残余拉应力分布。根据焊接结构的对称性，工艺机匣表面从焊缝中心（0位置处）向一边每隔1mm定义一个点。在样件深度方向逐层电解抛光后进行测量，直到残余拉应力基本不变（见图4、图5）。
图4为单面/双面焊缝表面残余应力场分布，取焊缝中心为0位置处，0～2mm范围内为焊缝区，2～6mm为热影响区，其他为基体区。从图中可以看出，单面焊和双面焊样品均在焊缝外2～6mm范围内引入了残余拉应力，单面焊样品焊缝区中心引入了109.09～152.71MPa的残余压应力，随着距离焊缝中心距离的增大，残余压应力逐渐转变为残余拉应力，热影响区引入了61.26～184.06MPa的残余拉应力；双面焊样品焊缝区引入了496.46～538.46MPa的残余拉应力，热影响区引入了91.87～529.29MPa的残余拉应力。双面焊引入的残余拉应力水平显著高于单面焊。
采用电解抛光在焊缝处进行剥层，测得如图5所示的焊缝深度方向残余应力场分布。单/双面焊均在焊缝深度方向引入了一定水平的残余拉应力。其中，单面焊样品的残余拉应力值随深度增加呈波动分布，最大值265.88MPa，焊缝背面引入了153.47MPa的残余压应力，双面焊样品的残余拉应力值随深度的增加逐渐增大，850～1910μm深度范围内残余拉应力稳定在760.84～814.91MPa范围。考虑到真实机匣部件采用单面焊工艺，因此本文制备焊缝宽度4mm的蚊婧秆品开展后续试验。
2 激光冲击次数对焊缝残余应力场的影响规律
经过比较试验结果，5.26GW/cm2功率密度激光强化后残余压应力值最大，且应力场分布比较均匀。
为了比较冲击次数对残余应力场的影响，通过X射线法测试焊缝样件激光冲击强化后的表面残余应力场分布，从焊缝中心向两边热影响区及基体区延伸（表面焊缝区宽度4mm），间隔1mm布置一个测点。
由于焊缝部位存在焊接拉应力，强化区域残余应力场分布会受到冲击次数的显著影响。
图6为5.26GW/cm2激光功率密度下钛合金焊缝强化1次和2次后的表面残余应力场分布。可以看出，与强化1次后焊缝表面残余应力分布相比，5.26GW/cm2功率密度强化2次后焊缝表面残余应力水平不升反降。强化2次后，随着焊缝表面残余压应力水平的降低，残余应力场的均匀性也降低。
重点分析焊缝区及热影响区残余应力场。对比已有残余应力测试结果，得出氩弧焊焊缝应采用5.26 GW/cm2功率密度激光强化1次的参数来强化。强化示意图如图7所示。
3 激光冲击强化对风扇机匣壳体焊缝硬度影响研究
采用HX-1000TM/LCD显微硬度计对焊缝表面强化前后硬度分布进行测量，选择焊缝中心为0位置处，从焊缝中心向外间隔0.2mm测一个硬度点。图8为强化前后钛合金焊缝表面显微硬度分布。从中可以看出，强化前试件焊缝区和热影响区的显微硬度值明显高于基体区。对各区域显微硬度求平均值，得到焊缝区平均硬度为401.1HV，热影响区平均硬度为381.1HV，基体区平均硬度为370.5HV。显微硬度水平的提升与焊接热输入造成的晶粒长大现象有关。
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