航空发动机高温合金激光冲击强化后的多尺度微动疲劳理论研究

Fretting fatigue refers to the contact fatigue phenomenon induced by micro-sliding between the contact surfaces of joint. It widely exists in mechanical connection structures, especially in aero-engine tenon/mortise connection structure. Laser shock peening (LSP), which is a new high energy density surface strengthening technology, can effectively improve the fretting fatigue properties. In this proposal, the characters of the residual stress distribution and the microstructure around the surface and subsurface area of a Nickel-based alloy (GH4169) processed by LSP with different technological parameters will be studied. The fretting fatigue properties of LSP enhanced GH4169 will be investigated by experiments. The fretting fatigue mechanisms and the evolution rules of the residual stress around the surface area of LSP enhanced GH4169 will be studied by fretting fatigue tests at different stages of fatigue life. Considering the characters of the microstructure and the evolution rules of the residual stress, a multi-scale fretting fatigue life prediction model and analytical method will be developed in this proposal. Based on the research on this proposal, it is expected to provide theoretical foundation for the fretting fatigue life prediction and anti-fretting fatigue design of the connecting structures in aeroengine.

微动疲劳是指连接结构之间的表面微滑动引起的接触疲劳现象，其广泛存在于机械连接结构中，航空发动机榫连接结构的微动疲劳损伤更为严峻。激光冲击强化作为新型高能密度表面强化技术，能有效的提高材料的微动疲劳寿命。本项目以此为背景，通过分析研究不同激光冲击强化工艺参数对强化后GH4169表面残余应力分布和微细观结构组织演化特征的影响规律，获取其残余应力和微细观结构特征沿表层向里层的不同区域的变化规律；在此基础上，开展激光冲击强化后高温合金的微动疲劳研究，揭示强化后高温合金的微动疲劳机理，并探求残余应力随微动疲劳寿命的演化规律；基于强化后高温合金的微细观结构特征，研究建立考虑材料微细观结构特征和残余应力变化情况的多尺度微动疲劳寿命预测模型和数值仿真分析方法。本项目的研究将为航空发动机机械连接结构的微动疲劳寿命预测和抗微动疲劳设计提供理论基础。

本项目以GH4169合金为主并兼顾TC11合金材料为研究对象，针对GH4169合金和TC11合金这两种材料分别开展了不同激光冲击强化工艺参数下的表面强化处理，分析了激光冲击工艺参数对试样表面轮廓、表面粗糙度、残余应力分布、表面硬度、表面弹性模量以及微观组织状态等参量的影响规律；并结合激光冲击强化的基本原理，建立了激光冲击强化的数值仿真分析模型，应用有限元方法对它们的表层残余应力进行仿真模拟，模拟结果与试验测试结果吻合较好。.其次，为揭示材料接触对的微动疲劳损伤机理，本项目对GH4169合金在不同温度下开展了原位微动疲劳试验研究，分析了微动疲劳裂纹的萌生位置、裂纹扩展速率和方向、微动磨损等规律，揭示了微动疲劳裂纹的萌生和扩展机理。.接着，为了研究探究不同激光工艺参数对GH41699合金和TC11合金微动疲劳影响机制，选取不同激光冲击强化处理后的GH4169合金和TC11合金开展了微动疲劳试验，对比分析了激光冲击强化前后试验件的微动疲劳寿命变化规律，分析了微动疲劳裂纹的萌生、扩展情况和微动接触区的磨损状况，同时进行一定微动疲劳循环数的中止试验，探究了残余应力随着微动疲劳循环数的释放规律。.最后，以Chaboche弹塑性各向同性随动强化本构模型为基础，提出了考虑最大切向应力和临界等效应变的微动疲劳损伤参量，并在此基础上，结合有限元理论建立了考虑微动疲劳损伤过程的微动疲劳寿命预测模型；同时，在该模型中引入激光冲击强化数值模拟的残余应力分布值，进一步建立了考虑表面强化的微动疲劳寿命预测模型。利用该模型分别对强化前后的GH4169合金的微动疲劳行为进行数值模拟分析，与试验结果的对比表明：模型预测的裂纹萌生位置、萌生角度和疲劳寿命与试验结果均吻合较好。.本项目的研究工作将为航空发动机机械连接结构的微动疲劳寿命预测和抗微动疲劳设计提供理论基础。