在航空工業(yè)中，金屬材料的疲勞破壞是航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件的主要失效形式之一，對(duì)飛行安全構(gòu)成嚴(yán)重威 脅[1,2]，如何有效抑制疲勞裂紋的擴(kuò)展，提高金屬構(gòu)件的疲勞壽命，成為了航空工業(yè)領(lǐng)域的重要研究方向 。由于金屬材料的疲勞裂紋通常在材料表面萌生，于是人們開發(fā)了各種表面處理和改性技術(shù)，其中噴丸強(qiáng)化 [3]作為一種表面處理技術(shù)，通過高速噴丸撞擊材料表面，在變形表面層中引入高的殘余壓應(yīng)力，能夠抵消 外載荷的部分拉應(yīng)力[4]，顯著提高材料的疲勞強(qiáng)度、抗應(yīng)力腐蝕性能及顯微硬度，從而改善材料的疲勞性 能[5,6]。因此，噴丸強(qiáng)化工藝在機(jī)械制造、航空航天、汽車工業(yè)等領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用。

噴丸強(qiáng)化技術(shù)作為一種高效且應(yīng)用廣泛的表面改性技術(shù)，其引入的高殘余壓應(yīng)力在改善材料疲勞性能方 面展現(xiàn)出了顯著優(yōu)勢(shì)，針對(duì)金屬材料在殘余應(yīng)力場(chǎng)下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為，國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了深入研究。徐 明、李松夏等[7,8]研究發(fā)現(xiàn)激光沖擊強(qiáng)化能夠給材料表面帶來(lái)較大殘余壓應(yīng)力，減小裂紋尖端局部載荷， 提高材料的疲勞壽命。胡俊等[9]發(fā)現(xiàn)噴丸引入的殘余壓應(yīng)力能夠?qū)�亞表面材料表面的裂紋進(jìn)行閉合修復(fù)， 使材料的疲勞強(qiáng)度得到恢復(fù)。FARRAHI 等[10]研究了噴丸強(qiáng)化對(duì) 60SC7 彈簧鋼扭轉(zhuǎn)殘余應(yīng)力分布和疲勞壽 命的影響，發(fā)現(xiàn)疲勞壽命與殘余應(yīng)力分布曲線下的面積之間具有存在相關(guān)性。

相比試驗(yàn)研究，數(shù)值仿真分析方法不僅成本小，周期短，而且能夠定量分析殘余壓應(yīng)力的強(qiáng)化作用。

王成等[11]通過建立并聯(lián)合緊湊拉伸（CT）試樣三維有限元模型和對(duì)稱胞元噴丸有限元模型，分析出噴 丸強(qiáng)化誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)能夠有效抑制 AISI304 不銹鋼的疲勞裂紋擴(kuò)展，并且對(duì)比了不同噴丸工況與外 加載荷工況對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展速率的抑制作用。周曉剛等[12]基于殘余壓應(yīng)力及晶界介微觀尺寸對(duì)微裂紋擴(kuò)展 的阻滯作用，對(duì) Paris 公式進(jìn)行修正，建立了激光噴丸處理后疲勞微裂紋擴(kuò)展預(yù)測(cè)模型，分析發(fā)現(xiàn)隨著噴 丸次數(shù)增加，TC4 鈦合金的疲勞強(qiáng)度增大，疲勞壽命延長(zhǎng)，斷裂方式由脆性斷裂向韌性斷裂轉(zhuǎn)變。Fan 等 [13]考 慮殘余應(yīng)力和離心力的線性疊加，利用 FRANC3D 軟件模擬了不同圓盤的裂紋擴(kuò)展行為，該結(jié)果與試驗(yàn) 表面復(fù)型的斷裂后外推結(jié)果一致，證明了該方法的可行性和準(zhǔn)確性。這些工作為研究噴丸強(qiáng)化對(duì)材料疲勞性 能的影響提供了重要理論依據(jù)與實(shí)踐指導(dǎo)。

目前，關(guān)于噴丸強(qiáng)化的研究多針對(duì)表面完整且無(wú)明顯缺陷的試驗(yàn)件，而本研究針對(duì)含缺陷模擬件開展研 究，設(shè)計(jì)兩種不同的缺陷尺寸，且疲勞試驗(yàn)參數(shù)參考某型渦扇航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇盤的實(shí)際服役工況，與現(xiàn)有文 獻(xiàn)中的參數(shù)設(shè)置存在差異，故而本研究具有更高的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。本文通過開展在不同殘余應(yīng)力場(chǎng)下含缺陷 模擬件的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，獲得材料的裂紋萌生和擴(kuò)展特性；基于斷裂力學(xué)仿真軟件 FRANC3D 進(jìn)行考慮殘余 應(yīng)力的裂紋擴(kuò)展數(shù)值模擬，采用一種考慮閉合效應(yīng)的裂紋擴(kuò)展速率模型，預(yù)測(cè)裂紋的擴(kuò)展路徑和擴(kuò)展壽命。 通過試驗(yàn)與仿真相結(jié)合的方法，研究噴丸強(qiáng)化對(duì) TC4 鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響機(jī)制，為后續(xù)全尺寸 風(fēng)扇盤旋轉(zhuǎn)疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)提供數(shù)據(jù)支持。

1、試驗(yàn)方法

1.1 模擬件設(shè)計(jì)

風(fēng)扇盤試驗(yàn)件采用的材料為 TC4 鈦合金，根據(jù)國(guó)標(biāo) GB/T3621-2022[14]與拉伸試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果，室溫下 該材料的力學(xué)性能參數(shù)如表 1 所示。

考慮風(fēng)扇盤結(jié)構(gòu)的軸對(duì)稱特性，僅取風(fēng)扇盤周向 1/18 部分，并采用具有相同質(zhì)心的模擬葉片代替真實(shí) 葉片，進(jìn)行有限元分析。帶有模擬葉片的局部風(fēng)扇盤有限元模型如下圖 1a 所示，模型共包含 34825 個(gè)節(jié) 點(diǎn)，26122 個(gè)單元。風(fēng)扇盤的試驗(yàn)條件如下，試驗(yàn)溫度：室溫，最大轉(zhuǎn)速：3767 r/min，最小轉(zhuǎn)速：188 r/min（上限轉(zhuǎn)速的 5%）。在風(fēng)扇盤的周向端面施加周向位移約束以模擬對(duì)稱邊界條件，在安裝邊設(shè)置軸向 約束以模擬風(fēng)扇盤安裝在試驗(yàn)工裝上，風(fēng)扇盤上中心孔周向應(yīng)力如圖 1b 所示，最大周向應(yīng)力為 369.95 MPa。

從風(fēng)扇盤試驗(yàn)件同胚多余材料中取樣，參考風(fēng)扇盤上中心孔處周向應(yīng)力分布，設(shè)計(jì)加工模擬件試樣，最 終設(shè)計(jì)得到的模擬件結(jié)構(gòu)如下圖 2a 所示。試樣加工過程中要求表面粗糙度與 TC4 風(fēng)扇盤保持一致，采用 電火花方法對(duì)模擬件試樣加工初始缺陷，缺陷預(yù)制位置為圓弧面中心，裂紋面法向平行于試樣加載方向，預(yù) 制缺陷形狀為半圓形裂紋，如圖 2b 所示。

模擬件建模采用六面體單元，網(wǎng)格大小約 0.5 mm，模型共包含 74025 個(gè)節(jié)點(diǎn)，67200 個(gè)單元，如圖 3a所示，所有六面體單元類型均為 SOLID185。在模擬件對(duì)稱面施加對(duì)稱載荷，上、下兩端施加拉伸載荷， 載荷設(shè)置為 73.39 kN，計(jì)算結(jié)果如下圖 3b 所示，最大拉伸應(yīng)力為 371.76 MPa。輪盤最大周向應(yīng)力和模擬 件最大拉伸應(yīng)力誤差為 0.49%，因此，模擬件能很好模擬上中心孔應(yīng)力分布情況。

1.2 噴丸及殘余應(yīng)力測(cè)試

使用 1500TX 數(shù)控噴丸機(jī)對(duì)模擬件試樣圓弧表面分別進(jìn)行兩種強(qiáng)度的噴丸強(qiáng)化處理，工藝參數(shù)如表 2所 示，噴丸過程參照航空標(biāo)準(zhǔn) HB/Z26 航空零件噴丸強(qiáng)化工藝。

其中，P 為噴丸壓力，Q 為流量， 為噴丸角 度，D 為噴丸距離，R 為噴嘴半徑。

噴丸后，利用 Proto-LXRD 型 X 射線應(yīng)力分析儀，通過剝層法測(cè)量殘余應(yīng)力，分別在距離表面 50 μm 、100 μm、150 μm、200 μm、250 μm 的位置，每層選取 A、B 兩個(gè)測(cè)量點(diǎn)，各測(cè)點(diǎn)均測(cè)量?jī)纱尾⒂涗? ，獲得不同噴丸強(qiáng)度和不同深度下殘余應(yīng)力的分布情況，為后續(xù)裂紋擴(kuò)展仿真分析提供輸入數(shù)據(jù)。

1.3 疲勞試驗(yàn)

在電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī) Instron8801 上開展不同缺陷尺寸、不同噴丸強(qiáng)度下的模擬件疲勞試驗(yàn)，測(cè)量 獲得 TC4 材料在有無(wú)噴丸處理下的裂紋萌生與裂紋擴(kuò)展壽命。試驗(yàn)條件為室溫，應(yīng)力比 R=0.05，載荷峰值 為 73.39 kN，對(duì)應(yīng)的截面拉伸應(yīng)力為 305.8 MPa，試樣加工方法及初始裂紋尺寸[15]如表 3 所示。

試驗(yàn)初始階段，每 1000 次循環(huán)中斷一次試驗(yàn)，觀察測(cè)量模擬件表面裂紋長(zhǎng)度并記錄相關(guān)數(shù)據(jù)，假定裂 紋萌生尺寸為 0.38 mm，當(dāng)單邊裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度 0.19 mm 時(shí)，所經(jīng)歷的循環(huán)次數(shù)記為裂紋萌生壽命。若單次 測(cè)量裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度增加超過 0.19 mm，依次減小測(cè)量間隔至 500 循環(huán)，250 循環(huán)，100 循環(huán)，當(dāng)裂紋擴(kuò)展 至較大尺寸（單邊大于 4 mm），停止試驗(yàn)。

2、裂紋擴(kuò)展壽命數(shù)值模擬

通過疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，可以觀察到噴丸強(qiáng)化工藝對(duì)模擬件疲勞壽命的影響，為了進(jìn)一步分析噴丸強(qiáng)化 對(duì) TC4 材料疲勞裂紋擴(kuò)展的強(qiáng)化機(jī)理，采取數(shù)值仿真分析方法研究模擬件的裂紋擴(kuò)展路徑，并進(jìn)行疲勞壽 命預(yù)測(cè)。

2.1 殘余應(yīng)力輸入

采用 X 射線方法進(jìn)行模擬件試樣的殘余應(yīng)力測(cè)試，將每種噴丸強(qiáng)度下試樣的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行平均，得到 的殘余應(yīng)力隨深度分布如圖 4 所示，從圖中可以看出，兩種強(qiáng)度的噴丸均會(huì)在試樣近表面引入殘余壓應(yīng)力 。

隨噴丸強(qiáng)度的增大，表面殘余應(yīng)力、最大殘余應(yīng)力和殘余壓應(yīng)力分布深度皆增大。

2.2 考慮殘余應(yīng)力的疲勞裂紋擴(kuò)展模型

Paris 公式[16]是計(jì)算疲勞裂紋擴(kuò)展速率的經(jīng)典公式，其基本公式為：

式中，a 為裂紋長(zhǎng)度，mm；N 為循環(huán)次數(shù)；C、n 為試驗(yàn)獲得的與材料相關(guān)的疲勞裂紋擴(kuò)展性能參數(shù)； ΔK 為應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值，

在疲勞裂紋擴(kuò)展時(shí)，Elber[17]等認(rèn)為裂紋尖端必須有足夠的裂紋張開力σop來(lái)促進(jìn)裂紋的擴(kuò)展，對(duì)應(yīng) 存在裂紋張開應(yīng)力因子K_op，只有當(dāng) K>K_op時(shí)，裂紋才會(huì)張開。噴丸會(huì)在試樣表 面形成殘余壓應(yīng)力，除非外部載荷足夠克服這種殘余應(yīng)力，否則裂紋不會(huì)繼續(xù)擴(kuò)展[18,19]。因此，噴丸殘 余壓應(yīng)力誘導(dǎo)的裂紋閉合現(xiàn)象對(duì)評(píng)估裂紋擴(kuò)展速率和壽命預(yù)測(cè)至關(guān)重要。

傳統(tǒng)的 Paris 公式并沒有考慮殘余應(yīng)力場(chǎng)誘導(dǎo)的裂紋閉合效應(yīng)對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值的影響[20]。為了 有效地預(yù)測(cè)裂紋擴(kuò)展行為，選擇有效應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍（ △K_eff）來(lái)代替應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍（ △K ）。 Elber 首次提出裂紋閉合現(xiàn)象并引入有效應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值△K_eff ：

其中，K_max和K_op分別表示最大應(yīng)力強(qiáng)度因子和張開應(yīng)力強(qiáng)度因子。

考慮裂紋閉合效應(yīng)，可以得到描述疲勞裂紋閉合效應(yīng)的修正 Paris 公式如下： 

基于 GB/T 6398-2017 《金屬材料疲勞試驗(yàn)疲勞裂紋擴(kuò)展方法》[21]，取模擬件同胚多余材料加工拉伸裂紋擴(kuò)展式樣，裂紋擴(kuò)展方 向?yàn)檩S向和徑向，在應(yīng)力比 R=0.05 條件下對(duì)兩個(gè)方向 CT 試樣分別開展裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，獲得材料的裂紋擴(kuò) 展試驗(yàn)數(shù)據(jù)，使用最小二乘法擬合裂紋擴(kuò)展模型的參數(shù)，最終取結(jié)果的平均值C=1.1e^-11、 n=3.25，后續(xù)將 參數(shù)輸入裂紋擴(kuò)展模型中進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)計(jì)算。

2.3 裂紋擴(kuò)展數(shù)值仿真

本文采用 ANSYS 和 FRANC3D 聯(lián)合仿真進(jìn)行裂紋擴(kuò)展計(jì)算，首先通過有限元軟件 ANSYS 對(duì)整體模型進(jìn) 行應(yīng)力計(jì)算并劃分子模型，將劃分好的子模型導(dǎo)入到 FRANC3D 中，引入初始裂紋并對(duì)其重新劃分網(wǎng)格，如 圖 5 所示；然后利用二維應(yīng)力場(chǎng)法將試驗(yàn)測(cè)量得到的殘余應(yīng)力作用于裂紋表面，利用 M-積分計(jì)算殘余應(yīng)力 及初始載荷共同作用下的裂尖應(yīng)力強(qiáng)度因子；通過迭代計(jì)算，逐步擴(kuò)展裂紋并記錄每個(gè)擴(kuò)展步的循環(huán)次數(shù)， 直到應(yīng)力強(qiáng)度因子達(dá)到斷裂韌度[22]。裂紋擴(kuò)展計(jì)算流程如圖 6 所示。

 

3、結(jié)果與分析

工程零件的疲勞壽命一般由兩部分組成：裂紋萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命。由于疲勞裂紋的萌生與擴(kuò)展沒 有明顯的界線，此處根據(jù)電鏡所捕獲裂紋長(zhǎng)度信息，定義裂紋萌生的長(zhǎng)度為 0.38 mm，裂紋長(zhǎng)度達(dá)到這個(gè)數(shù) 值的循環(huán)次數(shù)即為裂紋萌生壽命 N0，從 0.38 mm 循環(huán)至 7 mm 的次數(shù)為裂紋擴(kuò)展壽命 Nf。

3.1 疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果

模擬件疲勞裂紋壽命試驗(yàn)結(jié)果如圖 7 所示。從圖中可以觀察到，當(dāng)預(yù)制缺陷尺寸增大，有無(wú)噴丸處理 的模擬件萌生壽命及擴(kuò)展壽命皆減小。預(yù)制缺陷尺寸半徑為 0.38 mmNotch length S）時(shí)，S 噴丸強(qiáng)度下的 裂紋萌生壽命相比未噴丸增大了 67%，裂紋擴(kuò)展壽命減小了 66%；L 噴丸強(qiáng)度下裂紋萌生壽命增大了134%， 擴(kuò)展壽命減小了 73%。預(yù)制缺陷尺寸半徑為 0.75 mm（Notch length L）時(shí)，S 噴丸強(qiáng)度下的裂紋萌生壽命 相比未噴丸增大了 62%，裂紋擴(kuò)展壽命減小了 62%；L 噴丸強(qiáng)度下裂紋萌生壽命增大了 132%，擴(kuò)展壽命減 小了 74%；根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果可知，預(yù)制缺陷尺寸增大，模擬件疲勞壽命減小；預(yù)制缺陷尺寸相同，噴丸強(qiáng)度越 大，表面裂紋萌生壽命越大，裂紋擴(kuò)展壽命越小。

預(yù)制缺陷尺寸半徑0.38 mm時(shí)，不同噴丸強(qiáng)度下表面裂紋擴(kuò)展速率da/dN與裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度的關(guān)系如圖8所 示。裂紋擴(kuò)展初期，噴丸與未噴丸的裂紋擴(kuò)展速率接近，隨著裂紋長(zhǎng)度的增大，噴丸后的裂紋擴(kuò)展速率大于 未噴丸。結(jié)果表明，在預(yù)制缺陷尺寸相同的情況下，噴丸能夠顯著增大裂紋的擴(kuò)展速率，致使裂紋擴(kuò)展壽命 減小。

3.2 斷口分析

在疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)束后，對(duì)模擬件的斷口進(jìn)行清理，使用掃描電子顯微鏡對(duì)斷口進(jìn)行拍照，分析噴 丸強(qiáng)化在抑制裂紋擴(kuò)展方面的作用機(jī)制。

3.2.1 宏觀斷口分析

利用電子顯微鏡可對(duì)模擬件的裂紋斷口宏觀形貌進(jìn)行觀察。未噴丸模擬件的裂紋斷口宏觀形貌（白線） 如圖9a所示，其在裂紋擴(kuò)展階段的裂紋形態(tài)呈近似半圓形；而噴丸模擬件的裂紋斷口宏觀形貌（白線）如圖 9b和9c所示，其裂紋在表面處向內(nèi)收縮，呈現(xiàn)近似口袋型的特征。此外，F(xiàn)RANC3D軟件通過自適應(yīng)網(wǎng)格重劃 分技術(shù)與迭代計(jì)算算法，能夠有效表征裂紋在不同擴(kuò)展階段的形貌演變過程。圖10為試驗(yàn)觀測(cè)到的裂紋形貌 （紅線）與仿真分析結(jié)果（黑線）的對(duì)比圖，結(jié)果表明，仿真分析所得到的裂紋擴(kuò)展路徑與試驗(yàn)中通過斷口 觀測(cè)獲得的裂紋前緣跡線特征具有高度一致性。

定義表面裂紋長(zhǎng)度的一半（記為 a）與深度裂紋長(zhǎng)度（記為 c）的比值為裂紋形狀比（Crack Shape Ratio,CSR）。以模擬件U-1、SP（S）-1及SP（L）-1為例，在裂紋擴(kuò)展階段分別選取兩個(gè)不同的裂紋形貌， 如圖9白線（圖10紅線）所示，將其裂紋形狀比與對(duì)應(yīng)的仿真分析結(jié)果（圖10黑線）進(jìn)行相對(duì)誤差分析，結(jié) 果見表4。分析表明，在未噴丸條件下，裂紋前緣跡線呈近似半圓形，裂紋形狀比大于或等于1，表面裂紋比 深度方向裂紋擴(kuò)展快。而噴丸處理后裂紋前緣跡線呈近似“口袋”形且裂紋形狀比小于1，表面裂紋比 深度方向裂紋擴(kuò)展慢。此外，仿真分析結(jié)果與試驗(yàn)觀測(cè)結(jié)果的CSR相對(duì)誤差在10%以內(nèi)，表明所采用的仿 真方法模擬疲勞裂紋擴(kuò)展過程具有可行性。

3.2.2 微觀斷口分析

根據(jù)文獻(xiàn)[23]及試驗(yàn)測(cè)量得到的殘余應(yīng)力分布圖，可知噴丸后引入的殘余壓應(yīng)力基本存在于距表面250 范圍內(nèi)，因此對(duì)噴丸模擬件斷口進(jìn)行電鏡拍照時(shí)，主要針對(duì)近表面進(jìn)行電鏡拍照，分析殘余應(yīng)力對(duì)近表面裂 紋擴(kuò)展的影響。以未噴丸模擬件為例，分別在裂紋面右側(cè)裂紋擴(kuò)展處拍照，從而獲得裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段的斷 口形貌，從圖11a、11b中可以看到，表面裂紋擴(kuò)展階段的疲勞輝紋十分明顯且與模擬件表面垂直，裂紋垂直 于疲勞輝紋沿水平方向擴(kuò)展。觀察噴丸模擬件擴(kuò)展階段表面裂紋，從圖11c-11f可以看出，裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階 段近表面的疲勞輝紋與模擬件表面呈一定夾角，表面裂紋的擴(kuò)展方向發(fā)生改變，致使最終裂紋形態(tài)呈現(xiàn)“口 袋”型。

3.3 應(yīng)力強(qiáng)度因子分析

通過對(duì)模擬件斷口進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)噴丸改變了模擬件表面裂紋的擴(kuò)展方向，造成裂紋形狀從橢圓型變成 了近似“口袋”型。為了探究裂紋形狀、殘余壓應(yīng)力及外載荷等多方面因素對(duì)裂紋疲勞壽命的影響，結(jié)合數(shù) 值仿真分析結(jié)果，對(duì)裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)行分析討論。以未噴丸模擬件U-1及噴丸模擬件SP（S）-1不 同擴(kuò)展階段裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)度因子為例，討論應(yīng)力強(qiáng)度因子隨裂紋前緣的變化以及噴丸強(qiáng)化對(duì)其的影響作 用，其中初始預(yù)制缺陷、裂紋擴(kuò)展初期及裂紋擴(kuò)展中期的裂紋前緣形狀分別如圖12所示。

未噴丸模擬件 U-1 與噴丸模擬件 SP（S）-1 裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子的對(duì)比如圖 13 所示。當(dāng)表面裂紋 為初始狀態(tài)，根據(jù)圖 13a，此時(shí)噴丸模擬件的應(yīng)力強(qiáng)度因子隨裂紋前緣呈現(xiàn)出中間高兩端低的趨勢(shì)，造成這 種變化主要是噴丸處理引入的殘余壓應(yīng)力與外載荷造成的拉應(yīng)力相互疊加的作用，裂紋更易于在深度方向擴(kuò) 展，表面擴(kuò)展速率較慢，導(dǎo)致裂紋形狀逐漸擴(kuò)展為“口袋”型。噴丸模擬件的裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子整體小 于未噴丸模擬件，表面處裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子更是遠(yuǎn)小于未噴丸模擬件，因此，噴丸會(huì)降低初始預(yù)制裂紋表面 的擴(kuò)展速率，增大裂紋的萌生壽命。

表面裂紋剛進(jìn)入擴(kuò)展階段時(shí)（單邊裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度達(dá)到 0.19mm），應(yīng)力強(qiáng)度因子對(duì)比如圖 13b 所示，此 時(shí)噴丸模擬件裂紋在深度方向擴(kuò)展較長(zhǎng)，內(nèi)部應(yīng)力強(qiáng)度因子較大；而近表面在殘余壓應(yīng)力的作用下，應(yīng)力強(qiáng) 度因子較小；擴(kuò)展階段裂紋形態(tài)為“口袋”型，裂紋前緣與模擬件表面成銳角狀，根據(jù)文獻(xiàn)[24]中應(yīng)力強(qiáng)度 因子與裂紋形狀的關(guān)系，此時(shí)裂紋表面附近的應(yīng)力強(qiáng)度因子較大。于是在裂紋形狀、外載荷及殘余應(yīng)力等多 重因素影響下，裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子呈“W”波動(dòng)狀，在表面高應(yīng)力強(qiáng)度因子的帶動(dòng)下，表面裂紋擴(kuò)展速 率增大，裂紋擴(kuò)展壽命減小。

當(dāng)表面裂紋處于擴(kuò)展中期階段（單邊裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度達(dá)到 1.50mm），應(yīng)力強(qiáng)度因子對(duì)比如圖 13c 所示， 此時(shí)噴丸模擬件裂紋前緣形態(tài)較平滑，殘余應(yīng)力影響減小，整體與未噴丸模擬件相比，裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)度 因子更大。因此表面裂紋在擴(kuò)展階段，噴丸模擬件的裂紋擴(kuò)展速率更快，擴(kuò)展壽命更小。

根據(jù)未噴丸及噴丸模擬件裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子的對(duì)比，可以得出：在裂紋萌生階段，噴丸模擬件表面 裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子較小，擴(kuò)展速率較慢，裂紋萌生壽命較長(zhǎng)；在擴(kuò)展階段，噴丸模擬件表面裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因 子較大，擴(kuò)展速率較快，裂紋擴(kuò)展壽命較短。

3.4 仿真預(yù)測(cè)壽命

圖 14 為模擬件疲勞裂紋的試驗(yàn)擴(kuò)展壽命與模型預(yù)測(cè)擴(kuò)展壽命分散帶圖，觀察到預(yù)測(cè)壽命皆位于試驗(yàn)擴(kuò) 展壽命兩倍分散帶內(nèi)。

整體而言，采用噴丸處理的預(yù)測(cè)擴(kuò)展壽命要大于試驗(yàn)實(shí)測(cè)值，這一差異歸因于有限元計(jì)算使用的是斷裂 力學(xué)里的應(yīng)力疊加，將殘余應(yīng)力轉(zhuǎn)換成了裂紋面上的載荷，從而計(jì)算等效的應(yīng)力強(qiáng)度因子，未充分考慮實(shí)際 試驗(yàn)過程中殘余應(yīng)力的松弛效應(yīng)[25,26]。盡管存在這一局限性，該預(yù)測(cè)方法依然表現(xiàn)出了良好的預(yù)測(cè)精度 ，成功證實(shí)了有限元模型預(yù)測(cè)殘余應(yīng)力場(chǎng)效應(yīng)下疲勞裂紋擴(kuò)展壽命的可行性和適用性。

4、總結(jié)

本研究根據(jù) TC4 鈦合金風(fēng)扇盤的結(jié)構(gòu)和服役工況，設(shè)計(jì)了含不同尺寸初始缺陷的模擬件，通過噴丸強(qiáng) 化對(duì)模擬件引入了不同應(yīng)力水平的殘余應(yīng)力場(chǎng)，并模擬風(fēng)扇盤的服役載荷開展了疲勞裂紋擴(kuò)展實(shí)驗(yàn)，探究噴 丸強(qiáng)化對(duì) TC4 風(fēng)扇盤裂紋擴(kuò)展行為的影響，具體結(jié)論如下：

（1）.疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果表明，隨著初始缺陷尺寸的增大，模擬試驗(yàn)件的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命減小； 當(dāng)初始缺陷尺寸恒定時(shí)，噴丸強(qiáng)度的增大會(huì)導(dǎo)致表面裂紋萌生壽命增加，擴(kuò)展壽命減小。

（2）.模擬件的斷口分析結(jié)果顯示，未噴丸模擬件表面裂紋主要沿水平方向進(jìn)行擴(kuò)展，裂紋形態(tài)呈橢圓 狀；噴丸強(qiáng)化引入的殘余壓應(yīng)力改變了近表面的裂紋擴(kuò)展方向，與模擬件表面呈一定夾角，使得裂紋形態(tài)呈 “口袋”型。此外，仿真分析得到的裂紋擴(kuò)展路徑與斷口觀測(cè)獲得的裂紋形貌特征具有高度一致性，這為預(yù) 測(cè)殘余應(yīng)力作用下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為提供了有效的技術(shù)支持。

（3）.結(jié)合 FRANC3D 進(jìn)行裂紋擴(kuò)展仿真分析，考慮殘余應(yīng)力所引起的裂紋閉合效應(yīng)，采用修正的 Paris裂紋擴(kuò)展速率模型，預(yù)測(cè)裂紋擴(kuò)展路徑及壽命。仿真結(jié)果發(fā)現(xiàn)噴丸強(qiáng)化引入的殘余壓應(yīng)力使得裂紋在 表面擴(kuò)展速率較慢，形成“口袋”型裂紋；在裂紋形狀、外載荷及殘余應(yīng)力等多重因素的影響下，噴丸模擬 件表面裂紋在萌生階段應(yīng)力強(qiáng)度因子較小，擴(kuò)展階段應(yīng)力強(qiáng)度因子較大，因此噴丸強(qiáng)化會(huì)導(dǎo)致裂紋萌生壽命 增加，擴(kuò)展壽命減少。通過該仿真方法得出的預(yù)測(cè)壽命在試驗(yàn)壽命兩倍分散帶內(nèi)。

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