K4169铸造高温合金是一种体心四方的Ni3Nb和面心立方的Ni3（Al，Ti，Nb）相沉淀强化的镍基高温合金。在高温下具有屈服强度高、塑性好、铸造性能好、焊接性能好等特点，被广泛应用于制造航空、航天等热端铸造部件[1–3]。
发动机热端铸造部件服役时，承受循环热应力、燃气腐蚀、交变机械力等多重载荷，存在疲劳失效风险[2，4]。另外，高温合金材料存在一定的应力集中敏感性，并随着应力集中系数的提高，疲劳性能急剧下降，严重影响发动机的安全可靠服役[1，5]。由于减重、长寿命和高可靠性是航空发动机的永恒需求，在不增加重量的前提下，通过表面强化技术提高零件的疲劳寿命是满足上述需求的重要途径。航空领域常用的表面强化技术包括喷丸 （Shot peening，SP）[6–7]、激光冲击强化 （Laser shock peening，LSP）[8–9]、孔冷挤压 （Hole cold expansion，HCE）[10]等。其中，SP具有适应性广、均匀性好、疲劳性能优异等优点，被广泛应用。但是SP加工后的零件也存在表面粗糙度值高、强化层浅、能量低等不足[11–13]。LSP因具有能量高、强化层深度可调范围大、表面粗糙度影响小、热稳定性好等优点，受到了越来越多的关注。汪诚等[14]研究了LSP对K403铸造高温合金疲劳性能的影响规律，结果表明，相比未强化态，强化试片的室温高周疲劳寿命提高了1.4倍。聂祥樊等[15]研究了微LSP对DZ17G定向凝固高温合金高周振动疲劳性能的影响规律，结果表明，强化后，模拟叶片的疲劳强度提高了17.5%。LSP对高温合金表现出良好的疲劳性能增益效果。
随着航空发动机整体性能的提升，对长寿命、高可靠性的要求也随之升高，为了提高叶片或叶盘的高周疲劳和抗外物损伤疲劳性能，激光冲击/喷丸复合强化 （LSP+SP）被用于对叶身进行表面强化处理，研究表明，该技术表现出比单一LSP和单一SP更优的疲劳性能，该复合强化工艺在表面引入了高幅值的表面残余压应力和深层的残余压应力层，极具工程化应用前景[16–17]。发动机热端铸造部件也面临高温疲劳失效问题，亟须新型表面强化技术提高疲劳性能。然而，目前针对铸造合金的复合强化应用研究相对较少，其高温疲劳性能提升效果尚未开展系统研究。
本研究以应用广泛的K4169合金为研究对象，主要研究了LSP+SP对合金高温疲劳性能的影响规律，并通过对表面残余应力、表面粗糙度、硬度梯度、表面微观应力集中等主要表面完整性参数以及疲劳断口的分析，探讨LSP+SP复合强化的抗疲劳机理，以期促进K4169合金疲劳性能的提升。
1 试验及方法
1.1 材料
本试验所采用的疲劳性能试样为旋转弯曲疲劳缺口试样，缺口应力集中系数Kt = 1.7，其形状与尺寸如图1所示。先浇铸成直径8mm的铸棒，再通过机械加工成图1所示的试样。试样的基本力学性能如表1所示。
图1 旋转弯曲缺口试样尺寸（mm）
Fig.1 Geometry of notch specimen for rotary bending (mm)
表1 647℃时K4169铸造合金基本力学性能
Table 1 Basic mechanical properties of K4169 cast alloy at 647℃
抗拉强度σb/MPa 屈服强度σ0.2/MPa 延伸率δ5/% 断面收缩率Ψ/%834 744 8.9 30.1
1.2 表面强化方法
LSP处理采用西安天瑞达公司提供的激光冲击强化设备，其中激光器由北京镭宝光电技术有限公司生产。在该工艺条件下，激光器具有良好的能量输出稳定性。未强化 （AR）试样的1.8mm缺口表面经过了磨削处理，表面粗糙度Ra≤0.8μm，试样编号为A1～A8。而对B1～B8试样的缺口进行了SP处理，采用数控气动式喷丸机，按照航空工业标准HB/Z26—2011《航空零件喷丸强化工艺》进行表面处理。对C1～C8试样的缺口进行了LSP+SP处理，具体工艺参数见表2。
表2 K4169铸造合金表面处理工艺参数
Table 2 Process parameters of surface treatments on K4169 cast alloy
工艺名称 工艺编号 样品编号 主要参数未强化 AR A1～A8 1.5mm宽缺口的表面终处理工艺为磨削，表面粗糙度Ra≤0.8μm单一喷丸强化 SP B1～B8对缺口进行SP处理，参数为AZB300陶瓷弹丸，喷丸强度（0.1±0.025）mmA，覆盖率100%～200%激光冲击/喷丸复合强化 LSP+SP C1～C8对缺口先进行LSP处理，再进行SP处理；LSP参数为激光功率密度7.2GW/cm2，搭接率为50%，1排光斑叠加强化次数1次
1.3 表征方法
表面完整性参数分析采用平板试样，尺寸为30mm×30mm×4mm，试样表面磨削加工去除量为0.5mm，表面粗糙度不超过Ra0.8μm。采用Zygo公司Nexview型白光干涉仪获得试样表面三维形貌及二维轮廓；采用LXRD型X射线衍射残余应力测试仪，使用交叉相关法进行试样的表面残余应力测定，靶材为Mn Kα靶，测试结果中“+”值表示拉应力，“–”值表示压应力。采用FEI Quanta 600扫描电子显微镜观察试样疲劳断口形貌。采用电火花切割切取试样横截面，经研磨抛光后，用HMAS–C1000SZA显微硬度仪测量孔壁表面以下沿深度方向的硬度值，施加载荷为0.49N。
疲劳试验采用PQ–6旋转弯曲疲劳试验机按HB5152—96要求进行测试，温度647℃，应力比R = –1，频率5000Hz，加载应力450MPa，目标疲劳寿命为1×107周次。若试样在1×107周次内发生断裂，则记录疲劳寿命；若试样超出1×107周次发生断裂，停止测试，该试样的疲劳寿命视为1×107周次。
2 结果与讨论
2.1 疲劳性能
首先研究了两种表面处理方法对K4169铸造合金高温旋转弯曲疲劳寿命的影响规律。表3列出了AR、SP和LSP+SP处理试样在647℃、450MPa条件下的高温疲劳寿命。图2为AR、SP和LSP+SP试样的疲劳寿命分布 （每个方框附近的点代表该状态下试样的疲劳寿命，曲线代表每个状态下疲劳寿命离散度的变化）。以每组标本寿命的几何平均值作为估计量，在647℃、450MPa条件下，相比AR试样的疲劳寿命（47821周次），SP试样的疲劳寿命提高到了588830周次，增幅约达11倍；而经过LSP+SP复合强化试样的疲劳寿命提高到了6100149周次，增幅约达127倍，表现出良好的疲劳寿命增益效果。另外，相比SP试样（0.49），LSP+SP试样的疲劳寿命分散度 （0.39）更小。
表3 AR、SP和LSP+SP处理试样在647℃、450MPa条件下的高温疲劳寿命
Table 3 Fatigue lives of specimens treated by AR, SP and LSP+SP at 647℃, 450MPa
工艺 试样编号 疲劳寿命/周次 对数值 平均值 几何平均值/周次 分散度AR A1 34000 4.53 4.68 47821 0.20 A2 24500 4.39 A3 53700 4.73 A4 39600 4.60 A5 66400 4.82 A6 89400 4.95 A7 33300 4.52 A8 78100 4.89 SP B1 324000 5.51 5.77 588830 0.49 B2 7610000 6.88 B3 390000 5.59 B4 214000 5.33 B5 280000 5.45 B6 433000 5.64 B7 883000 5.95 B8 656000 5.82 LSP+SP C1 10000000 7.00 6.79 6100149 0.39 C2 10000000 7.00 C3 2080000 6.32 C4 10000000 7.00 C5 1030000 6.01 C6 8950000 6.95 C7 10000000 7.00 C8 10000000 7.00
图2 AR、SP和LSP+SP处理试样在647℃、450MPa条件下的疲劳寿命分布
Fig.2 Distribution of fatigue lives of specimens treated by AR, SP and LSP+SP at 647℃, 450MPa
2.2 疲劳断口
图3为AR、SP和LSP+SP试样的典型疲劳断口形貌。AR试样呈现多源疲劳特征，见图3（a）（其中红色指引区域代表主源；黄色指引区域代表次源）；疲劳裂纹均起源于试样表面，其中主源萌生于表面不连续刀痕，见图3（b）；扩展区可见紧密排列的典型疲劳条带，见图3（c）。而对于SP试样，仍然为多源疲劳断口，但疲劳源数量显著减少，见图3（d）；疲劳源位于试样表面，主源萌生于试样表面缺陷处，见图3（e）；扩展区可见典型疲劳条带，但疲劳条带的宽度小于AR试样相同位置 （约0.3mm）处的疲劳条带宽度，见图3（f）。对于LSP+SP试样，疲劳源数量进一步减少，见图3（g），这表明LSP+SP产生的强化层抑制了疲劳裂纹的萌生；主源位于次表层，源区可见明显的铸造孔洞，见图3（h）；距源区相同位置 （约0.3mm）处的疲劳条带宽度进一步减小，见图3（i），这说明疲劳裂纹扩展速率进一步下降，LSP+SP产生的强化层抑制了疲劳裂纹的扩展。
图3 3种试样的疲劳断口、源区及扩展区疲劳条带的SEM形貌图
Fig.3 Typical SEM morphologies of fatigue fracture, crack source and fatigue striation of 3 samples
2.3 表面完整性的影响
表面微观应力集中、表面残余应力、微观组织等表面完整性都对疲劳寿命有重要影响[6，16–17]。
表4列出了3种试样的表面残余应力值。该残余应力值采用X射线衍射方法测量得到，“–”表示残余压应力状态。可知，相比AR试样，经SP处理后，试样表面的残余压应力值显著提高，而经LSP+SP处理后，试样表面的残余压应力值进一步提高。
表4 不同工艺试样的表面残余应力值
Table 4 Surface residual stress of specimens treated by different processing
工艺 表面残余应力/MPa AR –258 SP –1079 LSP+SP –1140
研究表明，表面残余压应力是增强疲劳极限和减小疲劳缺口敏感性的主要因素[8–9，11]。残余压应力对疲劳裂纹的抑制作用可通过修正后的Goodman关系来解释[18]，在不考虑微观组织的影响条件下，名义应力和应力幅呈线性关系，如式 （1）所示。
式中，σa是等效疲劳强度；σf是完全反向应力；σm是外载名义应力；σn是极限抗拉强度。本研究中，外力加载产生的应力幅和名义应力保持恒定，材料的极限抗拉强度为常数。将LSP+SP处理产生的残余压应力σR视为静态应力。因此，等效疲劳强度σa随着残余压应力值σR的增大而提高，从而提高材料的疲劳裂纹萌生寿命。
图4为AR、SP和LSP+SP试样表层沿深度方向的硬度梯度曲线，可知，相比未处理试样表层20μm深度处的显微硬度（约410HV），SP和LSP+SP试样表层材料的显微硬度 （476～490HV）显著提升，升幅达16%～20%。并形成了一定深度的显微硬度梯度分布，即随着深度的逐渐增加，显微硬度逐渐下降，直至与基体保持一致。其中，SP试样表层硬化层深度达到了0.14mm，而LSP+SP试样表层硬化层深度达到了0.20mm。研究表明，由于硬质弹丸的撞击和激光冲击波的力学作用，材料表层金属发生了塑性变形，而且越靠近表层，变形量越大。激光冲击波的力学作用具有更高的压力和变形速率，因而，LSP+SP复合强化产生了比SP单一强化更深的微观组织冷作硬化层。根据霍尔–佩奇公式，材料的显微硬度H可被描述为[19]
图4 不同试样表层沿深度方向的显微硬度梯度分布曲线
Fig.4 Distribution of micro-hardness as a function of depth along surface of different treated specimens
式中，H0为无缺陷理想材料的表面显微硬度；G为剪切模量；a是材料常数；ρ为平均位错密度。材料显微硬度的显著增加与材料内部位错密度的大幅提高有重要关系。疲劳加载过程中，表面层内高密度位错相互缠结，形成钉扎，使得材料表面交滑移变得困难，主裂纹萌生的阻力增大，提高了疲劳裂纹萌生的临界应力值和疲劳强度，从而提高了疲劳裂纹萌生寿命。
图5（a）、（b）、（c）分别为AR、SP和LSP+SP试样表面形貌图。由图5（a）可知，AR试样表面经磨削后，表面形成了大量平行而规则的加工刀痕。由于这些刀痕底部圆角较小，具有较高的微观应力集中。微观应力集中系数可通过式 （3）计算。
式中，Kt为实际应力集中系数；Rz为峰谷高度差；S为两个相邻峰的半宽（尖端圆角半径的近似表示，从轮廓图中获得）。AR试样表面的微观应力集中系数Kt为2.39，而经过SP处理后，试样表面可见高密度的无规则排列的小尺寸凹坑，而原有磨削刀痕完全消失，见图5（b），表面微观应力集中系数Kt也下降到了2.02。而经过LSP+SP处理后，试样表面呈现与SP处理相似的三维形貌。但是，表面微观应力集中系数Kt显著下降至1.46。虽然经SP和LSP+SP处理后，试样表面的粗糙度从AR的Sa0.276μm提高至Sa1.210μm和Sa1.352μm，但是，表面微观应力集中系数Kt的显著下降，在循环载荷作用下，有利于提高试样的疲劳裂纹萌生寿命。
图5 不同试样的三维表面形貌及表面粗糙度Sa与表面微观应力集中系数Kt对比
Fig.5 Comparison of three-dimensional surface morphology, surface roughness Sa and surface micro-stress concentration factor Kt of different specimens
3 结论
（1）在647℃、450MPa条件下，相比AR未强化试样，SP单一喷丸试样的疲劳寿命提高了约11倍；而LSP+SP复合强化试样的疲劳寿命提高了约127倍。LSP+SP复合强化表现出良好的疲劳寿命增益效果。
（2）LSP+SP复合强化显著降低了疲劳源数量，使主源的萌生区从表层转移至次表层，并表现出明显的疲劳裂纹扩展速率抑制效果。
（3）经LSP+SP复合强化后，试样表面微观应力集中系数Kt从2.39降低至1.46，并形成了高幅值的残余压应力 （–1140MPa），有利于显著提高疲劳裂纹萌生寿命；另外，表层形成了深度约0.20mm的梯度硬化层，有利于提高疲劳裂纹扩展的阻力，从而显著提高了试样整体的疲劳寿命。
[1] 吴贇, 刘雅辉, 康茂东, 等.K4169合金循环加载过程中的微观组织演变[J].金属学报, 2020, 56(9): 1185–1194.
WU Yun, LIU Yahui, KANG Maodong, et al.Microstructure evolution of K4169 alloy during cyclic loading[J].Acta Metallurgica Sinica, 2020,56(9): 1185–1194.
[2] 李妍佳, 柳瑞, 何金珊, 等.不同热处理工艺对K4169高温合金组织和力学性能的影响[J].航空材料学报, 2021, 41(4): 119–127.
LI Yanjia, LIU Rui, HE Jinshan, et al.Effect of different heat treatment processes on microstructure and mechanical properties of K4169 superalloy[J].Journal of Aeronautical Materials, 2021, 41(4): 119–127.
[3] 许章华, 谢志雄, 康茂东, 等.K4169高温合金铸件铸造缺陷修复及疲劳性能研究[J].材料导报, 2021, 35(22): 22115–22120.
XU Zhanghua, XIE Zhixiong, KANG Maodong, et al.Study of casting defect repair and fatigue performance of K4169 superalloy casting[J].Materials Reports, 2021, 35(22): 22115–22120.
[4] 谭喜平, 郑朝会, 周喜艳, 等.K4169镍基高温合金薄壁机匣的热疲劳行为[J].特种铸造及有色合金, 2018, 38(8): 880–883.
TAN Xiping, ZHENG Chaohui, ZHOU Xiyan, et al.Thermal fatigue behavior of K4169 Ni–base superalloy for thin-wall investment castings[J].Special Casting & Nonferrous Alloys,2018, 38(8): 880–883.
[5] 康茂东, 高海燕, 王俊, 等.K4169合金铸件的常温疲劳断裂行为[J].上海交通大学学报, 2012, 46(9): 1461–1465.
KANG Maodong, GAO Haiyan, WANG Jun,et al.Fatigue fracture behavior of K4169 alloy casting at room temperature[J].Journal of Shanghai Jiao Tong University, 2012, 46(9): 1461–1465.
[6] XU Z K, DUNLEAVEY J, ANTAR M, et al.The influence of shot peening on the fatigue response of Ti–6Al–4V surfaces subject to different machining processes[J].International Journal of Fatigue, 2018, 111: 196–207.
[7] LAINÉ S J, KNOWLES K M, DOORBAR P J, et al.Microstructural characterisation of metallic shot peened and laser shock peened Ti–6Al–4V[J].Acta Materialia,2017, 123: 350–361.
[8] CHI J X, CAI Z Y, WAN Z D, et al.Effects of heat treatment combined with laser shock peening on wire and arc additive manufactured Ti17 titanium alloy: Microstructures,residual stress and mechanical properties[J].Surface and Coatings Technology, 2020, 396:125908.
[9] SUN R J, CHE Z G, CAO Z W, et al.Fatigue behavior of Ti–17 titanium alloy subjected to different laser shock peened regions and its microstructural response[J].Surface and Coatings Technology, 2020, 383: 125284.
[10] WANG X, XU C L, CHEN X, et al.Effect of cold expansion on high-temperature lowcycle fatigue performance of the nickel-based superalloy hole structure[J].International Journal of Fatigue, 2021, 151: 106377.
[11] WU D X, YAO C F, ZHANG D H.Surface characterization and fatigue evaluation in GH4169 superalloy: Comparing results after finish turning; shot peening and surface polishing treatments[J].International Journal of Fatigue,2018, 113: 222–235.
[12] MALEKI E, UNAL O, KASHYZADEH K R.Effects of conventional, severe, over, and reshot peening processes on the fatigue behavior of mild carbon steel[J].Surface and Coatings Technology, 2018, 344: 62–74.
[13] MALEKI E, UNAL O, AMANOV A.Novel experimental methods for the determination of the boundaries between conventional, severe and over shot peening processes[J].Surfaces and Interfaces, 2018, 13: 233–254.
[14] 汪诚, 薛彦庆, 柴艳, 等.激光冲击强化提高K403铸造高温合金疲劳性能[J].强激光与粒子束, 2014, 26(10): 296–300.
WANG Cheng, XUE Yanqing, CHAI Yan, et al.Laser shock processing for improving fatigue property of K403 cast superalloy[J].High Power Laser and Particle Beams, 2014, 26(10): 296–300.
[15] 聂祥樊, 李应红, 何卫锋, 等.DZ17G定向凝固高温合金的微激光冲击强化方法与疲劳试验研究[J].稀有金属材料与工程, 2018, 47(10): 3141–3147.
NIE Xiangfan, LI Yinghong, HE Weifeng, et al.Micro-scale laser shock peening method and fatigue test of DZ17G directionally solidified superalloy[J].Rare Metal Materials and Engineering, 2018, 47(10):3141–3147.
[16] LUO X K, DANG N, WANG X.The effect of laser shock peening, shot peening and their combination on the microstructure and fatigue properties of Ti–6Al–4V titanium alloy[J].International Journal of Fatigue, 2021, 153: 106465.
[17] WANG L F, ZHOU L C, LIU L L, et al.Fatigue strength improvement in Ti–6Al–4V subjected to foreign object damage by combined treatment of laser shock peening and shot peening[J].International Journal of Fatigue, 2022, 155: 106581.
[18] 于洋, 罗学昆, 刘勇军, 等.孔挤压强化对FGH95合金室温及高温疲劳性能的影响[J].航空制造技术, 2019, 62(18): 76–82.
YU Yang, LUO Xuekun, LIU Yongjun,et al.Effect of hole cold expansion on fatigue property of FGH95 superalloy under room and high temperature[J].Aeronautical Manufacturing Technology, 2019, 62(18): 76–82.
[19] LI J K, YAO M, WANG D, et al.An analysis of stress concentrations caused by shot peening and its application in predicting fatigue strength[J].Fatigue & Fracture of Engineering Materials & Structures, 1992, 15(12): 1271–1279.
