[发明专利]一种优化激光双面同时对冲钛合金叶片冲击波压力的加工方法

说明书

本发明公开了一种优化激光双面同时对冲钛合金叶片冲击波压力的加工方法，包括以下步骤：S1、构建多组不同冲击波压力作用的、相同尺寸钛合金叶片有限元模型，且冲击波压力大于钛合金材料的Hugoniot弹性极限，模拟仿真激光双面同时对冲过程，设置模拟参数；S2、对比分析步骤一中不同冲击波压力作用的钛合金叶片模型沿轴向深度方向的残余应力分布，将同时满足两侧表面压应力值最大和两侧压应力深度最大的模型冲击波压力作为最优冲击波压力。本发明的方法适用整个对整个叶片的加工，特别是对叶片的边缘进行加工，具有适用范围大和加工质量高的有益效果。

技术领域

本发明涉及一种激光冲击波压的加工方法，尤其是指一种优化激光双面同时对冲钛合金叶片冲击波压力的加工方法。

背景技术

激光冲击强化(laser shock peening/processing，LSP)是一种新型的材料表面强化技术，主要通过超高功率(GW/cm²)、超短脉冲宽度(ns)的激光束穿过透明约束层，作用于涂覆在金属靶材表面的吸收层，吸收层在激光能量作用下急剧气化，形成高温、高压的等离子体。由于约束层限制，等离子体对金属表面产生超强(GPa)冲击波。当冲击波的峰值压力超过材料的Hugoniot弹性极限，使材料表层产生塑性变形和微观组织变化。当激光冲击结束后，由于冲击区域材料的反作用，在其内部产生具有一定深度的残余压应力，提高金属材料综合机械性能，特别是有效提高材料抗疲劳断裂性能和抗外物损伤性能。

航空发动机叶片在高频振动和循环载荷持续作用下容易发生高循环疲劳问题，同时在发动机工作过程中会吸入空气中诸如砂石、碎片、鸟禽、冰雹等杂物，对发动机叶片造成微小损伤。高周疲劳和外物损伤的影响是航空发动机叶片的主要问题，当叶片出现故障后，轻的如变形、腐蚀会影响性能，重的如掉块、折断会打坏压气机甚至发动机，引起失火和飞机失事。航空发动机叶片是典型的高精度、复杂曲面的薄壁类零件，激光冲击是在叶片精加工之后实施的，其疲劳寿命、表面粗糙度、表面位置度和扭转角都必须满足设计要求。同时满足性能和形状要求十分困难。例如专利CN103014278A公开一种以综合手段提高叶片疲劳强度的方法，该方法采用单面激光冲击强化方法，冲击区域变形较大，冲击面与冲击背面残余应力不一致；专利CN103255268A公开一种优化双面激光同时冲击合金厚度的方法，但是这种方法只适合于4mm以上的叶片区域，而由于叶片的边缘厚度不足1mm，所以这种方法无法对叶片的边缘进行加工，适用范围小，局限性大，使用不方便。

发明内容

本发明的目的在于针对上述问题，提供一种适用范围大和加工质量高的优化激光双面同时对冲钛合金叶片冲击波压力的加工方法。本方法模拟在不同冲击波压力作用下的、相同尺寸钛合金叶片有限元模型激光双面同时对冲两个表面及其内部的残余应力场的分布，按照压应力—拉应力—压应力分布的和两侧压应力深度最大选出最优冲击波压力。

本发明的目的可采用以下技术方案来达到：

一种优化激光双面同时对冲钛合金叶片冲击波压力的加工方法，包括以下步骤：

S1、构建多组不同冲击波压力作用的、相同尺寸钛合金叶片有限元模型，且冲击波压力大于钛合金材料的Hugoniot弹性极限，模拟仿真激光双面同时对冲过程，设置模拟参数；

S2、对比分析步骤一中不同冲击波压力作用的钛合金叶片模型沿轴向深度方向的残余应力分布，将同时满足两侧表面压应力值最大和两侧压应力深度最大的模型冲击波压力作为最优冲击波压力：

所述步骤S1中的钛合金叶片有限元模型的长、宽和高分别为15mm、15mm和0.8mm。

所述步骤S1中的Hugoniot弹性极限定义为式中υ为材料的泊松比，为动态屈服强度。

所述步骤S1中的模拟参数的具体设置如下：