残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响.pdf

第２３卷第５期２０１５年１０月材料科学与工艺ＭＡＴＥＲＩＡＬＳＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹｌｌＶｏｌ２３ｌｌｌ５Ｏｃｔ．２０１５ｄｏｉ：１０．１１９５１／ｊ．ｉｓｓｎ．１００５－０２９９．２０１５０５０１残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响叶能永１，程明１，张士宏１，邰清安２，国振兴２（１．中国科学院金属研究所，沈阳１１００１６；２．中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，沈阳１１００４３）摘要：为了研究叶片表面完整性对其振动疲劳性能的影响，本文模拟分析了某型高温合金叶片在振动疲劳实验过程中的动力学应力响应，获得叶片共振时应力幅值随时间的变化规律，分析了残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳寿命和疲劳极限的影响规律．结果表明：叶片共振过程中的应力响应幅值先增大后减小呈周期性变化，属于“拍”现象，满足关系σ＝１０４６ｓｉｎ（２４２．８３ｔ）ｓｉｎ（５８２８ｔ）；叶片的振动疲劳极限和疲劳寿命均随残余应力和粗糙度的增大而减小，振动疲劳极限和残余应力之间的关系满足σｆａｔ＝５１０．９－０．３１－７０．９３σｒｅｓｔ；而疲劳极限和粗糙度之间的关系则满足σｆａｔ＝９．６７Ｒ２ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ－７０．９３Ｒｒｏｕｇｈｎｅｓｓ＋７１３．２３．关键词：振动疲劳；残余应力；粗糙度；疲劳极限；应力响应中图分类号：Ｏ３４６；ＴＧ３３５．５文献标志码：Ａ文章编号：１００５－０２９９（２０１５）０５－０００１－０５ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓａｎｄｒｏｕｇｈｎｅｓｓｏｎｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｏｆｂｌａｄｅＹＥＮｅｎｇｙｏｎｇ１，ＣＨＥＮＧＭｉｎｇ１，ＺＨＡＮＧＳｈｉｈｏｎｇ１，ＴＡＩＱｉｎｇａｎ２，ＧＵＯＺｈｅｎｘｉｎｇ２（１．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＭｅｔａｌＲｅｓｅａｒｃｈ，ＣｈｉｎｅｓｅＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅｓ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ１１００１６，Ｃｈｉｎａ；２．⁃ＡＶＩＣＳｈｅｎｙａｎｇＬｉｍｉｎｇＡｅｒｏＥｎｇｉｎｅ（Ｇｒｏｕｐ）Ｃｏ．Ｌｔｄ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ１１００４３，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｓｕｒｆａｃｅｉｎｔｅｇｒｉｔｙｏｎｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｂｌａｄｅ，ｔｈｅ⁃ｄｙｎａｍｉｃａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｅｒｔａｉｎｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｂｌａｄｅｄｕｒｉｎｇｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｏｆｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｗａｓｐｅｒｆｏｒｍｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅｓｔｒｅｓｓｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｄｕｒｉｎｇｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓａｎｄｒｏｕｇｈｎｅｓｓｏｎｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｂｌａｄｅｗｅｒｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｓｔｒｅｓｓａｍｐｌｉｔｕｄｅｉｎｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｉｎｃｒｅａｓｅｓａｔｆｉｒｓｔａｎｄｔｈｅｎｄｅｃｒｅａｓｅｓ．Ｔｈｅｒｅｉｓａｂｅａｔｖｉｂｒａｔｉｏｎｐｈｅｎｏｍｅｎｏｎｔｈａｔｔｈｅｓｔｒｅｓｓａｍｐｌｉｔｕｄｅｃｈａｎｇｅｓｐｅｒｉｏｄｉｃａｌｌｙｄｕｒｉｎｇｔｈｅｂｌａｄｅｒｅｓｏｎａｎｃｅｖｉｂｒａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｌｉｍｉｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｂｌａｄｅｄｅｃｒｅａｓｅｓｗｉｔｈｉｎｃｒｅａｓｉｎｇｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓａｎｄｒｏｕｇｈｎｅｓｓ．Ｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｌｉｍｉｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓｉｓσｆａｔ＝５１０．９－０．３１－７０．９３σｒｅｓｔ，ａｎｄｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｌｉｍｉｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｒｏｕｇｈｎｅｓｓｉｓσｆａｔ＝９．６７Ｒ２ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ－７０．９３Ｒｒｏｕｇｈｎｅｓｓ＋７１３．２３．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅ；ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓ；ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ；ｌｉｍｉｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈ；ｓｔｒｅｓｓｒｅｓｐｏｎｓｅ收稿日期：２０１５－０５－０４．作者简介：叶能永—（１９８６），男，博士研究生；张士宏—（１９６２），男，研究员，博士生导师，中国科学院“百人计划”及“引进国外先进人才”获得者．通信作者：叶能永⁃，Ｅｍａｉ：ｎｙｙｅ１２ｂ＠ｉｍｒ．ａｃ．ｃｎ．在工作状态下，叶片常常受到周期性载荷的作用，尤其在共振条件下，载荷急剧增加，容易造成叶片疲劳破坏．叶片因受自身旋转及外力作用而产生振动，当其振动频率与其自身的固有频率一致时，便会产生共振从而造成疲劳破坏．另外，叶片发生疲劳还与其表面状态有关，如残余应力分布、粗糙度等．国内外诸多学者开展了表面状态对叶片振动疲劳性能影响的研究．Ｊａｍｅｓ等［１］研究发现，当平均应力比屈服点低２０ＭＰａ时，残余应力与疲劳实验循环次数间存在线性关系；Ｎｉ等［２］研究发现搅拌摩擦焊缝表面的残余拉应力使其高周疲劳性能降低；何卫锋等［３－４］研究了激光冲击强化对１Ｃｒ１１Ｎｉ２Ｗ２ＭｏＶ不锈钢叶片振动疲劳性能的影响，结果表明强化后叶片的Ｓ－Ｎ曲线上移，在６６０ＭＰａ应力水平下，叶片的振动疲劳寿命提高了７０％；王学德等［５］研究发现，激光冲击强化可在钛合金表面形成高达－６１０ＭＰａ的残余应力，深度可达１００μｍ，在５６０ＭＰａ应力水平下疲劳寿命可提高２００％以上；Ｒｅｍｅｓ等［６］分析了粗糙度对高强钢疲劳性能的影响，结果表明喷砂使得试样表面粗糙度增大，但其疲劳寿命只是略微降低；Ｈｕａｎｇ等［７－９］研究了表面完整性对ＧＨ３３Ａ合金疲劳寿命的影响，结果表明低周疲劳中粗糙度是影响ＧＨ３３Ａ的主要影响因素；Ｌｅｅ等［１０－１１］利用介观方法计算了粗糙度对接触疲劳的影响，结果表明粗糙度大于０．４μｍ时材料的疲劳性能才会受到显著影响．虽然上述研究取得了一定的成果，但仍存在一定的不足，如实验过程复杂、成本较高、周期较长等，未综合考虑叶片粗糙度、硬度及残余应力对叶片或材料疲劳极限的影响．本文利用有限元软件Ａｂａｑｕｓ和Ｆｅ－ｓａｆｅ在叶片振动动力学分析的基础上，对某合金叶片在振动过程中的动力学应力响应进行分析，并在此基础上研究了表面残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响．１模型的建立１．１材料参数模拟所用合金的材料参数如下：弹性模量２１０ＧＰａ，泊松比０．３２，密度８．２４ｇ／ｃｍ３．模拟前在室温、实验室空气介质下按ＨＢ５２７７－８４在电磁振动疲劳试验机上进行疲劳实验，获得了该合金在２８８３Ｈｚ下的应力水平与循环次数间的关系，两者的关系可用Ｂａｓｑｕｉｎ方程表示［１２］：Ｓ７．４９Ｎ＝１０２７．６．（１）１．２有限元模型由于有限元软件Ａｂａｑｕｓ在动力学分析上的优势，因此本文在叶片振动分析中选用此软件来分析其应力响应，采用４节点的Ｃ３Ｄ４类型单元对叶片进行网格划分，叶片有限元模型如图１所示．图１叶片有限元模型１．３边界条件及振动载荷利用模态分析提取叶片在自由振动时的前３阶特征频率及其振型（见表１），以此可获得叶片共振时的频率和主要受力状态．从表１可以看出，叶片振动时主要以弯曲为主，其第１阶特征频率接近实验所得的固有频率（２８８３Ｈｚ）．表１叶片自由振动前３阶特征频率及振型阶数特征频率／Ｈｚ振型１阶２９１４弯曲２阶６０７１扭转３阶１２３９５弯曲＋扭转对叶片榫头部位进行除振动方向外的全约束，根据实际叶片振动时装夹部位的位移载荷对叶片榫头施加位移边界条件，以实现叶片的振动过程，可用式（２）表示：Ｕ１＝０．２ｓｉｎ（２π×２９１４ｔ）．（２）疲劳寿命分析时激励载荷幅值为无残余应力作用下叶片共振时应力响应的最大值，频率为２９１４Ｈｚ的正弦化载荷时间历程．２振动应力响应模拟结果２．１无残余应力时的振动应力响应由于叶片在振动过程中以弯曲为主，并且在实际振动疲劳测试时也以叶身长度方向上的应力作为残余应力的衡量标准．因此，在模拟分析中以叶身长度方向上的应力分量σ３３作为叶片振动时应力响应和后续疲劳分析应力幅的表征参数．叶片在振动过程中的应力响应如图２所示．从图２可以看出，在振动过程中，应力最大值发生在叶片叶背靠近榫头处（图２（ａ）箭头所示），这是由于叶片振动以弯曲为主，叶片表面为拉伸和压缩交替进行的应力状态，而此处距离叶尖最远、厚度最大，因而叶片振动时的应力响应值最大，其具体位置在距离叶根４．１ｍｍ处，与实际振动疲劳破坏点（３．８ｍｍ）较吻合．该点的应力响应幅值随时间先逐渐增大，达到最大值１０４６ＭＰａ后又逐渐减小，整个振动过程中应力响应总体呈现周期性变化规律，其变化周期为０．００４１ｓ．原因在于叶片在振动过程中存在共振现象，导致叶片振幅逐渐增加，应力响应值增大，但由于其自身阻尼的存在，应力响应又随时间逐渐衰减，最终出现共振时特有的“拍”振动现象［１２］，可用式（３）表示：σ＝σＡｓｉｎ（ｆｔｎ）ｓｉｎ（２ｆｔ）＝１０４６ｓｉｎ（２４２．８３ｔ）ｓｉｎ（５８２８ｔ）．（３）式中：σ为应力响应值，ＭＰａ；σＡ为应力响应幅值，·２·材料科学与工艺第２３卷ＭＰａ；ｆ为固有频率，Ｈｚ；ｎ为一个拍周期内激振次数，取１２；ｔ为时间，ｓ．12008004000-400-80005101520t/ms纵向应力/MPa(a)应力云图(b)应力随时间的变化曲线图２叶片动力学（叶身长度方向上的正应力）响应２．２有残余应力时的振动应力响应由于叶片在进行振动疲劳试验前均需喷丸处理，喷丸后叶片表层沿厚度方向的残余应力梯度分布如图３（ａ）所示［１３］．文献［１３］中的喷丸工艺参数与本文叶片喷丸工艺相同，因此将文献中的残余应力分布作为本文分析叶片喷丸后的残余应力分布．此外，喷丸除了在叶片表面产生残余压应力之外，还会造成叶片表层和亚表层的微观组织状态的变化，使该区域的材料强度发生变化．利用维氏显微硬度仪ＨＶ５０－１对叶片表层进行硬度测试，再通过硬度和强度之间的关系：Ｈｖ＝０．３３σｂ换算获得了从叶片表面到中心的强度变化，如图３（ｂ）所示．无残余应力作用下，当叶片疲劳危险区域的应力响应处于最大值时，沿叶片厚度方向上的应力梯度分布情况如图３（ｃ）所示．由于叶片经冷轧后材料的屈服强度达到１２７６ＭＰａ，而残余应力和无残余应力作用下的叶片应力响应值均未超过屈服强度，因此残余应力和应力响应值可线性叠加．残余应力、材料强度和疲劳应力响应之间的关系可用修正的Ｇｏｏｄｍａｎ方程［１４］表示：σａ＝σ０（１－σｒｅｓσｕｔｓ）．（４）式中：σａ为应力水平，ＭＰａ；σ０为无残余应力作用下的应力水平，ＭＰａ；σｒｅｓ为残余应力作用，ＭＰａ；σｕｔｓ为材料抗拉强度，ＭＰａ．0-150-300-450-600-75000.10.20.30.40.5厚度/mm残余应力/MPa(a)喷丸残余应力梯度[13]喷丸工艺：Z25,0.15A16501620159015601530150000.20.40.60.81.01.2抗拉强度/MPa厚度/mm(b)喷丸后厚度方向上强度变化σb=(0.29~0.31)Hvσb=1763.6-236.2(1-exp(-d/0.215))12009006003000-300-60000.40.81.21.62.0厚度/mm法向应力/MPa(c)振动时的应力梯度σ33=1046.5-857.8d70065060055050000.050.100.150.200.250.300.35厚度/mm应力/MPa(d)振动时的实际应力响应图３振动时叶片厚度方向上的实际应力分布在残余应力、强度和振动应力的综合作用下，最终叶片在振动过程中所受的应力沿叶片厚度方·３·第５期叶能永，等：残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响向上的分布情况如图３（ｄ）所示．叶片表面应力响应值约为７００ＭＰａ，与叶片实际振动时所测的应力值７３０ＭＰａ相近．另外，从图３（ｄ）也可以看出，应力响应最大值发生在叶片表面，在此处是整个叶片的薄弱点，叶片的疲劳寿命和疲劳极限均决定于此．因此在后续疲劳寿命和疲劳极限的分析中，均只针对叶片表面进行分析．由于叶片内部应力水平均低于表面，疲劳破坏的可能性相对较低，在本文中不作为分析对象．疲劳载荷采用正弦载荷，幅值为无残余应力作用下叶片应力响应的幅值，频率为２９１４Ｈｚ．残余应力则在Ｆｅ－ｓａｆｅ软件中对叶片表面另行添加．３振动疲劳寿命模拟结果３．１振动疲劳寿命的分析方法叶片的振动疲劳寿命分析采用Ｆｅ－ｓａｆｅ软件来完成，即将上述图２（ａ）无残余应力作用时的应力响应结果导入Ｆｅ－ｓａｆｅ软件中，叶片表面的残余应力则通过Ｆｅ－ｓａｆｅ软件平均应力模块对叶片表面进行施加，添加式（１）的Ｓ－Ｎ曲线，选择修正的Ｇｏｏｄｍａｎ疲劳模型，对叶片进行振动疲劳寿命预测，并分析残余应力和粗糙度对叶片疲劳极限的影响．３．２残余应力对振动疲劳性能的影响振动过程中，残余压应力使叶片实际所受的疲劳载荷减小，叶片所受的应力水平降低势必会提高叶片振动疲劳寿命．由于叶片喷丸后表面粗糙度为０．５５μｍ、硬度为５２８．５Ｈｖ，根据硬度和强度之间的关系Ｈｖ＝０．３３σｂ，可推算出叶片表面材料的抗拉强度为１６１７ＭＰａ，在Ｆｅ－ｓａｆｅ软件中对叶片表面分别施加－３００、－５００和－７００ＭＰａ的残余应力，残余应力对叶片振动疲劳寿命的影响，模拟结果见图４．从图４可以看出，叶片振动疲劳发生在应力值较大的区域内，其中振动疲劳寿命最小点距离叶根约３．８ｍｍ，与叶片发生疲劳破坏的位置相符．并且随着残余应力从－３００ＭＰａ增加到－７００ＭＰａ，叶片振动疲劳寿命延长了６．３倍．结合Ｂａｓｑｕｉｎ方程和Ｇｏｏｄｍａｎ修正式，计算得到在抗拉强度１６１７ＭＰａ、粗糙度０．５５μｍ下残余应力对叶片振动疲劳极限的影响规律，如图５所示．从图５可以看出，残余压应力与叶片振动疲劳极限之间存在线性关系，随着残余应力逐渐增大，叶片的疲劳极限逐渐减小，两者的关系可表示为σｆａｔ＝５１０．９－０．３１－７０．９３σｒｅｓｔ，即残余每增加１００ＭＰａ，叶片的振动疲劳强度降低３０ＭＰａ．(a)Rres=-300MPa(b)Rres=-500MPa(c)Rres=-700MPa图４残余应力对叶片疲劳寿命的影响750700650600550500-800-600-400-2000残余应力/MPa极限疲劳强度/MPa实际叶片σlfs=-670MPa图５抗拉强度（１６４３ＭＰａ）下残余应力对叶片振动疲劳强度的影响３．３粗糙度对振动疲劳性能的影响当材料强度较高时，疲劳缺口因子Ｋｆ接近应力集中因子Ｋｔ［１５］，因此可用不同粗糙度条件下对应的不同应力集中因子Ｋｔ来代替振动时叶片的疲劳缺口因子Ｋｆ．在残余应力为－５３０ＭＰａ、材料抗拉强度为１６１７ＭＰａ条件下不同粗糙度对叶片振动疲劳寿命的影响，模拟结果如图６所示．从图６可以看出，随着叶片表面粗糙度的增加，叶片振动疲劳寿命危险区逐渐扩大，对应的疲劳寿命逐渐降低，叶片振动疲劳寿命随粗糙度的变化趋势如图７所示．从图７可以看出，随着粗糙度从０．１３μｍ（相对于光滑试样）增大到１．１０μｍ，叶片的振动疲劳寿命逐渐降低，但降低幅度较小，从１０６．９８降低至１０６．７１．(a)Ra=0.13μm(b)Ra=0.55μm(c)Ra=1.10μm图６粗糙度对叶片疲劳寿命的影响同样利用Ｂａｓｑｕｉｎ方程和Ｇｏｏｄｍａｎ修正式，计算得到了残余应力为－５３０ＭＰａ、材料抗拉强度为１６１７ＭＰａ条件下叶片振动疲劳极限随粗糙度·４·材料科学与工艺第２３卷的变化规律，如图７所示．由图７可知，随着粗糙度的增大，叶片的振动疲劳强度逐渐减小，两者的关系为σｆａｔ＝９．６７Ｒ２ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ－７０．９３Ｒｒｏｕｇｈｎｅｓｓ＋７１３．２３．在喷丸工艺条件（粗糙度＜０．５μｍ）下，粗糙度每增加０．１μｍ，叶片的振动疲劳强度降低约５ＭＰａ．72070068066064062060058000.51.01.52.02.53.0粗糙度/μm极限疲劳强度/MPa实际叶片σlfs=-670MPa图７残余应力（－５３０ＭＰａ）下粗糙度对叶片振动疲劳强度的影响４结论１）叶片共振过程中的应力响应为“拍”振动响应，叶片表面所受的应力大小满足以下关系σ＝１０４６ｓｉｎ（２４２．８３ｔ）ｓｉｎ（５８２８ｔ）．２）在表面粗糙度相同的条件下，叶片振动疲劳极限和疲劳寿命均随残余压应力的增大而减小，振动疲劳极限和残余应力之间满足关系式σｆａｔ＝５１０．９－０．３１－７０．９３σｒｅｓｔ．３）在残余应力相同的条件下，叶片振动疲劳极限和疲劳寿命均随粗糙度的增大而降低，但降低幅度较小，振动疲劳极限和粗糙度之间的关系为σｆａｔ＝９．６７Ｒ２ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ－７０．９３Ｒｒｏｕｇｈｎｅｓｓ＋７１３．２３．参考文献：［１］ＪＡＭＥＳＭＮ，ＮＥＷＢＹＭ，ＨＡＴＴＩＮＧＨＧ，ｅｔａｌ．⁃Ｓｈｏｔｐｅｅｎｉｎｇｏｆｓｔｅａｍｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅｓ：ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓｓｅｓａｎｄｔｈｅｉｒｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎｂｙｆａｔｉｇｕｅｃｙｃｌｉｎｇ［Ｊ］．⁃ＰｒｏｃｅｄｉａＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１０，２（１）：４４１－４５１．［２］ＮＩＤＲ，ＣＨＥＮＤＬ，ＸＩＡＯＢＬ，ｅｔａｌ．⁃Ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｓ⁃ｓｅｓａｎｄｈｉｇｈｃｙｃｌｅｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｆｒｉｃｔｉｏｎｓｔｉｒｗｅｌｄｅｄＳｉＣｐ／ＡＡ２００９ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ⁃ＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２０１３，５５：６４－７３．［３］ＺＨＡＮＧＹＫ，ＬＵＪＺ，ＲＥＮＸＤ，ｅｔａｌ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｌａｓｅｒｓｈｏｃｋｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｏｎｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌ⁃ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆａｔｉｇｕｅｌｉｖｅｓｏｆｔｈｅｔｕｒｂｏｊｅｔｅｎｇｉｎｅｂｌａｄｅｓｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｄｂｙＬＹ２ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄＤｅｓｉｇｎ，２００９，３０（５）：１６９７－１７０３．［４］何卫锋，李应红，李伟，等．激光冲击强化提高压气机叶片疲劳性能研究［Ｊ］．航空动力学报，２０１１（７）：１５５１－１５５６．ＨＥＷｅｉｆｅｎｇ，ＬＩＹｉｎｇｈｏｎｇ，ＬＩＷｅｉ，ｅｔａｌ．Ｌａｓｅｒｓｈｏｃｋｐｅｅｎｉｎｇｏｎｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒｂｌａｄｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｏｗｅｒ，２０１１（７）：１５５１－１５５６．［５］王学德，李启鹏，周鑫，等．激光冲击强化提高ＴＣ４叶片振动疲劳性能［Ｊ］．中国表面工程，２０１２，２５（２）：７５－８０．ＷＡＮＧＸｕｅｄｅ，ＬＩＱｉｐｅｎｇ，ＺＨＯＵＸｉｎ，ｅｔａｌ．⁃Ｉｍ⁃ｐｒｏｖｅｍｅｎｔｏｆｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｎＬＳＰｐｒｏｃｅｓｓｅｄＴＣ４ｂｌａｄｅ［Ｊ］．ＣｈｉｎａＳｕｒｆａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１２，２５（２）：７５－８０．［６］ＲＥＭＥＳＨ，ＫＯＲＨＯＮＥＮＥ，ＬＥＨＴＯＰ，ｅｔａｌ．⁃Ｉｎｆｌｕ⁃ｅｎｃｅｏｆｓｕｒｆａｃｅｉｎｔｅｇｒｉｔｙｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｈｉｇｈｓｔｒｅｎｇｔｈｓｔｅｅｌｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＣｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎａｌＳｔｅｅｌ⁃Ｒｅｓｅａｒｃｈ，２０１３，８９：２１－２９．［７］ＨＵＡＮＧＱ，ＲＥＮＪＸ．Ｓｕｒｆａｃｅｉｎｔｅｇｒｉｔｙａｎｄｉｔｓｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆｔｈｅｎｉｃｋｅｌ－ｂａｓｅｄｓｕｐｅｒａｌｌｏｙＧＨ３３Ａ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，１９９１，１３（４）：３２２－３２６．［８］胡志忠，曹淑珍．表面粗糙度对构件疲劳强度影响的预测［Ｊ］．西安交通大学学报，１９９５，２９（６）：９０－９４．ＨＵＺｈｉｚｈｏｎｇ，ＣＡＯＳｈｕｚｈｅｎ．Ｔｈｅｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｆｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈｆｏｒｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｕｒｆａｃｅｒｏｕｇｈｎｅｓｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌｏｆ’ＸｉａｎＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，１９９５，２９（６）：９０－９４．［９］任敬心，黄奇．加工表面粗糙度对高温合金材料ＧＨ３３Ａ疲劳寿命的影响［Ｊ］．航空制造技术，１９９３（５）：１－６．［１０］ＬＥＥＳ，ＫＩＭＴ，ＣＨＯＵＹ．Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆ⁃ｓｕｒｆａｃｅｒｏｕｇｈｎｅｓｓｏｎｃｏｎｔａｃｔ⁃ｆａｔｉｇｕｅｂｅｈａｖｉｏｒｕｓｉｎｇｍｅｓｏｓｃｏｐｉｃａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＴｒｉｂｏｌｏｇｙＬｅｔｔｅｒｓ，２００９，３６（３）：２６９－２７６．［１１］高玉魁．表面强化对Ａ－１００钢带孔构件疲劳性能的影响［Ｊ］．材料热处理学报，２０１４，３５（５）：１６０－１６３．ＧＡＯＹｕｋｕｉ．ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｌｏｃａｌｓｕｒｆａｃｅｓｔｒｅｎｇｔｈｅｎｉｎｇｏｎｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｗｉｔｈｈｏｌｅｓｏｆａｎＡ－１００ｓｔｅｅｌ［Ｊ］．ＴｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄＨｅａｔＴｒｅａｔｍｅｎｔ，２０１４，３５（５）：１６０－１６３．［１２］聂祥樊，何卫锋，臧顺来，等．激光喷丸提高ＴＣ１１钛合金高周疲劳性能的试验研究［Ｊ］．中国激光，２０１３，４０（８）：０８０３００６．１－７．ＮＩＥＸｉａｎｇｆａｎ，ＨＥＷｅｉｆｅｎｇ，ＺＡＮＧＳｈｕｎｌａｉ，ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｉｍｐｒｏｖｉｎｇ⁃ｈｉｇｈｃｙｃｌｅｆａｔｉｇｕｅ⁃ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＴＣ１１ｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙｂｙｌａｓｅｒｓｈｏｃｋｐｅｅｎｉｎｇ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＬａｓｅｒｓ，２０１３，４０（８）：０８０３００６．１－７．［１３］刘延柱，陈文良，陈立群．振动力学［Ｍ］．１版．北京：高等教育出版社，１９９８．［１４］王中光．材料的疲劳［Ｍ］．２版．北京：国防工业出版社，１９９５．［１５］陈传尧．疲劳与断裂［Ｍ］．１版．武汉：华中科技大学出版社，２００２．（编辑程利冬）·５·第５期叶能永，等：残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响