《Optics & Laser Technology》：Preventing bolt head fracture and enhancing tensile fatigue life of GH4169 bolts via laser shock peening
编辑推荐：
摘要为了改善GH4169超级合金螺栓头部的拉伸疲劳性能，对其进行了激光冲击强化（LSP）处理。系统研究了LSP处理后螺栓头部的表面完整性、拉伸疲劳断裂行为及强化机制。结果表明，LSP处理基本消除了螺栓头部中的裂纹和加工缺陷，同时提高了表面硬度和压缩残余应力。处理后的螺栓系列平均晶
摘要
为了改善GH4169超级合金螺栓头部的拉伸疲劳性能，对其进行了激光冲击强化（LSP）处理。系统研究了LSP处理后螺栓头部的表面完整性、拉伸疲劳断裂行为及强化机制。结果表明，LSP处理基本消除了螺栓头部中的裂纹和加工缺陷，同时提高了表面硬度和压缩残余应力。处理后的螺栓系列平均晶粒尺寸减小到8.16微米，并形成了高密度的位错。采用3.8焦耳激光能量的LSP处理螺栓系列显示出最高的平均拉伸疲劳寿命，从86,250循环增加到141,557循环，提升了64.1%。此外，在压缩残余应力和晶粒细化的协同作用下，疲劳裂纹扩展路径发生了变化，这是提高GH4169超级合金螺栓拉伸疲劳寿命的主要因素。
引言
紧固件在航空航天应用中作为关键部件，发挥着重要作用，例如在航空发动机高压转子、飞机翼身接头、火箭/导弹的承重部分以及高超音速飞行器的高温区域。紧固件的使用量巨大，小型飞机可能使用多达40万个紧固件，大型商用飞机则需要150万到200万个紧固件。这种广泛的应用凸显了预加载性能和服务可靠性在确保航空航天系统完整性方面的极端重要性[1]、[2]。在航空发动机应用中，关键紧固件系统要承受超过1000次的热循环，同时还要抵御极端振动载荷。现代涡轮风扇发动机的工作条件特别苛刻，转速超过8000 RPM，涡轮入口温度超过1000°C [3]、[4]。航天发射系统则面临不同的热挑战，低温储罐附近的紧固件会经历从低温到常温的热瞬变，而发动机附近的螺栓则承受反向温差。此外，火箭发动机紧固件必须承受频率高达数十千赫兹的强烈随机振动环境。这种极端的温度循环和机械振动载荷常常导致紧固件在动态激励下过早发生疲劳失效[5]、[6]。这类失效具有随机性和突然性的特点，通常表现为灾难性的系统失效，且事先无法察觉。这种隐蔽的失效起始和快速扩展的组合在任务关键型的航空航天应用中带来了重大的安全隐患，因此需要先进的预测性维护策略和改进的紧固件设计。
螺栓连接中的疲劳失效主要发生在应力集中区域，特别是螺纹根部和螺栓头部圆角[7]、[8]、[9]（见图1）。随着先进航空航天系统（包括重型运载火箭和下一代航空发动机）的发展，这些失效模式带来了更大的挑战，这些系统在极端服务条件下要求前所未有的可靠性和延长的使用寿命。现代航空航天应用中日益加剧的热-机械耦合效应以及多样化的连接配置，促使抗疲劳螺栓技术需要革命性的改进。
为应对这些挑战，研究人员系统地开发了三种协同策略[10]、[11]、[12]：（1）具有增强机械性能的先进专用合金；（2）结合精密成形技术的优化制造工艺；（3）用于提高疲劳性能的新型表面工程技术。在这些创新中，GH4169超级合金（在美国也称为IN718合金）是一种典型的沉淀强化超级合金，已成为高温航空航天紧固件的国际标准。当前的研究重点是通过先进的热-机械处理协议和表面增强技术来优化疲劳寿命[13]、[14]、[15]、[16]，包括但不限于：（1）控制的固溶处理和时效序列；（2）通过变形强化产生压缩残余应力；（3）低塑性抛光以改善表面完整性。这些表面 modification 方法在复杂的载荷谱下有效延缓了裂纹的起始和扩展，显著延长了疲劳寿命。该合金在极端温度範围（-253°C–700°C）内表现出卓越的机械稳定性，在650°C以下保持优异的屈服强度，并具有显著的抗疲劳和抗腐蚀性能[13]、[17]。
螺栓头部圆角的几何复杂性给传统表面处理带来了重大挑战，尤其是在实现应力集中区域的目标强化方面。传统的处理方法（如喷丸处理）具有随机性，由于冲击分布不受控制以及工艺可控性有限，本质上会影响螺栓头部圆角处残余应力的精确调节。LSP通过高能量纳秒激光脉冲产生的精确定位的等离子体冲击波，在残余应力工程方面展现出更优异的可控性[18]、[19]。这种技术能够形成定义明确的压缩残余应力场，并且具有比传统喷丸处理更小的应力不均匀性。与主要针对简单几何形状或标准GH4169试样的传统LSP研究不同，本研究特别针对航空航天螺栓的头部圆角区域，该区域在拉伸循环载荷下存在严重的应力集中和几何约束，这导致了疲劳失效[20]。与传统表面强化技术相比，LSP能够为复杂曲面区域提供局部和可控的强化，从而在提高GH4169螺栓的表面完整性和抗疲劳性能方面具有独特优势，体现了其在航空航天紧固件应用中的工程意义[21]、[22]。因此，LSP技术具有很高的适用性，可以应用于防止螺栓头部断裂和延长GH4169螺栓的拉伸疲劳寿命。本研究调查了LSP处理后的微观结构、残余应力、表面硬度和拉伸疲劳行为，并揭示了螺栓头部的强化机制。
章节片段
材料与方法
实验研究选择了符合MJ14规格的GH4169螺栓，其化学成分如下：C 0.027%、Si 0.04%、Mn 0.08%、Cr 18.71%、Ni 52.85%、Al 0.46%、Mo 3.04%、Nb 5.07%、P 0.004%，其余为Fe。GH4169超级合金的热处理包括固溶处理和两阶段时效过程。样品首先在980°C下进行1小时的固溶处理，随后空气冷却以稳定微观结构。
光学显微镜（OM）和扫描电子显微镜（SEM）微观结构表征
整体微观结构表现出显著的均匀性。如图5(a)所示，晶粒尺寸相对均匀，表明在固溶处理过程中元素重新分布均匀，促进了稳定的奥氏体基体的形成。图5(b)中观察到明显的晶界，沉淀物优先沿着这些晶界形成。高倍率SEM分析（图5(c)）显示，约5微米的沉淀物与基体保持着完整的界面结合。
拉伸疲劳寿命
在大多数情况下，裂纹起源于部件表面。疲劳断裂可以分为起始、扩展和最终断裂三个阶段，其中起始和扩展阶段占总疲劳寿命的80%以上[37]。因此，抑制裂纹起始可以有效延长螺栓的使用寿命。为了评估疲劳寿命，对经过LSP处理和未经处理的螺栓系列进行了拉伸疲劳测试。根据标准测试条件（GJB715.30A-2003），进行了三次测试。
结论
本研究调查了LSP对GH4169螺栓头部圆角表面完整性（微观结构、表面硬度、残余应力）、拉伸疲劳断裂和强化机制的影响。主要结论如下：
(1)LSP显著改善了GH4169螺栓头部圆角的表面层微观结构。TEM和EBSD分析显示，原本粗大且连续分布的δ相被分解成短棒状，减少了相界处的应力集中；
作者贡献声明
张亚龙：撰写 – 审稿与编辑、监督、项目管理、方法论、概念设计。何翔：撰写 – 原稿撰写、实验研究、数据分析。王杰：验证、实验研究。史大鹏：资源协调、数据分析。刘慧：方法论、数据分析。关月：验证、实验研究。刘雷：验证、资源协调。臧振辉：撰写 – 审稿与编辑、监督。李天中：数据分析。
利益冲突声明
我们确认作者及本手稿与任何组织机构或实体均无财务或其他形式的利益关联。因此，在提交本手稿时不存在利益冲突，所有作者均同意发表该手稿。
致谢
本研究得到了河南省科技研究项目（项目编号262102220011和262102231024）的支持。
张亚龙|何翔|王杰|史大鹏|刘慧|关月|刘雷|臧振辉|李天中
