飞机结构激光冲击强化研究进展与展望

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28595

综述

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飞机结构激光冲击强化研究进展与展望

聂祥樊¹(), 李阳¹, 王亚洲¹, 万全红², 何卫锋¹

^1.空军工程大学航空动力系统与等离子体技术全国重点实验室，西安 710038
^2.航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

收稿日期:2023-02-21 修回日期:2023-03-24 接受日期:2023-05-06 出版日期:2023-05-15 发布日期:2023-05-12
通讯作者: 聂祥樊 E-mail:niexiangfan_kgd@126.com
基金资助:
国防基础科研项目(JCKY2019802B001);国家自然科学基金(92060109)

Research progress and prospect of laser shock peening technology in aircraft structure

Xiangfan NIE¹(), Yang LI¹, Yazhou WANG¹, Quanhong WAN², Weifeng HE¹

^1.National Key Lab of Aerospace Power System and Plasma Technology，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China
^2.AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute，Chengdu 610091，China

Received:2023-02-21 Revised:2023-03-24 Accepted:2023-05-06 Online:2023-05-15 Published:2023-05-12
Contact: Xiangfan NIE E-mail:niexiangfan_kgd@126.com
Supported by:
National Defense Basic Research Program(JCKY2019802B001);National Natural Science Foundation of China(92060109)

摘要/Abstract

摘要：

飞机梁、框、壁板等承力结构广泛采用铝合金、钛合金等轻质合金，且孔、槽、窝、连接等局部区域存在应力集中、工作应力大等问题，容易导致服役过程中在交变载荷作用下发生疲劳裂纹故障，制约飞机结构服役寿命，甚至影响飞行安全。激光冲击强化是一种新型表面塑性强化技术，可在不更换材料和不改变结构尺寸的前提下，通过材料表层内预制残余压应力和改善微观组织，显著提升其疲劳性能，现已在美军F-22、F-35等飞机上实现了工程应用。重点阐述含孔、焊接、含倒角和高承载等典型飞机结构激光冲击强化研究进展及有待解决的问题，分析并总结近年来飞机结构激光冲击强化研究历程与发展特点，从设备、机理、工艺和工程应用等方面进行研究展望。通过系统性研究进展和梳理技术问题，明确未来工程应用所需的理论支撑和关键技术，促进相关创新链、产业链快速发展与协同合作，推动激光冲击强化技术在中国军民用飞机结构抗疲劳制造与延寿修理上的规模化应用。

关键词: 激光冲击强化, 飞机结构, 抗疲劳制造, 延寿修理, 疲劳性能

Abstract:

Light alloys such as aluminum alloy and titanium alloy are widely used in load-bearing structures such as aircraft beams， frames and panels. Since critical problems such as stress concentration and high working stress exist in the local areas such as holes， grooves， sockets and joints of aircraft， fatigue cracks are easy to occur under alternating load during service， restricting the service life of aircraft structures and even affecting flight safety. As a novel surface plastic-strengthening technology， Laser Shock Peening （LSP） can significantly improve the fatigue performance by imparting compressive residual stress and improving microstructure in the surface layer of the material without changing the material and structure size. Engineering applications of LSP have been realized in the U. S. F-22， F-35 and other aircraft. In this paper， the research progress and unsolved problems in LSP of typical aircraft structures including holes， welding， chamfers and high-bearing regions are deeply discussed. Besides， the research history and development characteristics of LSP of aircraft structures in recent years are analyzed and summarized. Moreover， research prospects are made from the aspects of equipment， mechanism， process and engineering application. By systematically teasing the research progress and technical problems， this paper aims to clarify the theoretical support and key technology required for future engineering application， facilitate the rapid development and collaboration of related innovation and industrial chains， and promote the large-scale application of LSP technology in anti-fatigue manufacturing and life-extension repairing of aircraft structures in China.

Key words: laser shock peening, aircraft structures, anti-fatigue manufacturing, life-extension repairing, fatigue performance

中图分类号:

V261.8

聂祥樊, 李阳, 王亚洲, 万全红, 何卫锋. 飞机结构激光冲击强化研究进展与展望[J]. 航空学报, 2023, 44(24): 28595-028595.

Xiangfan NIE, Yang LI, Yazhou WANG, Quanhong WAN, Weifeng HE. Research progress and prospect of laser shock peening technology in aircraft structure[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(24): 28595-028595.

图/表 30

图 1

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表 1

表 2

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

结构	材料	功率密度/ （GW·cm^-2）	次数	搭接率	表面残余应力/MPa	影响深度/mm	疲劳性能	文献
含孔结构	7050-T7451	1.41	2	50%			应力比R=0.1，应力水平为195 MPa，疲劳寿命增幅为38.92%	［47］
含孔结构	7050-T7451	6.01	2	50%			应力比R=0.1，应力水平为195 MPa，疲劳寿命增幅为-32.17%	［47］
	7050-T7451	3.77	2	50%	-441	1.55	应力比R=0.1，当应力水平为165.8、195.0、275.4 MPa时，疲劳寿命分别提高了4.51倍、2.16倍、1.16倍	［55］
	AA2024-T3	4	1	50%			应力比R=0.1，应力水平为110 MPa，疲劳寿命提高了2.1倍	［60］
	Ti-17	10.61	3	50%	-304	~0.5	应力比R=0.1，应力水平为450 MPa，疲劳寿命提高了330%	［53］
	TC4-DT	10.55	2	63%	~-420	~0.9	应力比R=0.1，当应力水平为300、350、400 MPa时，疲劳寿命分别提高了750.3%、277.2%、108.2%	［54］
焊接结构	7050-T7451	13.26	1	50%			应力比R=0.1，当应力水平为200、250、300 MPa时，疲劳寿命分别提高了30%、27%、5%	［62］
	AA6056-T6	25（方形光斑）	1	0%	~-250	~2	应力比R=0.1，疲劳循环次数为10⁷，疲劳极限提高了43%	［66］
	TC4	13.26	1	40%	-564.37		应力比R=0.1，应力水平为520 MPa，疲劳寿命增幅为2.77~8.15倍	［63］
含倒角结构	7050-T7451	4（方形光斑）	3		-339	2.44	应力比R=0.1，应力水平为415 MPa，疲劳寿命提高了2.3倍应力比R=0.1，疲劳循环次数为10⁶，疲劳极限提高了41%	［67］
	6061-T6	4	1	70%	-9	>1.8		［70］
	6061-T6	6	1	70%	-13	>1.8		［70］
	2060-T8	1.06	1	50%	-450	1		［74］
	2024-T351	5.31	2	50%	~-320	~1.3	应力比R=0.1，疲劳载荷最大值为4.5 kN，疲劳裂纹扩展寿命提高了2.54倍	［68］
高承载结构	Hy-Tuf钢	10（方形光斑）	3	3%	~-800		谱载条件下，疲劳寿命提高了271%	［35］

复合工艺	主要应用对象	特点	关键技术
开缝/压合衬套＋LSP	孔	开缝/压合衬套对孔内壁进行强化，激光冲击强化对孔端面进行强化，在孔周形成全方位强化效应	工艺实施顺序，控制变形的技术
		开缝/压合衬套对孔内壁进行强化，激光冲击强化对孔端面进行强化，在孔周形成全方位强化效应
喷丸＋LSP	隔框、壁板等部件	强化区域面积大，硬化程度高，强化层更深，表面残余压应力更大	工艺实施顺序，疲劳关键区域的确定，塑性变形协同控制
		强化区域面积大，硬化程度高，强化层更深，表面残余压应力更大	工艺实施顺序，疲劳关键区域的确定，塑性变形协同控制
滚压+LSP	轴类或套筒类部件	表面质量更好，硬化程度高，表面残余压应力更大，表层晶粒尺寸更加细化	工艺实施顺序，滚压工艺参数的选择，滚压残余应力场的控制
		表面质量更好，硬化程度高，表面残余压应力更大，表层晶粒尺寸更加细化	工艺实施顺序，滚压工艺参数的选择，滚压残余应力场的控制
超声冲击+LSP	焊接部件	晶粒细化程度高，表面残余压应力更大	工艺实施顺序，强韧性协同控制

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飞机结构激光冲击强化研究进展与展望

Research progress and prospect of laser shock peening technology in aircraft structure

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图/表 30

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