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镍基单晶飞秒激光制造气膜孔疲劳断裂行为

李飞, 温志勋, 罗磊, 岳珠峰, 刘智名

航空学报 2026, 47 (5): 432400-432400. DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32400

摘要（445）

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镍基单晶涡轮叶片上通常布置数百个直径在0.2~0.8 mm之间的气膜孔，气膜孔的存在破坏了涡轮叶片结构完整性，在高温疲劳载荷下成为叶片失效断裂的多发部位。针对气膜孔制造初始损伤与疲劳断裂行为强相关的问题，以镍基单晶合金飞秒激光制造气膜孔试样开展疲劳断裂行为研究。首先，采用流体动力学方法建立了飞秒激光三维螺旋制孔仿真模型，获取制孔过程孔型演化规律；然后从几何、微观结构和力学性能方面对气膜孔表面完整性进行分析，气膜孔孔型平均锥度约为0.19°，孔边热损伤区的最大深度约为18 μm，且发生严重氧化，孔边残余应力最大值为463 MPa。紧接着，对气膜孔试样进行980 ℃下疲劳试验，从试样断口中发现裂纹起源于孔壁热影响区，随后裂纹面以近似逆时针旋转约6°的椭圆轮廓沿着垂直于载荷的方向扩展直至断裂。最后，根据飞秒激光制造气膜孔疲劳断裂行为提出了基于增量塑性和构形力理论的M积分裂纹扩展驱动力，并在此基础上构建了气膜孔疲劳裂纹扩展率与有效裂纹扩展驱动力之间的有效函数描述模型。

参数	数值
平均功率/W	12
光斑半径/μm	12
激光波长/nm	1 030
脉冲持续时间/fs	220
激光频率/kHz	100
激光扫描速度/（r·min^-1）	2 500
吹气压力/MPa	0.7

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表1 飞秒激光制孔工艺主要参数

正文中引用本图/表的段落

试样材料为国产第二代镍基单晶高温合金DD6，经过标准热处理和出厂检测，［001］晶体取向偏差为6.4°。为保证试验的一致性，所有试样均在同一块毛坯料加工而成。试验件设计参考《金属材料轴向加载疲劳试验方法》标准［18］和美国机械工程学会ASTM E466标准［19］，狗骨状试样设计尺寸和实物如图1所示，试样标距段宽度为6 mm，厚度为1 mm，在试样中心采用飞秒激光工艺加工直径为0.5 mm的垂直孔，制孔过程使用的主要参数如表1所示。

式中：

C_{σ}

为表面张力系数，取1.57×10-3；

σ

为表面张力；x为温度变化矢量方向；z为重力加速度方向，此处指试样厚度方向。

利用表1中的数据进行三维螺旋制孔仿真计算，得到的气膜孔形成过程如图11所示。在激光的烧蚀作用下，材料表面发生液化与气化，形成的熔融体向孔外四周喷溅，在表面首先形成了凹坑。随着激光进一步作用，凹坑深度增大形成小孔，向外喷射的熔融体冷却后附着在孔壁上，导致小孔直径逐渐减小，形成锥度。从图11（b）可知在第16 s时激光前端接触试样底部，随后在第44 s完全加工成最终孔形（真实气膜孔加工时间约为50 s）。仿真计算得到的几何形状与3.1节中测量得到的倒截头锥形式的气膜孔几何形状大致吻合，仿真气膜孔锥度（0.54°）与试验值（0.19°）的绝对偏差为0.35°，对应入口-出口直径差仅6 μm，处于飞秒激光制孔亚度级精度可控范围。

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