葉片作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵構(gòu)件，在使用過(guò)程中曾發(fā)生過(guò)多次斷裂，其中 25% 以上與高周疲勞斷裂相關(guān)，因此疲勞抗力是衡量葉片可靠性的主要指標(biāo)之一［1］ 。疲勞抗力對(duì)葉片加工產(chǎn)生的污染、劃傷、夾雜、殘余拉應(yīng)力、晶粒細(xì)化等表面狀態(tài)特征特別敏感。高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片大量采用鈦合金鍛造毛坯，并通過(guò)銑削加工方法制造［2］ 。鈦合金屬于典型難加工材料，切削抗力大、切削溫度高，極易造成被加工表面形貌缺陷和表層組織損傷，破壞葉片構(gòu)件表面的完整性，從而嚴(yán)重影響葉片疲勞性能 ［3］ 。
疲勞是一個(gè)非常復(fù)雜的過(guò)程，構(gòu)件疲勞失效受殘余應(yīng)力、缺口應(yīng)力集中效應(yīng)、棱邊效應(yīng)以及腐蝕環(huán)境等眾多因素的影響。研究表明，疲勞壽命與粗糙度值成反比，粗糙表面上的劃痕和凹坑直接產(chǎn)生裂紋，殘余壓應(yīng)力會(huì)影響裂紋的萌生位置和擴(kuò)展速率 ［4］ 。Novovic等［5］ 研究表明較低的表面粗糙度會(huì)產(chǎn)生較長(zhǎng)的疲勞壽命，當(dāng)表面粗糙度 Ｒ a 在 2． 5 ～ 5． 0 μm 時(shí)，殘余應(yīng)力和微觀組織是影響工件疲勞壽命的關(guān)鍵因素;但在400 ℃高溫條件下，兩者對(duì)疲勞壽命的影響顯著度有所降低。
章剛等［6］ 指出疲勞壽命隨表面粗糙度的增大而降低，并建立了平板缺口試樣表面粗糙度與疲勞壽命之間的二次關(guān)系模型。Sun 等［7］ 指出當(dāng)外部載荷超過(guò)疲勞極限時(shí)，疲勞裂紋開(kāi)始萌生;當(dāng)機(jī)械加工引入較大的殘余壓應(yīng)力時(shí)，需要更大的外載荷使裂紋萌生，有效地提高了材料的疲勞性能［8］ 。Nie 等 ［9］ 認(rèn)為，殘余壓應(yīng)力可以抵消部分工作應(yīng)力、防止裂紋萌生、提高裂紋萌生壽命;晶粒細(xì)化使位錯(cuò)在更多的晶粒中運(yùn)動(dòng)、塑形變形更均勻、屈服強(qiáng)度增大、提高裂紋擴(kuò)展閾值 ［10］ 。為了根據(jù)表面狀態(tài)特征綜合評(píng)判疲勞性能，Hultgren 等［11］ 提出了疲勞性能與表面粗糙度、殘余應(yīng)力、抗拉強(qiáng)度和失效循環(huán)次數(shù)間的解析模型。Wu 等［12］ 分析了不同組織結(jié)構(gòu)和晶粒尺寸對(duì)鈦合金 Ti6Al4V 高周疲勞壽命的影響，發(fā)現(xiàn)雙態(tài)組織、網(wǎng)籃組織、等軸組織對(duì)疲勞強(qiáng)度的提高依次減弱。譚靚等［13］ 分析了 7055 鋁合金銑削加工后的疲勞壽命，指出一定殘余應(yīng)力和硬化程度可以將裂紋萌生位置從表面轉(zhuǎn)移到表面以下。Wu 等［14］ 研究了噴丸強(qiáng)化對(duì) GH4169 高溫合金車(chē)削標(biāo)準(zhǔn)試樣疲勞壽命的影響規(guī)律，提出表面粗糙度與疲勞壽命成反比關(guān)系，殘余應(yīng)力和顯微硬度是提高疲勞壽命的關(guān)鍵因素，噴丸后的拋光工序可以改善表面粗糙度，將疲勞的多源起始變?yōu)閱卧雌鹗肌?/p>
從上述分析可知，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在疲勞方面的研究主要集中于通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)疲勞試樣的拉伸、旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)分析表面粗糙度、微觀組織和殘余應(yīng)力變化對(duì)疲勞性能的影響規(guī)律，未考慮構(gòu)件實(shí)際服役過(guò)程中的真實(shí)失效狀態(tài)。因此，針對(duì)葉片構(gòu)件在實(shí)際工作時(shí)所表現(xiàn)出來(lái)的振動(dòng)疲勞失效，弱化加工工況的影響，分析表面粗糙度、殘余應(yīng)力、顯微硬度等表面狀態(tài)特征對(duì)葉片振動(dòng)疲勞壽命的影響，探究具有不同表面狀態(tài)的葉片的疲勞失效模式和失效行為是現(xiàn)在迫切需要解決的關(guān)鍵問(wèn)題。
1 、試驗(yàn)過(guò)程
1． 1 葉片加工
為了完全符合整體葉盤(pán)加工時(shí)的刀具工況、走刀軌跡和讓刀，選擇整盤(pán)加工完成后再采用線切割工藝分割成單個(gè)葉片。根據(jù)銑削基礎(chǔ)試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果，選擇表 1 所示 5 組不同銑削參數(shù)分別完成葉片單元件加工中精銑葉型工序，每組參數(shù)加工 4 個(gè)葉片，其中一個(gè)葉片進(jìn)行表面粗糙度、表面殘余應(yīng)力和表面顯微硬度測(cè)試，剩余 3 個(gè)葉片做振動(dòng)疲勞試驗(yàn)。刀具選用株鉆BＲ5 ×3° XD16 錐度球頭刀、四齒、銑削方式為螺旋銑。葉片加工結(jié)束后，采用三坐標(biāo)測(cè)量機(jī)測(cè)量葉型輪廓度范圍［－0． 03 mm，0． 05 mm］，葉型未出現(xiàn)輪廓超差，符合設(shè)計(jì)工藝圖紙精度要求。
1． 2 葉片模態(tài)分析
模態(tài)分析是一種結(jié)構(gòu)固有屬性分析，提取的位移和應(yīng)力均為無(wú)量綱結(jié)果，只反應(yīng)分布趨勢(shì)。固有頻率低，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作中也容易出現(xiàn)激勵(lì)頻率與結(jié)構(gòu)共振頻率接近，使葉片產(chǎn)生共振導(dǎo)致疲勞失效，故選用一階頻率作為葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)時(shí)確定共振頻率的參考依據(jù)。圖 1 為葉片一階模態(tài) 619． 03 Hz 下的位移場(chǎng)，葉片在一階頻率下表現(xiàn)為彎曲振型，進(jìn)氣邊葉尖處振動(dòng)位移最大，由葉尖向葉根方向位移逐漸減小。圖 2 為葉片在一階頻率下葉背和葉盆的模態(tài)應(yīng)力分布，在一階彎曲振型下，葉背模態(tài)應(yīng)力大于葉盆，葉背最大應(yīng)力區(qū)
在葉高方向位于距葉尖32． 44 ～60． 71 mm，弦長(zhǎng)方向在距進(jìn)氣邊 24． 74 ～30． 37 mm;葉盆在距葉尖 78． 6 mm，距進(jìn)氣邊 29． 7 mm 的葉根圓角處。此模態(tài)結(jié)果可為振動(dòng)疲勞試驗(yàn)過(guò)程中最大應(yīng)力區(qū)確定提供參考依據(jù)。
1． 3 葉片疲勞試驗(yàn)
葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)在 ES-10D-240 型振動(dòng)試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行，葉片通過(guò)專用夾具固定在電磁振動(dòng)臺(tái)上，如圖 3 所示。根據(jù)模態(tài)分析獲得的一階頻率和位移分布結(jié)果，將掃頻范圍設(shè)定為 500 ～ 700 Hz，在距葉尖及排氣邊 5 mm 處用激光位移傳感器監(jiān)測(cè)葉尖振幅。由于試驗(yàn)過(guò)程中葉片的應(yīng)力大小不易測(cè)量，需要把應(yīng)力載荷水平轉(zhuǎn)化為葉尖振幅通過(guò)振動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)施加于葉片尖端。在圖 2 所示的最大應(yīng)力位置粘貼應(yīng)變片，采集應(yīng)變和振幅數(shù)據(jù)，標(biāo)定應(yīng)力與葉尖振幅之間的關(guān)系，結(jié)果如式(1)所示。
式中:x 為葉尖位移峰峰值，mm;y 為葉片的工作應(yīng)力峰峰值，MPa。
2 、結(jié)果分析
2． 1 疲勞壽命建模
5 組葉片的表面粗糙度、表面顯微硬度和疲勞壽命結(jié)果，如表 2 所示。本文采用具有 50% 存活率的中值疲勞壽命 N 50 進(jìn)行葉片疲勞壽命表征，中值疲勞壽命N 50 定義如式(2)所示
式中:N為對(duì)數(shù)疲勞壽命平均值;N 50 為中值疲勞壽命;n為母體數(shù)，即每組試樣數(shù)量;N i 為每組內(nèi)第 i 根試樣的疲勞壽命。
對(duì)表 2 所示的表面完整性測(cè)試結(jié)果與疲勞壽命進(jìn)行非線性回歸分析，建立 TC17 鈦合金表面完整性狀態(tài)特征與疲勞壽命的經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型Ⅰ，如式(3)所示。該模型擬合的 Ｒ 2 =0． 925 8，說(shuō)明擬合的模型對(duì)于分析表面完整性對(duì)疲勞壽命的影響是可靠的。
式中:N f 為疲勞壽命，Ｒ a 為表面粗糙度; HV 為表面顯微硬度; σ r 為表面殘余應(yīng)力的絕對(duì)值。切削過(guò)程中刀具與零件表面間的摩擦、切屑分離時(shí)表面層金屬的塑性變形以及工藝系統(tǒng)中的高頻振動(dòng)等因素使加工表面產(chǎn)生間距很小的峰谷不平度，表現(xiàn)為粗糙度值和表面形貌特征。在研究中發(fā)現(xiàn)對(duì)于萌生于表面的裂紋，表面微小裂紋或者劃痕是引發(fā)疲勞的
關(guān)鍵，零件在服役過(guò)程中受工作應(yīng)力作用，在凹谷的最低點(diǎn)或最低點(diǎn)附近產(chǎn)生應(yīng)力集中，計(jì)算公式如式(4)所示［15］ ，從而助長(zhǎng)裂紋在構(gòu)件表面的起始。表面越粗糙，表面的谷壑越深，谷底的曲率半徑越小，產(chǎn)生的應(yīng)力集中越嚴(yán)重，抗疲勞破壞能力就越差。因此，文章提出考慮在疲勞壽命預(yù)測(cè)建模時(shí)將表面粗糙度和表面紋理對(duì)疲勞壽命的影響用考慮多項(xiàng)表面粗糙度指標(biāo)和谷底曲率半徑的應(yīng)力集中系數(shù)表征。又因?yàn)椴牧嫌删鶆蛩苄宰冃蜗蚓植考兴苄宰冃芜^(guò)渡的臨界值用抗拉強(qiáng)度來(lái)表示，它也是材料最大承載能力的表征量，當(dāng)應(yīng)力超過(guò)抗拉強(qiáng)度后構(gòu)件隨即發(fā)生失效斷裂。表面顯微硬度增加可以提高材料抗拉強(qiáng)度，增大裂紋開(kāi)始擴(kuò)展的閾值。鑒于此，本文提出依賴應(yīng)力集中、考慮應(yīng)變硬化和應(yīng)力敏感性的葉片疲勞壽命預(yù)測(cè)模型測(cè)模型Ⅱ，如式(5)所示。
式中:Ｒ a 為表面算術(shù)平均偏差;Ｒ y
為表面微觀不平度
十點(diǎn)高度;Ｒ z 為指表面輪廓最大高度;n = 1 為待測(cè)面
受剪切載荷;n =2 為待測(cè)面承受彎曲載荷;ρ為平均谷
底曲率半徑。
中:N f 為疲勞壽命;K st 為應(yīng)力集中系數(shù);HV 為加工硬
度值;HV 0 為基體硬度值;σ r 為殘余應(yīng)力測(cè)試值，MPa;
σ b 為材料抗拉強(qiáng)度，MPa;a i (i = 0，1，2，3) 為模型
系數(shù)。
按照上述模型對(duì)表 2 所示的葉片表面狀態(tài)特征與
疲勞壽命結(jié)果進(jìn)行非線性回歸分析，建立常溫條件、工
作應(yīng)力載荷 600 MPa 下 TC17 鈦合金葉片振動(dòng)疲勞壽
命預(yù)測(cè)模型，如式 (6) 所示。該模型擬合的 Ｒ 2 =
0． 879 9，說(shuō)明預(yù)測(cè)模型對(duì)于分析表面狀態(tài)特征對(duì)疲勞
壽命的影響是可靠的。
式中:N f 為疲勞壽命;K st 為應(yīng)力集中系數(shù);HV 為表面顯
微硬度;σ r 為表面殘余應(yīng)力值。
采用已經(jīng)建立的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型Ⅰ和模型Ⅱ?qū)?/p>
5 組試驗(yàn)的疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，模型預(yù)測(cè)結(jié)果與疲勞試
驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖 4 所示。可以看出，兩個(gè)預(yù)測(cè)模型
都對(duì)第 2 組試驗(yàn)的預(yù)測(cè)誤差最大，對(duì)第 1 組試驗(yàn)的預(yù)
測(cè)誤差最小;模型Ⅰ的最大誤差為 42． 05%，最小誤差
為 2． 60%，平均誤差為 13． 12%;模型Ⅱ的最大誤差為
15．17%，最小誤差為 2． 55%，平均誤差為 8． 94%。可
見(jiàn)，預(yù)測(cè)模型Ⅱ比常規(guī)預(yù)測(cè)模型Ⅰ的預(yù)測(cè)誤差減小
4． 18%，說(shuō)明本文新提出的葉片疲勞壽命預(yù)測(cè)模型的
準(zhǔn)確性和可靠性，也證明表面應(yīng)力集中系數(shù)比表面粗
糙度能更系統(tǒng)全面的評(píng)估構(gòu)件的疲勞性能。
2． 2 表面狀態(tài)特征對(duì)疲勞壽命的影響
圖 5 為葉片表面應(yīng)力集中系數(shù)、表面殘余應(yīng)力、表
面顯微硬度對(duì)疲勞壽命的影響規(guī)律，分析發(fā)現(xiàn)殘余應(yīng)
力對(duì)疲勞壽命的影響最顯著，其次是表面應(yīng)力集中系
數(shù)，最后是顯微硬度。其中:第 1 組試驗(yàn)的表面應(yīng)力集
中系數(shù)最小，表面殘余壓應(yīng)力和表面顯微硬度最大，獲
得最高疲勞壽命;第 2 組試驗(yàn)表面應(yīng)力集中系數(shù)最大，
表面殘余壓應(yīng)力和表面顯微硬度最小，獲得最低的疲
勞壽命;第 3 組和第 5 組試驗(yàn)表面應(yīng)力集中系數(shù)較小，
表面殘余壓應(yīng)力和表面顯微硬度較小，獲得較低的疲
勞壽命;第 4 組試驗(yàn)表面應(yīng)力集中系數(shù)小，表面殘余壓
應(yīng)力較小，但是表面顯微硬度較大，疲勞壽命較高。可
見(jiàn)，表面粗糙度、表面殘余應(yīng)力、表面顯微硬度對(duì)疲勞
壽命的影響錯(cuò)綜復(fù)雜，在實(shí)際加工中，需要合理的選擇
加工工藝，實(shí)現(xiàn)表面粗糙度、顯微硬度與殘余應(yīng)力的協(xié)
同控制才能提高構(gòu)件的疲勞性能。
2． 3 疲勞斷口分析
選擇第1 組試驗(yàn)的1#葉片和第3 組試驗(yàn)的3#葉片
進(jìn)行疲勞斷口分析，疲勞源區(qū)的放大形貌如圖 6 所示，
葉片表面粗糙度分別為 0． 373 μm、0． 417 μm，表面光
滑。第 1 組試驗(yàn)的 1#葉片裂紋起源于加工表面走刀紋
理處，第 3 組試驗(yàn)的 3#葉片疲勞裂紋起源于材料夾雜
缺陷處。兩組試驗(yàn)的疲勞裂紋均為表面單源起始，這
主要是因?yàn)閺澢B(tài)恒定應(yīng)力加載條件下，疲勞試樣
表面本身承受最大拉應(yīng)力，且試樣加工表面走刀紋理
和材料夾雜部位存在局部應(yīng)力集中。銑削工藝下疲勞
源區(qū)均為典型的收斂類源區(qū)，源區(qū)附近斷面平坦，疲勞
源區(qū)均可觀察到大量輻射臺(tái)階從裂紋起始點(diǎn)向周?chē)鷶U(kuò)
散，裂紋多向擴(kuò)展如圖中箭頭所示;由于裂紋擴(kuò)展速率
快，未觀測(cè)到疲勞弧線條紋;斷面經(jīng)過(guò)反復(fù)擠壓摩擦后
疲勞源區(qū)可見(jiàn)到閃光的小面;由于銑削加工產(chǎn)生殘余
壓應(yīng)力，增加了裂紋尖端的閉合效應(yīng)，有效減小了交變
載荷作用下裂紋的張開(kāi)和閉合趨勢(shì)，增加斷口表面的
擠壓與摩擦，使得裂紋源區(qū)平整光滑。
圖 7 是葉片的疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)特征，可發(fā)現(xiàn)疲勞
斷口有很多細(xì)小、相互平行、間距規(guī)則、與裂紋擴(kuò)展方
向垂直的顯微條紋特征，被稱之為疲勞條帶
［16］ 。疲勞
條帶是裂紋擴(kuò)展的微觀痕跡，也是每次加載循環(huán)后裂
紋前緣位置的標(biāo)識(shí)
［17］ 。葉片的疲勞裂紋擴(kuò)展時(shí)，裂紋
尖端金屬材料發(fā)生較大的塑性變形，疲勞條帶是連續(xù)
的，并向一個(gè)方向彎曲成波浪形，在疲勞條帶間存在有
滑移帶。同時(shí)，常溫下的疲勞條帶往往是穿晶帶，晶粒
邊界對(duì)疲勞裂紋的擴(kuò)展起抑制作用，疲勞裂紋擴(kuò)展方
向從一個(gè)晶粒到另一個(gè)晶粒發(fā)生變化，產(chǎn)生的疲勞條
帶的方向也不一樣 ［18］ 。觀察圖片還可以明顯看到二次
裂紋在斷口表面分散分布，它降低了主裂紋擴(kuò)展的驅(qū)
動(dòng)力，減小了能量的傳遞，使得裂紋擴(kuò)展速率降低。兩
組試樣的塑性變形層深度均為2 ～3 μm，故塑性變形層
對(duì)裂紋擴(kuò)展速率的影響未產(chǎn)生較大差異。還可以發(fā)
現(xiàn)，第 1 組試驗(yàn)的 1#葉片的二次裂紋數(shù)目多于第 3 組
試驗(yàn)的 3#葉片，故 1#葉片的裂紋擴(kuò)展速率小于 3#葉
片，導(dǎo)致其裂紋擴(kuò)展壽命大于 3#葉片。
疲勞裂紋擴(kuò)展至臨界尺寸，即零件不足以承受外
載時(shí)發(fā)生失穩(wěn)快速斷裂。葉片瞬斷區(qū)特征如圖 8 所
示，其位置在疲勞形核位置的對(duì)側(cè)，斷口表面粗糙，有
大量相互連接且大小不同的韌窩，說(shuō)明 TC17 鈦合金高
周疲勞失效屬于韌性斷裂。在疲勞裂紋快速擴(kuò)展階
段，裂紋尖端區(qū)域位置已經(jīng)超出了銑削加工產(chǎn)生的殘
余壓應(yīng)力場(chǎng)、顯微硬度場(chǎng)、塑性變形層深度的影響深
度，所有表面狀態(tài)特征對(duì)疲勞性能的影響均已消失，可
見(jiàn)，TC17 鈦合金銑削加工表面狀態(tài)特征主要影響疲勞
裂紋的萌生壽命和穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展壽命。
3 結(jié) 論
本文采用不同銑削參數(shù)加工 TC17 鈦合金葉片，獲
得了不同葉片的表面狀態(tài)特征;基于振動(dòng)疲勞試驗(yàn)，進(jìn)
行了葉片應(yīng)力分布測(cè)試，標(biāo)定了應(yīng)力與振幅之間的關(guān)
系，獲得了表面狀態(tài)特征對(duì)疲勞壽命的影響規(guī)律;依賴
應(yīng)力集中、考慮應(yīng)變硬化和應(yīng)力敏感性的葉片疲勞壽
命預(yù)測(cè)模型，并進(jìn)行了模型預(yù)測(cè)精度評(píng)估;根據(jù)疲勞斷
口觀測(cè)結(jié)果，探究了葉片振動(dòng)疲勞失效行為。結(jié)果表
明:葉片一階彎曲振動(dòng)下的最大應(yīng)力位置位于葉背中
部，距葉尖48． 1 mm，距進(jìn)氣邊26． 9 mm;提出的考慮應(yīng)
力集中、應(yīng)變硬化和應(yīng)力敏感性的葉片疲勞壽命預(yù)測(cè)
模型比常規(guī)指數(shù)預(yù)測(cè)模型的預(yù)測(cè)精度提高 4． 18%，證
明表面應(yīng)力集中系數(shù)比表面粗糙度能更系統(tǒng)全面的評(píng)
估構(gòu)件的疲勞性能;殘余應(yīng)力對(duì)葉片振動(dòng)疲勞壽命的
影響最顯著，其次是表面應(yīng)力集中系數(shù)，最后是顯微硬
度;疲勞斷口圖像觀測(cè)發(fā)現(xiàn)，葉片均為表面單源起始，
疲勞源區(qū)有明顯的放射線特征，裂紋擴(kuò)展區(qū)有疲勞條
帶和二次裂紋，瞬斷區(qū)有韌窩特征，屬于韌性斷裂。
參 考 文 獻(xiàn)
［1］ 閆曉軍，聶景旭． 渦輪葉片疲勞［M］． 北京: 科學(xué)出版
社，2014．
［2］ 王欣，李旭東，宋穎剛，等． 三種典型發(fā)動(dòng)機(jī)用材料疲勞
極限應(yīng)力集中敏感性及噴丸的影響［J］． 航空制造技術(shù)，
2021，64(6):96-101．
WANG Xin，LI Xudong， SONG Yinggang， et al． The
sensitivity of fatigue limit stress concentration and the effect of
shot peening on three typical engine materials［J］． Aerospace
Manufacturing Technology，2021，64(6): 96-101．
［3］ 胡鈺昊，田偉，劉硯飛，等． 模擬打傷/拋修缺口對(duì) TC17
鈦合金葉片振動(dòng)疲勞性能的影響［J］． 航空材料學(xué)報(bào)，
2017，6(37):102-107．
HU Yuhao，TIAN Wei，LIU Yanfei，et al． The effect of
simulated damage/chipping on the vibration fatigue
performance of TC17 titanium alloy blades［J］． Journal of
Aerospace Materials，2017，37(6): 102-107．
［4］ 劉兵，何國(guó)球，蔣小松，等． 材料疲勞壽命的影響因素和
研究方法［J］． 材料導(dǎo)報(bào)，2011，25(9):103-106．
LIU Bing， HE Guoqiu， JIANG Xiaosong， et al． The
influencing factors and research methods of material fatigue
life［J］． Material Introduction，2011，25(9): 103-106．
［5］ NOVOVIC D，DEWES Ｒ C，ASPINWALL D K，et al． The
effect of machined topography and integrity of fatigue life［J］．
International Journal of Machine Tool ＆ Manufacture，2004，
44(2/3):125-134．
［6］ 章剛，劉軍，劉永壽，等． 表面粗糙度對(duì)表面應(yīng)力集中系
數(shù)和疲勞壽命影響分析［J］． 機(jī)械強(qiáng)度，2010，32(1):
110-115．
ZHANG Gang，LIU Jun，LIU Yongshou，et al． Analysis of
the influence of surface roughness on surface stress
concentration coefficient and fatigue life ［J］ Mechanical
Strength，2010，32(1): 110-115．
［7］ SUN J F，WANG T M，SU A P． Surface integrity and its
influence on fatigue life when turning nickel alloy GH4169
［J］． Procedia CIＲP，2018，71: 478-483．
［8］ DE LOS ＲIOS E Ｒ，TＲULL M，LEVEＲS A． Modelling
fatigue crack growth in shot-peened components of Al 2024-
T351［J］． Fatigue ＆ Fracture of Engineering Material ＆
Structures，2000，23(8):709-716．
［9］ NIE X，HE W，ZANG S，et al． Effect study and application
to improve high cycle fatigue resistance of TC11 titanium alloy
by laser shock peening with multiple impacts［J］． Surface and
Coatings Technology，2014，253:68-75．
［10］ ZUO J H，WANG A G，HAN E H． Effect of microstructure
on ultra-high cycle fatigue behavior of Ti-6Al-4V ［J］．
Material Science ＆ Engineering A，2008，473 ( 1/2 ):
147-152．
［11］ HULTGＲEN G，MANSOUＲ Ｒ，BAＲSOUM Z，et al． Fatigue
probability model for AWJ-cut steel including surface
roughness and residual stress［J］． Journal of Construction
Steel Ｒesearch，2021，179: 106537．
［12］ WU G Q，SHI C L，SHA W，et al． Effect of microstructure
on the fatigue properties of Ti-6Al-4V titanium alloy［J］．
Materials ＆ Design，2013，46: 668-674．
［13］ 譚靚，姚倡鋒，張定華． 7055 鋁合金高速加工表面完整
性對(duì)疲勞壽命的影響［J］． 機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2015，
34(6): 872-876．
TAN Liang，YAO Changfeng，ZHANG Dinghua． The effect
of surface integrity on fatigue life of 7055 aluminum alloy
during high-speed machining［J］． Mechanical Science and
Technology，2015，34(6): 872-876．
［14］ WU D X，YAO C F，ZHANG D H． Surface characterization
and fatigue evolution in GH4169 superalloy: comparing
results after finish turning; shot peening and surface polishing
treatment［J］． International Journal of Fatigue，2018，113:
222-235．
［15］ 廖智奇，吳運(yùn)新，袁海洋． 表面粗糙度對(duì)三維應(yīng)力集中系
數(shù)及疲勞壽命的影響［J］． 中國(guó)機(jī)械工程，2015，26(2):
147-151．
LIAO Zhiqi，WU Yunxin，YUAN Haiyang． The influence of
surface roughness on three-dimensional stress concentration
coefficient and fatigue life ［J］． China Mechanical
Engineering，2015，26(2): 147-151．
［16］ 李久楷，劉永杰，王清遠(yuǎn)，等． TC17 鈦合金高溫超高周疲
勞試驗(yàn)［J］． 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2014，29(7):1567-1573．
LI Jiukai，LIU Yongjie，WANG Qingyuan，et al． High
temperature and ultra-high cycle fatigue test of TC17 titanium
alloy［J］． Journal of Aerodynamics， 2014， 29 ( 7 ):
1567-1573．
［17］ 劉杰． 疲勞裂紋擴(kuò)展的控制因素和裂紋擴(kuò)展率的研究
［D］． 西安:西北工業(yè)大學(xué)，1991．
［18］ 張福祿，王潤(rùn)智，董策，等． 內(nèi)部萌生疲勞裂紋擴(kuò)展速率
定量表征［J］． 金屬熱處理，2019，44(增刊 1): 611-614．
ZHANG Fulu， WANG Ｒunzhi， DONG Ce， et al．
Quantitative characterization of internal initiation fatigue crack
propagation rate［J］． Metal Heat Treatment，2019，44
(Suppl． 1): 611-614．
