熱機載荷下GH4169G車削-噴丸加工表面完整性的演化機理

關鍵詞：高溫合金GH4169G；車削-噴丸復合加工；服役環境;表面完整性演化中圖分類號：V216.8DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2025.04.015 開放科學（資源服務）標識碼（OSID）：

Evolution Mechanism of Surface Integrity of GH4169G Turning-shot Peening under Thermal and Mechanical Loads

HE Zhe1LI Jiale1SHI Kaining1FAN Yuchang3HUANG Xinchun2* 1.Key Laboratory of High Performance Manufacturing for Aero Engine（Ministry of Industry and Information Technology），Northwestern Polytechnical University，Xi'an，710072 2.Office of Science and Technology，Northwestern Polytechnical University，Xi'an，710072 3.Zhijian Laboratory，Rocket Force University of Engineering，Xi'an，710025

Abstract： A study of the evolution mechanism of surface integrity of turning-shot peening composite machining under service load conditions was carried out for the nickel-based superalloys GH4169G for aero-engines. The forms of thermal，mechanical，and thermo-mechanical loads on surface integrity were analyzed by simulating thermo-mechanical load tests under service environments. The thermo-mechanical loading model for surface integrity control and the residual stress and microhardness evolution model with cosine function control factor were established. The laws of residual stress relaxation under thermo-mechanical loading and the laws of microhardness changes and surface microstructure changes were mastered. The results provide basic data for mastering the evolution of surface integrity of nickel-based superalloys processed under service environments. The surface integrity control processes were further optimized.

Key words： superalloy GH4169G；combined turning and shot peening；service environment； evolution of surface integrity

0 引言

GH4169是一種沉淀強化鎳基高溫合金，在650°C 下的屈服強度居變形高溫合金首位，具有良好的高溫抗輻射、抗氧化和抗腐蝕性，以及較高的高溫疲勞強度和斷裂塑性及韌性[1-2]。GH4169G是在GH4169合金成分基礎上采用B、P微合金強化后發展而成的一種新型合金[3]，其高溫持久性能和抗蠕變性能較GH4169有進一步提高，被應用于新一代航空發動機整體葉盤等關鍵構件的研制中[4]。整體葉盤制造過程中，車削加工起“控形”的作用，噴丸強化起“控性”的作用，其加工品質直接決定了構件的工作性能與疲勞性能。在服役過程中，由于受到熱載荷和機械載荷的綜合影響，構件的表面完整性特征不斷變化，常會出現殘余壓應力場松弛、顯微硬度下降、組織結構變化等現象[5-7]，削弱了噴丸工藝對構件的“強化”效果，從而導致構件的服役壽命下降。

因此，研究構件在服役環境下的表面完整性特征演化規律是實現表面完整性控制、疲勞性能提高的關鍵。

目前，已有學者對高溫合金、鈦合金等難加工材料在服役條件下的表面完整性變化規律開展了研究。CAI等[8]在研究高溫合金 In718 噴丸殘余應力的高溫松弛規律時發現，噴丸后的殘余應力松弛規律符合Zener-Wert-Avrami（ZWA）模型。FOSS等9在研究高溫環境下高溫合金RR1000的殘余應力松弛過程中觀察到在 700^°C 時殘余應力大幅降低。WU等[10]研究了熱載荷作用下高溫合金 In625 噴丸殘余應力和顯微硬度，隨著環境溫度的升高，兩者的下降速度都越來越明顯。

另外，有學者還探究了不同機械載荷對表面完整性的影響[11]。趙慧生等[12]對噴丸后的鈦合金TC4加載機械載荷，發現高周加載過程中殘余應力松弛速率較慢，低周加載過程中殘余應力松弛速率較快。丁小岑[13]通過研究得到，鈦合金TA19車削后在熱機載荷作用下殘余應力隨著加載周次的增加呈指數形式衰減，之后逐漸穩定。鐘麗瓊等[14]分析了鈦合金TC11噴丸強化與未強化的表層硬度在不同載荷形式下的變化規律，發現循環加載后表層硬度梯度有降低的趨勢。部分學者研究了機械載荷對高溫合金殘余應力的松弛行為，指出殘余應力松弛與載荷大小及加載次數直接相關，載荷越大松弛越明顯，隨著加載次數的增加，殘余應力松弛也趨于穩定[15-17]

此外，學者們還通過研究材料微觀組織的變化情況進一步揭示了熱機載荷對表面完整性的影響。曾旭等[18]認為更高的服役溫度和更長的服役時間容易使高溫合金GH4169析出更多的δ相。GAO等[19]對高溫合金GH4169G加以不同的溫度載荷，探究了其在高溫下的蠕變現象。

現階段雖已有學者研究了熱載荷與機械載荷對高溫合金表面完整性的影響規律，但對熱機載荷耦合作用下的高溫合金表面完整性演化規律的研究相對較少。本文以高溫合金GH4169G為研究對象，分析了其在服役環境下表面完整性的變化形式。通過試驗研究，建立了熱機載荷耦合作用下的表面變質層特征演化模型，并獲得其演化規律，從而為高溫合金的表面完整性控制提供參考。

1試驗

1.1 試驗材料

GH4169G是一種鎳基變形高溫合金，鎳元素含量超 50% ，其元素含量如表1所示。本文所使用的GH4169G熱處理工藝為固溶 + 時效處理，具體流程為： 975^°° 保溫 ¹h ，空冷； 720^°C 保溫 ，爐冷 （50^°C/h） 至 620^°C ，保溫 ，空冷。熱處理后材料主要力學性能如表2所示。

1.2 試驗方案

1.2.1 工藝試驗

本文以GH4169G高壓壓氣機整體葉盤盤體結構為研究對象，因其在服役環境下主要承受溫度載荷與周期性的軸向載荷，依據GB/T15248—2008（金屬材料軸向等幅低循環疲勞試驗方法）設計 K_t=1 的拉-拉標準試樣，試樣采用車削-噴丸復合工藝加工后進行載荷試驗。

車削工藝采用HK63型數控車床配備VBET160408-NGF型刀具進行加工，切削速度為60m/min ，切削深度為 0.2mm ，進給速度為0.05mm/r 。噴丸工藝采用KXS3030P型數控噴丸機配備S110鑄鋼丸進行加工，噴丸強度為0.15mmA（A表示A型阿爾門試片），覆蓋率為200% 。

1.2.2 熱載荷試驗

在模擬構件服役工況時，依據某型航空發動機設計用材料力學性能手冊[20]，GH4169G鎳基高溫合金高壓壓氣機整體葉盤盤體的工作溫度約為 500^°C ，因此，選擇 500^°C 為熱載荷試驗溫度。

本文采用SX2-1200型箱式馬弗爐進行熱載荷試驗，爐內允許達到的最高溫度為 1150^°C 。試驗前，將馬弗爐在 500^°C 預熱 15min ，隨后放入試樣進行 和540min的熱載荷試驗，結束后，試樣空冷至常溫。

1.2.3 熱機載荷試驗

依據某型航空發動機設計資料[21]，選擇鎳基高溫合金高壓壓氣機整體葉盤盤體的工作載荷為：最大應力 965MPa ，最小應力 -50MPa ，應力比約一0.0518。

本文采用MTS-370.10液壓伺服試驗機進行試樣的熱機載荷試驗，應力加載頻率為 10Hz 。采用高溫疲勞試驗來模擬熱機載荷環境，即同時加載熱載荷與機械載荷，每組試驗循環周次提高一個量級。

2加工表層殘余應力的演化規律

2.1 熱載荷下殘余應力松弛行為

2.1.1 殘余應力松弛規律

圖1所示為噴丸處理后GH4169G在熱載荷 下保溫不同時間的表面殘余應力變化規律。由圖 1可知，GH4169G噴丸強化后表面呈殘余壓應力 狀態，約 -963MPa 。在保溫 1 5 ＼ m i n、"3 0" m i n、"6 0 min，180min，540min 后，表面殘余壓應力逐漸 釋放。熱保溫 15min 后，表面殘余應力減小 33.7% ，此時松弛速率較大。隨著保溫時間的增 長，殘余應力松弛速率逐漸降低，當保溫 540min 后，表面殘余應力松弛率為 54.9% ，僅比保溫15 min的松弛率高了 21.2% 。

上述現象表明，殘余應力松弛現象主要發生在熱載荷的初始加載階段，初始階段的松弛速度最快，隨著熱載荷時間的增長，殘余應力松弛速度逐漸下降。熱載荷殘余應力松弛現象主要是由高溫作用下的材料微觀組織形變回復引起的。噴丸產生的空位和位錯等組織形變在高溫下誘發回復，回復過程使得材料中儲存的應變能釋放，從而導致殘余應力松弛。在熱載荷試驗的初始階段，材料表層由于噴丸產生的組織形變密度較大，形變的回復率高，因此在初始階段殘余應力快速松弛。隨著時間的增長，大部分組織形變發生回復，材料的形變密度顯著降低，回復速率降低，最終引起殘余應力的松弛量下降[22]

圖2所示為噴丸處理的GH4169G在熱載荷下保溫不同時長后殘余應力沿深度方向的分布規律。保溫不同時長后，表層殘余應力沿深度方向仍然保持著“勺形”分布，即殘余壓應力先下降后上升，最終趨于基體應力狀態。隨著保溫時間的增長，殘余壓應力整體呈減小趨勢，即表層殘余應力隨著熱保溫時長的增長而持續松弛。

與表面殘余應力松弛規律相似，隨著保溫時間的增長，殘余應力的松弛量逐漸減小。以表層峰值殘余壓應力為例，在保溫 后，峰值殘余壓應力由初始狀態的 -1121MPa 分別下降到 -962MPa 、-929MPa，-865MPa，-821MPa，-776MPa 可以看到，峰值殘余應力在保溫的初始 15min 內減小了 14.2% ，而保溫 540min 后，峰值殘余應力松弛量為 30.1% ，比保溫 15min 的松弛量高了15.9% 。由此說明，殘余應力松弛速度對環境溫度更為敏感，而與溫度作用時長相關性不強。另一方面，由表面和峰值殘余應力的松弛量以及圖2可以看出，在相同的保溫時長下，表面殘余應力的松弛量最大。這是因為噴丸過程中丸粒與材料表面直接接觸，表面材料的塑性變形程度最大，所以表面的形變量最大；隨著深度的增加，形變量逐漸減小，而形變程度是導致殘余應力松弛的根本原因。

2.1.2 殘余應力松弛模型

ZWA模型是描述殘余應力隨時間釋放的常用模型，其具體形式如下：

式中： σ_t 為保溫 t 時長后的殘余應力值， MPa;σ₀ 為初始殘余應力值， MPa;m 為熱松弛系數； B 為材料常數； ΔH 為殘余應力釋放激活焓， eV;k 為玻爾茲曼常數 J/K;T 為保溫溫度， K 。

對式（1）兩邊同時取對數，可得

式（3）表明，給定材料在特定溫度下的熱保溫過程中，殘余應力的松弛率與保溫時長成對數關系。為獲得ZWA模型中的 ΔH ，進行了 600^°C 下相同保溫時長的熱保溫試驗，根據GH4169G噴丸試樣的熱保溫試驗結果，得到表面殘余應力松弛曲線，如圖3所示。

由式（3）可得，圖3中直線的斜率即為熱松弛系數 Σ_m ，通過線性回歸分析計算出 500^°C 和600^°C 時兩條直線的斜率分別為0.1763和0.1538。代入式（2）可計算出 ΔH=0.7060eV 。由圖3可知，隨著溫度的升高，殘余應力松弛量增大，最終接近穩定時的殘余應力松弛量也更大，這說明部分形式的缺陷（孿晶等）僅在足夠的溫度下才會消失，對應的儲存能量才得以釋放。

2.2機械載荷下殘余應力松弛行為

圖4所示為噴丸處理后GH4169G在機械載荷下的表面殘余應力變化規律。殘余應力測試方向為平行于加載方向（軸向）。由圖4可知，表面殘余壓應力無明顯變化，均在 -950MPa 左右，考慮到測量誤差，認為在機械載荷的作用下表面殘余應力基本保持穩定狀態。

圖5所示為噴丸處理后GH4169G在機械載荷下的表層殘余應力分布規律。由圖5可知，在不同機械載荷加載周次后，殘余應力沿深度方向先增大后減小，當加載周次達到 ¹⁰³?10⁴ 時才出現了小幅度的松弛現象。這與表面殘余應力的變化規律相似，文獻[23]的研究中也觀察到相同現象。這主要是因為本試驗所選擇的機械載荷較大，加載周次較短，故殘余應力變化不明顯。

2.3熱機載荷耦合下殘余應力松弛行為

2.3.1 殘余應力松弛規律

圖6所示為噴丸處理后GH4169G在熱機載荷下的表面殘余應力變化規律，在熱機載荷的耦合作用下，表面殘余應力松弛現象明顯，且隨著加載次數的增加，殘余應力松弛量持續增大，這與熱載荷作用下的殘余應力松弛規律相似。在 10¹ 加載周次內殘余應力松弛最為明顯，減小了 42.5% 。每提升一個量級，殘余應力的松弛量隨之減小。在 10⁴ 加載周次后（即加載約 17min 后），表面殘余應力減小 90.6% ，幾乎完全松弛。由前文的研究結果可知，在熱載荷下保溫 15min 后的殘余應力松弛率為 33.7% ，可見熱機耦合作用會加速殘余應力松弛。

圖7所示為噴丸處理后GH4169G在熱機載荷下的表層殘余應力分布規律，可以看到，在熱機載荷作用下，表層殘余壓應力整體呈現出隨加載周次的增加而減小的趨勢。以峰值殘余壓應力為例，在 10⁰，10¹，10²，10³，10⁴ 加載周次后，峰值殘余應力分別減小了 29.7%.39.8%.44.7% 49.0%.52.7% 。與表面殘余應力的持續快速松弛不同，表層殘余壓應力的峰值松弛速率明顯下降。另外，通過對比不同加載周次下的殘余應力分布規律可以看出，殘余應力呈先增大后減小的變化規律，最終與基體保持一致，其峰值出現在距離表面 20～30μm 處，影響層深在 130μm 左右。

對比熱載荷和熱機載荷試驗的殘余應力松弛規律可以發現，熱機載荷試驗的持續時間比熱載荷試驗短，但殘余應力松弛程度更高，說明在熱機載荷條件下，機械載荷在一定程度上加速了殘余應力的松弛。由于在單一機械載荷的作用下，殘余應力松弛現象不顯著，因此熱載荷對殘余應力的松弛起到了主導作用。

2.3.2 表層殘余應力松弛模型

考慮到GH4169G表層殘余應力呈“勺形\"分布，選擇余弦衰減函數用于殘余應力的參數化表征[24]，表達式為

式中： h 為距表面的深度， μm;σ_r（h） 為深度為 h 時的殘余應力， MPa;A_σ 為殘余應力幅值系數； λ_σ 為殘余應力場衰減系數； ω_σ 為固有角頻率； θ_σ 為初始相位角。

歸一化處理后，殘余應力的余弦衰減函數擬合結果如圖8所示，對應的余弦衰減函數控制因子 A_σ" λ_σ"ω_σ"θ_σ"的值如表3所示。由表3可以看出，各組數據的決定系數Adj R² 均大于0.95，表明余弦衰減函數具有較高的擬合精度。

根據熱機載荷殘余應力余弦衰減函數擬合結果，建立了余弦衰減函數控制因子與加載周次的關系模型如下：

3加工顯微硬度的演化規律

3.1 熱載荷對顯微硬度的影響

圖9所示為噴丸處理后GH4169G在熱載荷下保溫不同時間的表層顯微硬度演化規律。由圖9a 可知，在熱載荷作用下，表面顯微硬度整體呈下降趨勢，且在前 60min 硬度下降明顯，下降量隨保溫時間的增長逐漸增加，總體表現為循環軟化現象。在熱載荷的作用下，顯微硬度的整體降低量并不顯著，在保溫 540min 后僅降低了11.4% ，這是因為基體硬度較高，所以顯微硬度的降低量占比較小。由圖9b可知，試樣表面硬度隨保溫時間的增長逐漸降低，同時沿深度方向的顯微硬度也相應降低，在較長保溫時間下表層硬度隨深度的增加更快接近材料基體硬度。

3.2 機械載荷對顯微硬度的影響

圖10所示為噴丸處理后GH4169G在機械載荷下的顯微硬度變化規律。由圖10a可知，表面硬度呈先升高后降低的變化趨勢。如圖10b所示，在不同加載周次下，顯微硬度沿深度方向逐漸降低，在較高加載周次下顯微硬度沿深度方向更快接近材料基體硬度。

循環硬化是由于晶界、孿晶界等結構對位錯運動的阻礙，產生位錯塞積或者位錯釘扎，使得材料的變形抗力增加[22]。而循環軟化是由于析出相尺寸減小導致對位錯阻礙能力的降低，析出相被位錯切割導致對位錯的釘扎作用減弱，以及析出相的溶解和無序化[25]等因素共同導致的。

3.3 熱機載荷對顯微硬度的影響

圖11所示為噴丸處理后GH4169G在熱機載荷下的顯微硬度變化規律。由圖11a可知，在熱載荷和機械載荷的共同作用下，表面顯微硬度隨加載周次增加而降低。在經歷第1個加載周次后，表面顯微硬度下降幅度最大。隨著加載周次的增加，顯微硬度持續降低，而下降速率基本保持一致。由圖11b可知，表層顯微硬度隨加載周次的增加逐漸降低，在第1個加載周次后下降最為明顯，隨后持續緩慢降低。表層顯微硬度隨深度的增加逐漸降低，當深度大于 后，顯微硬度與基體硬度基本一致并在較小范圍內波動，這與熱載荷作用下的顯微硬度變化規律相似。

對比熱載荷和熱機載荷試驗的顯微硬度變化規律可以發現，熱機載荷下的顯微硬度變化規律受熱載荷影響較大。在高溫疲勞過程中，材料始終保持循環軟化現象。

3.4熱機載荷耦合下顯微硬度演化模型

顯微硬度的分布沿深度方向遞減，表面硬度最高，逐漸降低至基體硬度。采用指數函數對顯微硬度分布曲線進行表征，表達式如下：

H_v（h）=A_HVexp（λ_HVh）

式中： H_v（h） 為深度 h 時的顯微硬度； A_HV 為顯微硬度幅值系數： λ_HV 為顯微硬度場衰減系數。

圖12所示為歸一化處理后的指數函數擬合結果，對應的指數函數控制因子 A_HV、λ_HV 如表4

所示。各組數據的決定系數Adj- R² 均大于0.8，表明函數的擬合精度較高。

根據高溫疲勞顯微硬度指數函數擬合結果，建立指數函數控制因子與加載周次的關系模型如下：

4微觀組織的演化規律

4.1 熱載荷對微觀組織的影響

圖13所示為噴丸處理后GH4169G在熱載荷下保溫不同時長的表層微觀組織狀態。噴丸后的試樣表層從表面沿深度方向具有一層厚約15μm 的嚴重塑性變形區，存在滑移跡線彎曲現象。隨著保溫時間的增長，滑移跡線彎曲區域的厚度逐漸減小。在熱保溫 15min 后，滑移跡線彎曲區域層深減小至 8μm ，而在保溫 ¹h 后滑移跡線基本消失。這是因為塑性變形層內的位錯等缺陷在高溫下誘發回復作用，使得表層組織位錯結構變化或消失，導致材料性能部分回復到塑性變形前的狀態，在一定程度上削弱了噴丸工藝的強化作用。此外，隨著保溫時間的增長，晶界處的δ相由短棒狀逐漸轉變為細長的針狀，材料中δ相含量降低。另外，由于δ相具有阻礙晶界滑動的作用，可強化晶界強度，提高材料硬度[26]，故隨著熱保溫時間的增長，δ相對阻礙晶界滑動的作用減弱，

4.2 機械載荷對微觀組織的影響

圖14所示為噴丸處理后GH4169G在機械載荷下的表層微觀組織狀態。相比于噴丸試樣的初始狀態，加載機械載荷后的試樣嚴重塑性變形層厚度有所減小。同時，在近表層區域出現了由交變機械應力引起的滑移跡線。這是因為噴丸試樣的表面形貌引起應力集中，使得靠近表面區域的機械應力更大，更易形成滑移跡線。另外，隨著加載周次的增加，仍可觀察到短棒狀δ相，但δ相數量明顯減小，在較高的加載周次后，只有部分晶界處存在δ相，此區域硬度下降，導致高加載周次下出現循環軟化現象。

4.3 熱機耦合對微觀組織的影響

圖15所示為噴丸處理后GH4169G在熱機載荷下的表層微觀組織狀態。熱機載荷后的試樣表層微觀組織與熱載荷后試樣表層微觀組織相似。受熱載荷的影響，在第1個加載周次后，滑移跡線彎曲區域厚度減小至 10μm 。雖然加載1個周次所需要的時間很短，但由于在試驗前需要將試樣加熱到 500^°C ，此時試樣已經處在受熱狀態，因此滑移跡線彎曲區域的厚度變化較大。隨著加載周次的增加，在機械載荷的作用下，滑移跡線逐漸變得明顯。另外，隨著加載周次的增加，δ相含量下降，明顯低于常溫加載試驗中同加載周次時的δ相含量，在 10⁴ 加載周次后幾乎觀察不到8相，這也說明熱載荷與機械載荷對表面變質層的

影響存在相互促進作用。

5結論

以新一代航空發動機整體葉盤用鎳基高溫合金GH4169G為研究對象，開展了服役環境下車削-噴丸復合加工表面完整性演化規律研究，得到如下結論。

1）獲得了熱機載荷作用下的殘余應力演化規律并建立了殘余應力余弦衰減函數松弛模型。結果表明，表面與表層殘余應力在熱機耦合作用下均產生應力松弛現象，該現象在載荷施加初始階段表現顯著，其中熱載荷對應力松弛起決定性作用，機械載荷僅對表層殘余應力松弛有一定影響，而對表面殘余應力影響較小。

2）掌握了熱機載荷作用下的顯微硬度演化規律并建立了顯微硬度指數函數演化模型。結果表明，表面與表層硬度在熱機耦合作用下均呈逐漸降低的趨勢，該趨勢在載荷施加初始階段表現顯著，其中熱載荷對顯微硬度的降低起主導作用，機械載荷僅對表面硬度的降低有一定影響，而對表層硬度影響較小。

3）分析了表層微觀組織形貌，獲得了熱機載荷作用下的微觀組織演化規律。結果表明，在熱機耦合作用下，表層組織中因噴丸形成的嚴重塑性變形層厚度減小，δ相含量降低，滑移跡線增加。其中，熱載荷作用引起了嚴重塑性變形層厚度減小及δ相含量降低的現象。機械載荷作用使得表層組織中的滑移跡線增加。熱載荷與機械載荷對表層組織的影響存在相互促進作用。

參考文獻：

[1］ZHANG Shuaiqi， YANG ZhongXue， JIANGRuisong，et al. Effect of Creep Feed Grinding onSurface Integrity and Fatigue Life of Ni3Al BasedSuperalloy IC1o[J]. Chinese Journal of Aeronau-tics，2021，1（34） ：438-448.

[2]牛湛皓，史耀耀，黃新春，等.GH4169G高溫合金車削切削力與切削溫度有限元仿真研究［J].工具技術，2024，58（1）：95-100.NIU Zhanhao，SHI Yaoyao，HUANG Xinchun，etal. Finite Element Simulation of Cutting Force andCutting Temperature in Turning of GH4169G Su-peralloy[J]. Tool Engineering，2024，58（1） ：95-100.

[3]李忠群，石曉芳，王志康，等.航空高溫合金材料切削加工研究現狀與展望[J].制造技術與機床，2018，12：55-60.LI Zhongqun，SHI Xiaofang，WANG Zhikang，etal.Research Status and Prospect on Machining ofAeronautical Superalloy Materials[J].Manufactur-ing Technology amp; Machine Tool，2018，12：55-60.

[4]JIA D， SUN W，XU D，et al. Dynamic Recrystalli-zation Behavior of GH4169G Alloy during HotCompressive Deformation[J]. Journal of MaterialsScience Technology，2019，35（9）：1851-1859.

[5］韓坤鵬，張定華，姚倡鋒，等.滾壓強化表面狀態特征的疲勞演化及抗疲勞機制研究進展［J].航空學報，2021，42（10）：87-104.HAN Kunpeng， ZHANG Dinghua， YAO Chang-feng，et al. Fatigue Evolution and Anti-fatigueMechanism of Surface Characteristics Induced byDeep Rolling[J]. Acta Aeronautica et AstronauticaSinica，2021，42（10）：87-104.

[6]胡瑞澤.基于塑性變形機制的 H13 鋼切削變質層顯微組織演化[D].濟南：山東大學，2019.HU Ruize. Microstructure Evolution of CuttingMetamorphic Layer of H13 Steel Based on PlasticDeformation Mechanism[D]. Jinan： Shandong Uni-

[7]LIAO Z，POLYAKOV M，DIAZ O G，et al. GrainRefinement Mechanism of Nickel-based Superalloyby Severe Plastic Deformation-mechanical Machi-ning Case[J].Acta Materialia，2019，180：2-14.

[8]CAI D，NIE P，SHAN J，et al. Precipitation andResidual Stress Relaxation Kinetics in Shot-peenedInconel 718[J]. Journal of Materials Engineering amp;Performance，2006，15：614-617.

[9]FOSS BJ，GRAY S，HARDY MC，et al. Analysisof Shot-peening and Residual Stress Relaxation inthe Nickel-based Superalloy RR1ooo[J]. Acta Mate-rialia 2013，61（7） ：2548-2559.

[10]WU L，JIANG C. Effect of Thermal Relaxation onResidual Stress and Microstructure in the Nearsurface Layers of Dual Shot Peened Inconel 625[J].Advances in Mechanical Engineering，2018，10（10） ：1-6.

[11]LIU Chengsong，LIU Daoxin， ZHANG Xiaohua，et al. On the Influence of Ultrasonic Surface Roll-ing Process on Surface Integrity and Fatigue Per-formance of Ti 6Al-4V Ally[J]. Surface andCoatings Technology，2019，370：24-34.

[12]趙慧生，陳國清，蓋鵬濤，等.拉-拉疲勞載荷下鈦合金濕噴丸的殘余應力松弛及再次噴丸工藝[J].材料工程，2020，48（5）：136-143.ZHAO Huisheng，CHEN Guoqing，GAI Pengtao，et al.Residual Stress Relaxation and Re-shot-pee-ning Process of Wet Shot-peened Titanium Alloyduring Tensile Fatigue Load[J]. Journal of Materi-als Engineering，2020，48（5）：136-143.

[13］丁小岑.輪盤車削加工表面完整性在熱/應力耦合作用下的演化過程研究[D].南京：南京航空航天大學，2021.DING Xiaocen. Research on the Evolution Processof the Surface Integrity of Turned Blisk under theEffect of Thermal-mechanical Coupling[D]. Nan-jing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2021.

[14]鐘麗瓊，嚴振，梁益龍，等.殘余應力場和不同應力比下TC11鈦合金的高周疲勞性能[J].稀有金屬材料與工程，2015，44（5）：1224-1228.ZHONG Liqiong，YAN Zhen， LIANG Yilong，etal. Property of High Cycle Fatigue of TCll underResidual Stress and Different Stress Ratios [J].Rare Metal Materials and Engineering， 2015，44（5）：1224-1228.

[15］ZHOU Z，AMRINDER S G，QIAN D，et al. AFinite Element Study of Thermal Relaxation of Residual Stress in Laser Shock Peened IN718 Super-alloy[J]. International Journal of Impact Engineer-ing，z011，7（38）：?90-?90.

[16]王辰辰.殘余應力測試與校準方法研究現狀與展望[J].計測技術，2021，41（2）：56-63.WANG Chenchen. Review on Measurement andMetrology Methods of Residual Stress[J]. Metrol-ogy amp; Measurement Technology，2021，41（2）：56-63.

[17]HUA Y，LIU Z Q. Experimental Investigation ofPrincipal Residual Stress and Fatigue Performancefor Turned Nickel-based Superalloy Inconel 718[J].Materials，2018，11（6）：879.

[18]曾旭，張顯程，涂善東，等.熱處理對GH4169 合金組織及低周疲勞壽命的影響[J].機械工程材料，2016，40（4）：21-24.ZENG Xu， ZHANG Xiancheng，TU Shandong，etal. Effects of Heat Treatment on Microstructureand Low Cycle Fatigue Life of GH4169 Alloy[J].Materials for Mechanical Engineering， 2016，40（4）：21-24.

[19]GAO S，GE S，YANG X，et al. Effect of Temper-ature on the Creep Behavior and Mechanism ofGH4169 Alloy[J]. Chinese Journal of Engineer-ing，2023，45（2）：301-309.

[20］蘇彬，程榮輝.某型航空發動機設計用材料力學性能手冊（上）[M].北京：航空工業出版社，2019.SU Bin，CHENG Ronghui. Handbook of Mechani-cal Properties of Materials for the Design of a Cer-tain Type of Aero-engine（First Book）[M].Bei-jing：Aviation Industry Press，2019.

[21］蘇彬，程榮輝.某型航空發動機設計用材料力學性能手冊（下）[M].北京：航空工業出版社，2019.SUBin，CHENG Ronghui. Handbook of Mechani-cal Properties of Materials for the Design of a Cer-tain Type of Aero-engine（Next Book）[M]. Bei-jing：Aviation Industry Press，2019.

[22]艾瑞克.材料科學基礎[M].北京：機械工業出版社，2012.ERIC J. Fundamentals of Materials Science[M].Beijing：China Machine Press，2012.

[23]丁小岑，何寧，宋迎東，等.TA19 鈦合金端面車削表面完整性的低周疲帶演化「I航空材料學報.2021，41（4）：57-65.DING Xiaocen，HE Ning，SONG Yingdong，et al.Evolution of Surface Integrity of Turning TA19Titanium Alloy End Face under Low Cycle Fatigue[J].Journal of Aeronautical Materials，2O21，41（4）：57-65.

[24]譚靚.抗疲勞表面變質層的多工藝復合控制方法[D].西安：西北工業大學，2018.TAN Liang. Method of Controlling Anti-fatigueSurface Metamorphic Layer during IntegrationManufacturing Processes[D].Xi'an：NorthwesternPolytechnical University，2018.

[25]薛河，侯鵬飛，李富強，等.殘余應力與304奧氏體不銹鋼表面硬度的關系[J].熱加工工藝，2020，49（22）：44-47.XUE He，HOU Pengfei，LI Fuqiang，et al. Rela-tionship between Residual Stress and SurfaceHardness of 3O4 Austenitic Stainless Steel[J].HotWorking Technology，2020，49（22）：44-47.

[26]鄭建軍，張濤，喬欣.熱處理工藝對GH4169高溫合金組織與力學性能的影響[J].熱加工工藝，2024，53（18）：52-55.ZHENG Jianjun， ZHANG Tao， QIAO Xin.Effects of Heat Treatment Process on Microstruc-ture and Mechanical Properties of GH4l69 Super-alloy[J].Hot Working Technology，2024，53（18）：52-55.

（編輯袁興玲）

作者簡介：何喆，男，1994年生，博士研究生。研究方向為航空發動機先進制造技術，高溫合金表面完整性演化機理，難加工材料抗疲勞制造。黃新春*（通信作者），男，1983年生，副研究員。研究方向為航空發動機先進制造技術，表面完整性形成機理與工藝控制方法。

本文引用格式：

何喆，李佳樂，史愷寧，等.熱機載荷下GH4169G車削-噴丸加工表面完整性的演化機理[J].中國機械工程，2025，36（4）：780-789.HEZhe，LIJiale，SHIKaining，et al.EvolutionMechanismofSurface Integrity ofGH4l69G Turning-shot Peeningunder Ther-mal and Mechanical Loads[J]. China Mechanical Engineering，2025，36（4）：780-789.