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        7B50-T7451鋁合金板材孔擠壓工藝性能研究

        2011-06-06 07:29:36鄭林斌伊琳娜宋德玉
        航空材料學(xué)報(bào) 2011年4期
        關(guān)鍵詞:厚板孔壁條帶

        龔 澎, 鄭林斌, 張 坤, 伊琳娜, 宋德玉

        (1.北京航空材料研究院,北京 100095;2.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司,成都 610092)

        7B50-T7451鋁合金板材孔擠壓工藝性能研究

        龔 澎1, 鄭林斌2, 張 坤1, 伊琳娜1, 宋德玉1

        (1.北京航空材料研究院,北京 100095;2.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司,成都 610092)

        采用擠壓棒直接冷擠壓的方法對(duì)7B50-T7451鋁合金厚板進(jìn)行了孔擠壓強(qiáng)化,對(duì)比分析了其孔擠壓前后疲勞壽命;并與第三代高純7050-T7451鋁合金厚板孔擠壓強(qiáng)化效果進(jìn)行對(duì)比。通過(guò)掃描電鏡(SEM)、透射電子顯微鏡(TEM)以及X射線應(yīng)力(XRD)等方法,研究了兩種合金的疲勞斷口形貌特征、微觀組織變化以及孔表層的殘余應(yīng)力場(chǎng)。結(jié)果表明,采用4%~6%的擠壓量對(duì)7B50-T7451厚板進(jìn)行擠壓強(qiáng)化可取得較好的疲勞強(qiáng)化效果,試件的疲勞壽命是未擠壓強(qiáng)化前的29倍;而7050-T7451鋁合金厚板疲勞壽命僅是未擠壓強(qiáng)化的5.5倍??讛D壓后,7B50-T7451厚板在強(qiáng)化層產(chǎn)生位錯(cuò)纏結(jié)及殘余壓應(yīng)力,壓應(yīng)力層深度約為7.3mm,最大殘余壓應(yīng)力出現(xiàn)在距孔邊約1mm處,應(yīng)力值為387MPa。強(qiáng)化層內(nèi)形成的位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)和殘余壓應(yīng)力可有效延緩疲勞裂紋的擴(kuò)展速率,從而提高試件的疲勞壽命。

        7B50-T7451厚板;孔擠壓強(qiáng)化;疲勞壽命;殘余應(yīng)力

        7 B50 -T7451合金是第四代高性能鋁合金,該合金是在7050合金的基礎(chǔ)上,通過(guò)調(diào)整合金元素的含量,采用提高合金中Cu元素的含量及Zn/Mg比等方法,研制出來(lái)的高強(qiáng)鋁合金,其主要應(yīng)用于飛機(jī)的整體框、梁、接頭等主承力結(jié)構(gòu)件。由于在孔連接處容易出現(xiàn)應(yīng)力集中,產(chǎn)生疲勞裂紋,降低零件疲勞壽命,因此,通常采用孔擠壓技術(shù)強(qiáng)化帶孔制件,以改善其疲勞壽命[1]。

        在過(guò)去的30年中,孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)廣泛應(yīng)用于航空、航天領(lǐng)域。通常采用芯棒直接擠壓或開(kāi)縫襯套擠壓孔壁的方式對(duì)孔進(jìn)行強(qiáng)化,孔擠壓強(qiáng)化后會(huì)在孔壁淺表層形成殘余壓應(yīng)力層,從而提高帶孔制件的疲勞壽命[1~4]。現(xiàn)階段對(duì)孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理的研究主要集中于殘余應(yīng)力場(chǎng)的分布方面,而針對(duì)微觀組織方面的研究則鮮有報(bào)道。

        本工作針對(duì)7B50-T7451合金孔連接處應(yīng)力集中問(wèn)題,采用孔擠壓強(qiáng)化工藝對(duì)其帶孔制件進(jìn)行強(qiáng)化,并與目前大量使用的第三代鋁合金7050-T7451厚板孔擠壓強(qiáng)化效果進(jìn)行對(duì)比。采用SEM,TEM及XRD等分析方法,從微觀組織結(jié)構(gòu)方面及殘余應(yīng)力層面,更深入地對(duì)孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理進(jìn)行了分析討論。

        1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

        實(shí)驗(yàn)材料為東輕公司提供的7B50-T7451厚板,合金成分見(jiàn)表1。室溫拉伸性能如下:σb=552MPa,σ0.2=488 MPa,δ5=14.8% 。

        沿7B50-T7451和7050-T7451鋁合金厚板(厚度為65mm)的L向切取疲勞試樣,疲勞試樣尺寸見(jiàn)圖 1,圖中孔邊距(e/D)為 2.37,孔直徑為φ 9.3H8,深4mm??讛D壓強(qiáng)化采用芯棒直接冷擠壓方式在液壓設(shè)備上進(jìn)行,擠壓量為4%~6%,每組采用5個(gè)疲勞試樣。

        室溫條件下,在MTS810型疲勞試驗(yàn)機(jī)上對(duì)7B50-T7451,7050-T7451鋁合金原板材疲勞試樣和擠壓強(qiáng)化后的疲勞試樣分別進(jìn)行軸向加載疲勞試驗(yàn),應(yīng)力比 R=0.1,頻率 f=5~6Hz,加載應(yīng)力 σmax=220MPa。

        利用線切割沿孔壁表層切取透射電鏡試樣,采用JEM 2010型透射電鏡觀察孔擠壓前后7B50-T7451,7050-T7451合金厚板帶孔試件孔壁表層的微觀組織形貌特征;采用Quanta 600型掃描電鏡觀察疲勞斷口,確定疲勞源位置,分析疲勞斷口形貌特征以及疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的變化情況。采用X-350A型X射線應(yīng)力分析儀,測(cè)定孔擠壓強(qiáng)化后,孔壁表層的殘余應(yīng)力分布狀態(tài),測(cè)試條件為Cu Kα靶材,衍射晶面為(211)。

        表17 B50合金成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 1 7B50 chemical composition(mass fraction/%)

        圖1 試樣加工圖Fig.1 The dimension of cold-worked sample

        2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

        2.1 疲勞壽命

        在4%~6%的擠壓量下,7B50-T7451,7050-T7451孔擠壓前后的疲勞壽命疲勞性能結(jié)果見(jiàn)表2。從表2中可以看出,未進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化的7B50-T7451,7050-T7451合金厚板的疲勞壽命相當(dāng),在指定條件下,疲勞壽命均達(dá)到3×104次以上。經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后,7B50-T7451合金的疲勞壽命為9.2×105次,是未擠壓強(qiáng)化時(shí)疲勞壽命的29倍,而7050-T7451合金疲勞壽命為1.8×105次,是未擠壓強(qiáng)化時(shí)疲勞壽命的5.5倍。結(jié)果表明7B50-T7451合金不僅具有良好的綜合性能,而且經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后,合金表現(xiàn)出更好的強(qiáng)化效果。

        表2 疲勞性能結(jié)果Table 2 Results of fatigue test

        2.2 微觀組織分析

        2 .2 .1 疲勞試樣斷口觀察

        利用 SEM觀察7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞斷口形貌,確定疲勞源位置,并測(cè)量疲勞條帶寬度在裂紋擴(kuò)展過(guò)程中的變化情況。7B50-T7451斷口形貌如圖2所示。未擠壓強(qiáng)化時(shí),疲勞源位于孔內(nèi)壁表層(圖2a),在距疲勞源0.5mm處能觀察到較清晰的疲勞條帶,疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)延伸到距疲勞源4mm處(圖2b),隨后疲勞條帶消失,并觀察到韌窩組織(圖2c)。孔擠壓強(qiáng)化后,疲勞源仍位于孔壁表層(圖2d),在距疲勞源4mm處方能觀察到較為清晰的疲勞條帶(圖2e),疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)延伸到距疲勞源9mm處,隨后出現(xiàn)韌窩組織(圖2f)。7050-T7451斷口形貌如圖3所示。未擠壓強(qiáng)化條件下,疲勞源位于孔壁表層(圖3a),在距疲勞源1mm處能觀察到疲勞條帶(圖3b),疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)(圖3c)延伸到距疲勞源4mm處,最終裂紋擴(kuò)展至瞬斷區(qū)。孔擠壓強(qiáng)化以后,疲勞源位于孔內(nèi)壁處(圖d),在距疲勞源1mm處觀察到較為清晰的疲勞條帶(圖3e),疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)(圖3f)延伸到距疲勞源8mm處,隨后疲勞條帶消失,裂紋擴(kuò)展至瞬斷區(qū)。圖4給出7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的變化情況。從圖中可以觀察到,未擠壓強(qiáng)化條件下,7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的變化情況相似,1mm處疲勞條帶寬度相當(dāng),并擴(kuò)展到4mm處;在裂紋擴(kuò)展過(guò)程中,相同長(zhǎng)度下,兩種合金的疲勞條帶寬度接近。而孔擠壓強(qiáng)化后,7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的變化速率明顯低于未強(qiáng)化條件下裂紋擴(kuò)展速率;7B50-T7451合金在4mm處疲勞裂紋條帶寬度僅為0.06μm,裂紋擴(kuò)展到9mm處時(shí),疲勞條帶寬度為1.13μm;7050-T7451合金在1mm處疲勞裂紋條帶寬度為0.21μm,裂紋擴(kuò)展到8mm處時(shí),疲勞條帶寬度為 1.31μm;結(jié)果表明,7B50-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的增幅速率最低。

        2 .2 .2 疲勞試樣透射結(jié)果

        未擠壓條件下,7B50-T7451合金組織形貌如圖5所示。從圖中可以看出,晶內(nèi)為原始組織形貌,且在<110>晶帶軸下,7B50-T7451合金析出強(qiáng)化相以圓盤狀的η'相為主,并且析出相分布均勻、彌散;而7050-T7451合金析出較多的針狀強(qiáng)化相和尺寸較小的圓盤狀析出相。孔擠壓后,7B50-T7451及7050-T7451合金組織形貌如圖6所示,從圖中可以觀察到晶體內(nèi)部產(chǎn)生高密度位錯(cuò),并纏結(jié)成位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu);7B50-T7451合金位錯(cuò)密度明顯高于7050-T7451合金,并且位錯(cuò)胞尺寸較小。

        2.3 殘余應(yīng)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果

        利用 X射線應(yīng)力-應(yīng)變儀測(cè)量 7B50-T7451,7050-T7451合金孔擠壓后殘余應(yīng)力分布情況,實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖7所示。從圖7可以看出,7B50-T7451合金殘余壓應(yīng)力層深度為7.3mm;最大殘余壓應(yīng)力在1mm處,為-387MPa。7050-T7451合金殘余應(yīng)力層深度為4.2mm;最大殘余壓應(yīng)力在1mm處,為-352MPa。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后,7B50-T7451合金殘余壓應(yīng)力層深度及最大值均大于7050-T7451合金。

        圖7 孔擠壓后殘余應(yīng)力分布曲線Fig.7 Compressive residual stress with cold-worked

        3 分析及討論

        3.1 孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理分析

        從7B50-T7451,7050-T7451合金的疲勞斷口形貌,及疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展的變化情況實(shí)驗(yàn)結(jié)果來(lái)看,擠壓后疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展速率增幅明顯低于未擠壓條件下疲勞條帶寬度,并且7B50-T7451疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展變化速率最低。文獻(xiàn)表明[5~8]疲勞條帶寬度與裂紋擴(kuò)展速率成正比,疲勞條帶寬度越窄,對(duì)應(yīng)于疲勞裂紋擴(kuò)展速率越低,從而使疲勞試樣獲得更長(zhǎng)的疲勞壽命。因此,孔擠壓強(qiáng)化后,7B50-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴(kuò)展增幅速率最低,與此對(duì)應(yīng)其疲勞壽命最長(zhǎng);7050-T7451合金孔擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命次之,未強(qiáng)化處理的7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞壽命最短。為研究孔擠壓強(qiáng)化對(duì)疲勞壽命的影響,從顯微組織及殘余應(yīng)力兩個(gè)方面對(duì)強(qiáng)化機(jī)理進(jìn)行分析。透射電鏡結(jié)果(圖5,圖6)顯示孔內(nèi)壁表層出現(xiàn)高密度位錯(cuò)組織,并纏繞成位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu);在疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程中,位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)能夠起到釘扎的作用,從而阻礙裂紋尖端的擴(kuò)展[9,10]。殘余應(yīng)力結(jié)果(圖7)表明,孔擠壓強(qiáng)化后,在孔壁表層形成彈塑性變形層,宏觀表現(xiàn)為殘余壓應(yīng)力;當(dāng)零件承受外加交變載荷作用時(shí),殘余壓應(yīng)力可以起到減緩裂紋擴(kuò)展速率da/dN的作用,延長(zhǎng)疲勞壽命[11,12]。因此,孔擠壓強(qiáng)化能夠改變孔壁表層的組織結(jié)構(gòu),產(chǎn)生位錯(cuò)纏結(jié)及殘余壓應(yīng)力,阻礙裂紋擴(kuò)展,提高 7B50-T7451,7050-T7451合金的疲勞壽命。

        3.2 7B50-T7451,7050-T7451 合金孔擠壓強(qiáng)化效果對(duì)比分析

        未孔擠壓強(qiáng)化時(shí),7B50-T7451,7050-T7451合金疲勞壽命相當(dāng)。經(jīng)孔擠壓后,7B50-T7451疲勞壽命獲得顯著提高,說(shuō)明較7050-T7451合金而言,7B50-T7451合金具有更優(yōu)異的孔擠壓強(qiáng)化效果。微觀組織結(jié)構(gòu)決定了合金的孔擠壓強(qiáng)化效果,通過(guò)透射電鏡可以觀察到7B50-T7451合金晶內(nèi)析出尺寸較大的盤狀強(qiáng)化相,并且分布均勻、彌散(見(jiàn)圖5),而7050-T7451合金中分布著大量的針狀強(qiáng)化相,而盤狀強(qiáng)化相尺寸較小,并且密度較低。擠壓強(qiáng)化后(圖6),7B50-T7451獲得更高的位錯(cuò)密度,這說(shuō)明盤狀析出相能夠很好地起到釘扎位錯(cuò)的作用,使擠壓后位錯(cuò)纏結(jié),并最終形成高密度的位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu),位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)能很好地起到阻礙裂紋擴(kuò)展的作用。采用XRD測(cè)量 7B50-T7451和7050-T7451合金應(yīng)力分布狀態(tài),從實(shí)驗(yàn)結(jié)果中(圖7)可以觀察到7B50-T7451合金殘余應(yīng)力層深度明顯深于7050-T7451合金,并且最大殘余壓應(yīng)力大于7050-T7451合金。殘余應(yīng)力層越深,最大殘余壓應(yīng)力值越大,當(dāng)零件承受外加交變載荷作用時(shí),殘余壓應(yīng)力可以更好地起到降低外加交變載荷瞬時(shí)拉應(yīng)力的作用,降低裂紋擴(kuò)展速率,進(jìn)而提高了疲勞壽命。

        因此,7B50-T7451合金比7050-T7451合金具有更好的擠壓強(qiáng)化效果,經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后,其疲勞壽命較7050-T7451合金而言提高更加明顯。

        4 結(jié)論

        (1)采用4%~6%的擠壓量擠壓7B50-T7451合金孔壁后,疲勞壽命得到顯著提高。

        (2)孔擠壓強(qiáng)化后,在孔內(nèi)壁表層形成高密度位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu),并產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力,從而降低了疲勞裂紋尖端的擴(kuò)展速率,提高了疲勞壽命。

        (3)鋁合金的微觀組織結(jié)構(gòu)決定了孔擠壓強(qiáng)化效果,較7050-T7451合金相比,7B50-T7451合金擁有更顯著的孔擠壓強(qiáng)化效果。

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        Effects of Hole Cold-Expansion on Microstructure and Fatigue Property of 7B50-T7451 Aluminum Alloy Plate

        GONG Peng1, ZHENG Lin-bin2, ZHANG Kun1, YI Lin-na1, SONG De-yu1
        (1.Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China;2.Department of Manufacturing Engineering,Chengdu Aircraft Industrial Corporation,Chengdu 610092,China)

        Cold hole-expansion was employed on the work of 7B50-T7451 aluminum alloy plate by using a mandrel.The effects of cold hole-expansion on the fatigue life and microstructures of 7B50-T7451 specimens were analyzed by fatigue tests under cyclic loading,and the results were compared with cold-worked holes of 7050-T7451 thick plate.The fatigue striation spacing was observed and measured by SEM.The magnitude of the residual stresses and dislocations introduced into the specimens by hole-expansion were evaluated by an X-ray diffraction and TEM methods.The results show that the 7B50-T7451 aluminum alloy obtained good fatigue enhancement effect with the shrink range of 4%~6%and the fatigue lifetime were improved up to 29 times compared to the non-cold-expanded ones.The depth of strengthening layer was about 7.3mm,and the maximum residual compressive stress of 387MPa was observed at a distance of 1mm to the border of the hole.The residual compressive stress and dislocation cell structure around the cold-worked holes retard the fatigue crack growth rate in propagation stages,and then the whole fatigue life is increased.

        7B50-T7451 thick plate;cold-expansion;fatigue life;residual stress

        10.3969/j.issn.1005-5053.2011.4.009

        TG146

        A

        1005-5053(2011)04-0045-06

        2010-01-25;

        2011-05-14

        龔澎(1982—),女,碩士,主要從事鋁合金材料研究,(E-mail)penggong8206@gmail.com。

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