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7B50-T7451鋁合金厚板進(jìn)行了孔擠壓強(qiáng)化，對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)行對比。通過掃描電鏡(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。結(jié)果表明，采用4%～6%的擠壓量對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。孔擠壓后，7B50-T7451厚板在強(qiáng)化層產(chǎn)生位錯纏結(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縫襯套擠壓孔壁的方式對孔進(jìn)行強(qiáng)化，孔擠壓強(qiáng)化后會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］?，F(xiàn)階段對孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理的研究主要集中于殘余應(yīng)力場的分布方面，而針對微觀組織方面的研究則鮮有報道。

本工作針對7B50-T7451合金孔連接處應(yīng)力集中問題，采用孔擠壓強(qiáng)化工藝對其帶孔制件進(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，更深入地對孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理進(jìn)行了分析討論。

1 實驗材料與方法

實驗材料為東輕公司提供的7B50-T7451厚板，合金成分見表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個疲勞試樣。

室溫條件下，在MTS810型疲勞試驗機(jī)上對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，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，測定孔擠壓強(qiáng)化后，孔壁表層的殘余應(yīng)力分布狀態(tài)，測試條件為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 實驗結(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，并測量疲勞條帶寬度在裂紋擴(kuò)展過程中的變化情況。7B50-T7451斷口形貌如圖2所示。未擠壓強(qiáng)化時，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）?？讛D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)展過程中，相同長度下，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，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，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?？讛D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，并纏結(jié)成位錯胞狀結(jié)構(gòu);7B50-T7451合金位錯密度明顯高于7050-T7451合金，并且位錯胞尺寸較小。

2.3 殘余應(yīng)力實驗結(jié)果

利用 X射線應(yīng)力-應(yīng)變儀測量 7B50-T7451，7050-T7451合金孔擠壓后殘余應(yīng)力分布情況，實驗結(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。實驗結(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)展的變化情況實驗結(jié)果來看，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，與此對應(yīng)其疲勞壽命最長;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)化對疲勞壽命的影響，從顯微組織及殘余應(yīng)力兩個方面對強(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)高密度位錯組織，并纏繞成位錯胞狀結(jié)構(gòu);在疲勞裂紋擴(kuò)展過程中，位錯胞狀結(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，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)化效果對比分析

未孔擠壓強(qiáng)化時，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獲得更高的位錯密度，這說明盤狀析出相能夠很好地起到釘扎位錯的作用，使擠壓后位錯纏結(jié)，并最終形成高密度的位錯胞狀結(jié)構(gòu)，位錯胞狀結(jié)構(gòu)能很好地起到阻礙裂紋擴(kuò)展的作用。采用XRD測量 7B50-T7451和7050-T7451合金應(yīng)力分布狀態(tài)，從實驗結(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，殘余壓應(yīng)力可以更好地起到降低外加交變載荷瞬時拉應(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。