章 艷，張興權(quán)，段仕偉，周 煜，黃志來(lái)

（安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，馬鞍山 243032）

0 引 言

結(jié)構(gòu)件上的孔是其裝配必不可少的重要組成部分?？椎臋C(jī)械加工方式通常有鉆、擴(kuò)、鏜、拉、鉸、磨等。由于鉆孔和鉸孔工藝簡(jiǎn)單、操作方便、效率高，因而在機(jī)械加工中得到較為廣泛的應(yīng)用。零件上的材料被去除形成孔以后，其橫截面強(qiáng)度減弱，且由于形狀的變化，容易引起應(yīng)力集中，在交變載荷的作用下，極易產(chǎn)生疲勞裂紋，使零件發(fā)生疲勞破壞，影響零件的使用性能。據(jù)文獻(xiàn)［1］報(bào)道，80%的機(jī)械零件在使用過(guò)程中都受循環(huán)疲勞載荷的作用。鋁合金零件由于密度小，具有一定的強(qiáng)度和較好的抗疲勞性能和耐腐蝕性能，因而在航空、交通等領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用，且多用于含有孔的零件。因此有必要研究鉆、鉸工藝對(duì)鋁合金緊固孔件（有緊固孔的零件）疲勞壽命的影響。從現(xiàn)有的文獻(xiàn)［2－5］資料來(lái)看，鉸孔零件的優(yōu)點(diǎn)是尺寸精度高、表面粗糙度低；而鉆孔具有生產(chǎn)效率高、應(yīng)用廣泛等優(yōu)點(diǎn)，然而目前對(duì)于用這兩種工藝加工孔后，孔壁表層的殘余應(yīng)力分布以及對(duì)緊固孔件疲勞壽命的影響等問(wèn)題還鮮有提及。

為此，作者以航空器件上常用LY12CZ鋁合金板材為研究對(duì)象，研究鉆削、鉸削兩種工藝加工后緊固孔孔壁的表面形貌、粗糙度和切向殘余應(yīng)力，并進(jìn)行了拉伸疲勞試驗(yàn)，對(duì)試樣斷口的形貌進(jìn)行了觀察，研究其對(duì)疲勞壽命的影響。

1 試樣制備與試驗(yàn)方法

1.1 試樣制備

試驗(yàn)材料為L(zhǎng)Y12CZ鋁合金板材，其化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）為1.54Mg，0.58Mn，4.61Cu，0.29Fe，0.26Si，0.1Zn，0.024Ni，余 Al；其屈服強(qiáng)度為275MPa，抗拉強(qiáng)度為415MPa，斷后伸長(zhǎng)率為13%，彈性模量為68.9GPa，材料經(jīng)過(guò)常規(guī)固溶＋自然時(shí)效處理。

鉆削加工的刀具為W18Cr4V高速鋼麻花鉆，直徑分別為3.8，4mm。鉆頭參數(shù)：螺旋角ω＝27°，鋒角κr＝118°，后角αo＝16°，橫刃斜角ψ＝40°，刃帶寬度b＝0.1mm。鉸削加工的刀具為整體式硬質(zhì)合金K10的直齒鉸刀，其直徑為4mm，齒數(shù)Z＝4，前角γo＝0°，后角αo＝12°，主偏角κr＝1°，刃傾角λs＝15°，刃帶寬度b＝0.1mm［6］。

為了更好地比較兩種不同孔加工工藝對(duì)鋁合金緊固孔件疲勞壽命的影響，把試樣分成三組，第一組為未打孔試樣，第二組為鉆削試樣，第三組為先鉆，再鉸削的試樣。鉆、鉸加工都在Z516立式鉆床上進(jìn)行。鉆孔時(shí)，采用φ4mm的鉆頭直接鉆削，鉆床主軸的轉(zhuǎn)速n＝1 000r·min－1，切削速度v＝15m·min－1，走刀量S＝0.1mm·r－1，鉆孔完成后，用砂紙手工去除孔口毛刺。鉸孔時(shí)，先用φ3.8mm鉆頭在試樣上加工出底孔，切削參數(shù)同上，再用φ4mm的鉸刀鉸削，主軸轉(zhuǎn)速n＝150r·min－1，切削速度v＝3m·min－1，走刀量S＝0.01mm·r－1，鉸孔完成后，用砂紙手工去除孔口毛刺。

1.2 試驗(yàn)方法

將上述經(jīng)鉆、鉸后的試樣和未打孔試樣在MTS-809型電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行拉伸疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力比R＝－1，施加7kN對(duì)稱拉壓循環(huán)載荷，加載精度為±0.5%，正弦波形，頻率f＝8Hz，試驗(yàn)環(huán)境溫度為室溫，試樣在試驗(yàn)機(jī)上循環(huán)加載直至斷裂。試驗(yàn)中未打孔試樣和鉆削、鉸削試樣的數(shù)量都是2個(gè)。鉆、鉸孔疲勞試樣的尺寸如圖1所示。

圖1 帶孔的鋁合金疲勞試樣Fig.1 Fatigue specimen of aluminum alloy with a hole

將疲勞試樣斷口頭部完整切下，浸于酒精中用超聲波清洗，待自然干燥后，在JSM-7001F型掃描電子顯微鏡下進(jìn)行斷口形貌觀察。用X-350A型X射線應(yīng)力測(cè)定儀測(cè)孔壁表層的切向殘余應(yīng)力，采用側(cè)傾固定ψ法，定相關(guān)法定峰方式；X射線管電壓20kV，管電流5mA，準(zhǔn)直管直徑1.5mm；鉻靶Kα輻射，衍射晶面（211），2θ角掃描步距0.10°，計(jì)數(shù)時(shí)間0.5s，掃描的起始角和終止角為130°～142°。測(cè)切向的殘余應(yīng)力時(shí)，采用4∶1的高氯酸和醋酸混合溶液逐層電解拋光，然后逐層進(jìn)行應(yīng)力測(cè)量。

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 加工切削力和扭矩

在切削過(guò)程中，切削力直接影響切削熱、刀具磨損與使用壽命、加工精度和已加工表面質(zhì)量，也是實(shí)際生產(chǎn)中計(jì)算切削功率和設(shè)計(jì)機(jī)床、夾具的必要依據(jù)。切削過(guò)程中，鉆頭和鉸刀的每個(gè)切削刃上都會(huì)產(chǎn)生切削分力，切削分力最后構(gòu)成一個(gè)軸向力P和一個(gè)扭矩M。鉆、鉸削力和扭矩的經(jīng)驗(yàn)公式［7］為

式中：D為鉆頭直徑；S為走刀量；CP和CM為與鉆削材料有關(guān)的切削參數(shù)，分別為31.5，12.2；yP和yM為走刀量的指數(shù)，分別為0.8，0.8。

根據(jù)式（1），（2）計(jì)算得到鉆削力P＝200N，鉆削扭矩M＝309N·mm。由于鉸刀與麻花鉆、擴(kuò)孔鉆等同在鉆床進(jìn)行加工，鉸削加工余量小，則鉸削力P＝31.6N，鉸削扭矩M＝49N·mm。

由于鉆削過(guò)程中，麻花鉆的走刀量較大，而鉸削的走刀量非常小，故鉆削力比鉸削力大，導(dǎo)致鉆削時(shí)產(chǎn)生的熱量較多，它將直接影響刀具的磨損和使用壽命，最終影響孔壁的加工精度和表面質(zhì)量。

2.2 孔壁表面形貌和粗糙度

工件的表面形貌是一種加工工藝質(zhì)量的直觀反映。從圖2可見(jiàn)，鉆削試樣的孔壁表面較粗糙，有許多刀具留下的粗糙加工紋路；而鉸削試樣的孔壁表面非常光滑，說(shuō)明鉸削能獲得較好的表面質(zhì)量。

圖2 鉆、鉸工藝下加工面的表面形貌Fig.2 Surface morphology of the finished surface after drilling（a）and reaming（b）

由表1可知，鉆削孔的表面粗糙度（最大值為13.6μm，平均值為12.92μm）比鉸削孔的（最大值為1.81μm，平均值為1.57μm）大很多，說(shuō)明鉸削的加工精度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于鉆削的。這是因?yàn)殂@削時(shí)的切削余量大、切削力大、切削熱多，且刀具的剛度差，易引起振動(dòng)，使得孔壁表面粗糙度增大；同時(shí)，鉆孔時(shí)切屑沿著已加工面方向排出，使孔壁和后刀面之間摩擦嚴(yán)重，進(jìn)一步加大了表面粗糙度。鉸削時(shí)，在已加工孔壁上切除一層薄薄的金屬層，鉸削的背吃刀量非常小，多刃切削，各個(gè)刀齒的鉸削力沿圓周均勻分布，鉸削平穩(wěn)；并且在鉸孔過(guò)程中，鉸削所產(chǎn)生的切屑直接從前方排出不會(huì)使孔壁表面刮傷，更為重要的是鉸刀的后部有一段修光的圓柱，它能夠?qū)σ鸭庸さ目妆谶M(jìn)行徑向擠壓和修光，降低了孔壁表面的粗糙度。

表1 兩種工藝加工孔的表面粗糙度Tab.1 The surface roughness of holes machined by two processes μm

根據(jù)斷裂力學(xué)原理，表面粗糙度越大越易產(chǎn)生對(duì)疲勞源不利的局部應(yīng)力集中，形成裂紋源，并能加快裂紋的擴(kuò)展速度，從而降低零件的疲勞強(qiáng)度和使用壽命［8－10］。

2.3 孔壁切向殘余應(yīng)力

由圖3可知，鉆削后孔壁表層分布著較為均勻的殘余拉應(yīng)力，其值為165MPa；而鉸削后孔壁表層分布著殘余壓應(yīng)力，其值為78MPa。且越靠近表面，殘余應(yīng)力的幅值越大。在鉆削過(guò)程中，由于鉆頭和金屬材料的相互作用，產(chǎn)生了軸向力和沿速度方向的較大切削力，在這兩個(gè)力的共同作用下金屬切削層從母體上被切下來(lái)。鉆頭的倒錐在鉆孔過(guò)程中只參加切削，不擠壓孔壁金屬材料，因此在孔壁表層產(chǎn)生了拉應(yīng)力。而在鉸削的過(guò)程中，材料的切削余量小，切削力小，切削熱少，隨后鉸刀的校準(zhǔn)部分的刃帶擠壓孔壁材料，使孔壁表層材料發(fā)生塑性流動(dòng)，而里層金屬發(fā)生彈性變形；刀具的作用力消失后，里層金屬?gòu)椥宰冃乌呌诨貜?fù)，由于金屬材料內(nèi)部是一個(gè)整體，彈性回復(fù)受到表層塑性變形層的牽制，從而在孔壁表層產(chǎn)生壓應(yīng)力。鉸刀對(duì)金屬材料的擠壓作用誘導(dǎo)產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力的機(jī)理同冷擠壓［11］、滾壓工藝［12］和激光沖擊強(qiáng)化［13］一樣。實(shí)測(cè)的孔壁殘余應(yīng)力結(jié)果與文獻(xiàn)［14］中提出的鉸削能在孔周產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力的結(jié)論一致。

圖3 鉆、鉸孔后孔表面的切向殘余應(yīng)力分布Fig.3 Tangential residual stress distribution in the surface of holes after drilling and reaming

2.4 含孔試樣的疲勞壽命

由疲勞試驗(yàn)得到，鉆孔試樣經(jīng)46 767次循環(huán)作用后發(fā)生疲勞斷裂，而鉸孔試樣經(jīng)84 967次循環(huán)后發(fā)生疲勞斷裂，比鉆孔試樣壽命增加了38 200次，因此其疲勞壽命是鉆孔試樣的1.81倍。但鉆、鉸孔試樣的疲勞壽命與未打孔試樣的124 800次相比，都明顯降低，說(shuō)明兩種加工工藝都會(huì)明顯降低試樣的疲勞壽命。三組試樣同受軸向拉壓循環(huán)載荷作用，但鉆、鉸孔后，試樣幾何尺寸發(fā)生變化，導(dǎo)致孔口處應(yīng)力集中，性能出現(xiàn)較大的下降。

加工件中疲勞裂紋一般起源于材料內(nèi)部的缺陷、機(jī)械損傷、加工刀痕以及幾何形狀不連續(xù)的應(yīng)力集中處。從圖4中可以看到，鉆、鉸孔試樣的疲勞裂紋起始于孔邊和孔內(nèi)壁表面的相交處，這是由于鉆、鉸孔去除中心材料后，使得此處的變形不受約束，形成新的應(yīng)力集中所致［15－16］。

圖4 鉆、鉸孔試樣疲勞斷裂后的形貌Fig.4 Morphology of fatigue fractured specimen after drilling or reaming

圖5 鉆、鉸孔試樣疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)的SEM形貌Fig.5 SEMMorphology of fatigue crack propagation region of specimens after drilling（a）and reaming（b）

由于疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)占斷口的區(qū)域最大，對(duì)零件的疲勞壽命影響最大，為了更好地表征鉆鉸工藝對(duì)裂紋擴(kuò)展速率的影響，分別對(duì)距孔壁1mm處的疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)形貌進(jìn)行觀察，如圖5所示。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，鉆孔試樣疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)的疲勞條帶的間距較寬，條數(shù)少，說(shuō)明裂紋擴(kuò)展速率較快；而鉸孔試樣疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)的疲勞條帶的間距相對(duì)較窄，條數(shù)多，裂紋擴(kuò)展速率較慢［17］。這主要是由于鉸削后孔壁有較高的表面質(zhì)量以及對(duì)疲勞壽命有益的殘余壓應(yīng)力?？妆诘膽?yīng)力分布對(duì)于鋁合金緊固孔件的疲勞壽命有著深遠(yuǎn)的影響，表層的拉應(yīng)力狀態(tài)在交變載荷下會(huì)加速疲勞裂紋的萌生，并提高疲勞裂紋的擴(kuò)展速率，而殘余壓應(yīng)力有助于降低交變載荷引起的拉應(yīng)力；同時(shí)殘余壓應(yīng)力的存在降低了應(yīng)力強(qiáng)度因子，延遲初始裂紋的產(chǎn)生和降低裂紋的擴(kuò)展速率，鉸削后在孔壁形成的殘余壓應(yīng)力可以降低因鉆孔工藝在孔壁形成的殘余拉應(yīng)力，使得疲勞裂紋擴(kuò)展速率減慢，從而使得鋁合金的抗疲勞強(qiáng)度提高［18－19］。

3 結(jié) 論

（1）鉆孔壁的表面較粗糙，有較多刀具留下的粗糙的加工紋路，而鉸孔壁的表面非常光滑；鉆孔壁表面粗糙度為12.92μm，而鉸孔壁表面粗度較低為1.57μm。

（2）鉆孔后孔壁表層分布著較為均勻的殘余拉應(yīng)力，其幅值高達(dá)165MPa，而鉸孔壁為殘余壓應(yīng)力，其最大幅值為78MPa。

（3）相比于鉆孔試樣，鉸孔試樣的疲勞條帶間距較窄，其裂紋擴(kuò)展速率較低，其疲勞壽命是鉆孔試樣壽命的1.81倍。

［1］曾志新，呂明.機(jī)械制造技術(shù)基礎(chǔ)［M］.武漢：武漢理工大學(xué)出版社，2009.

［2］PEI Xu-ming，CHEN Wu-yi，ZHANG Dong-chu.Effect of machining processes on surface quality of 7075Al alloy fastener holes［J］.Aerospace Materials ＆ Technology，2011（4）：51-56.

［3］CARTER R W，STEVEN J W，PAUL T，et al.Effects of various aircraft production drilling procedures on hole quality［J］.International Journal of Fatigue，2006，28（8）：943-950.

［4］CARTER R W，STEVEN J W，MAKEEV A，et al.Fatigue performance of production-quality aircraft fastener holes［J］.International Journal of Fatigue，2007，29（7）：1319-1327.

［5］BEZERRA A A，MACHADO A R，SOUZA A M，et al.Effects of machining parameters when reaming aluminum-silicon（SAE 322）alloy［J］.Journal of Materials Processing Technology，2001，112（2）：185-198.

［6］彭林中，張宏.機(jī)械切削工藝參數(shù)速查手冊(cè) ［M］.北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2010.

［7］陳章燕.金屬切削刀具 ［M］.北京：中國(guó)農(nóng)業(yè)機(jī)械出版社，1982.

［8］劉軍，劉勇俊，劉永壽，等.開(kāi)孔試件的表面粗糙度對(duì)疲勞壽命影響的定量分析［J］.中國(guó)機(jī)械工程，2008，19（3）：327-329.

［9］毛平淮.互換性與測(cè)量技術(shù)基礎(chǔ)［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2006.

［10］LIU J，YUE Z F，LIU Y S.Surface finish of open holes on fatigue life［J］.Theoretical and Applied Fracture Mechanics，2007，27（1）：35-45.

［11］高玉魁.孔擠壓強(qiáng)化對(duì)23Co14Ni12Cr3MoE鋼疲勞性能的影響 ［J］.金屬熱處理，2007，32（11）：34-36.

［12］王生武，溫愛(ài)玲，邴世君，等.滾壓強(qiáng)化的殘余應(yīng)力的數(shù)值仿真及工藝分析 ［J］.計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào)，2008，25（S1）：113-118.

［13］王學(xué)德，李啟鵬，王路成，等.激光沖擊強(qiáng)化對(duì)LY2鋁合金殘余應(yīng)力顯微組織及疲勞性能的影響［J］.機(jī)械工程材料，2012，36（11）：82-84.

［14］何世平，張 曦，伍小平.鉸孔和疲勞對(duì)冷擠壓孔周殘余應(yīng)力的影響［J］.試驗(yàn)力學(xué)，1996，11（4）：463-467.

［15］王珉.抗疲勞制造原理與技術(shù)［M］.南京：江蘇科學(xué)技術(shù)出版社，1998.

［16］ZHANG Xing－quan，CHEN Liu-san，YU Xiao-liu，et al.Effect of laser shock processing on fatigue life of fastener hole［J］.Transactions of Nonferrous Metals Society of China，2014，24（4）：969-974.

［17］劉新靈，張崢，陶春虎.疲勞斷口定量分析［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2010.

［18］張東初，裴旭明，陳五一，等.緊固孔的加工工藝對(duì)其表面殘余應(yīng)力的影響［J］.航空制造技術(shù)，2003（5）：40-42.

［19］GU Wei-ping，XU Hong-lu，LIU Jun，et al.Effects of drilling process on fatigue life of open holes［J］.Tsinghua Science＆ Technology，2009，14（S2）：54-57.