胡愈剛，周　亮，王曉平，賈軍鋒

(中國人民解放軍駐陜西飛機工業(yè)(集團)有限公司軍事代表室，陜西 漢中 723200)

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孔邊R型面擠壓強化工藝技術研究

胡愈剛，周亮，王曉平，賈軍鋒

(中國人民解放軍駐陜西飛機工業(yè)(集團)有限公司軍事代表室，陜西 漢中 723200)

摘要：針對小孔擠壓、噴丸工藝無法有效提高零件孔邊R型面的疲勞強度問題，研究提出了一種新型孔邊R型面擠壓強化工藝技術，設計了一套有效的擠壓工藝裝備。通過工藝試驗驗證表明，擠壓后的孔邊R型面與孔邊、孔壁的過渡更圓滑，顯著降低了R型面的表面粗糙度，大幅提高了其表面殘余壓應力水平，增大了殘余壓應力層厚度，使孔結構的疲勞壽命提高了40倍。

關鍵詞：孔邊R；擠壓強化；殘余壓應力；疲勞壽命

由于現(xiàn)代飛機起落架零部件的長壽命、高可靠性要求，需要300M鋼、A-100鋼等超高強度鋼以及TC18高強度鈦合金等新材料的大量應用。盡管這些高強度材料能使起落架結構的強度大大提高，但由于它們對應力集中更加敏感的缺點，給起落架零部件的抗疲勞設計制造提出了更高的技術要求。

經(jīng)統(tǒng)計，85%以上的起落架零部件斷裂是由于疲勞斷裂所致，且疲勞裂紋大多萌發(fā)于應力集中部位。而作為結構上不連續(xù)處的孔，是最典型的應力集中源之一。起落架上的孔，除減輕孔外，大多起固定連接或傳力作用，它們大多分布在主傳力路徑上的關鍵疲勞受力部位，服役期間長期承受沖擊振動和疲勞交變載荷。對這些孔，如果不采取特殊的強化工藝，極易在孔連接處發(fā)生疲勞斷裂。

目前，國內(nèi)外在起落架零部件的抗疲勞制造技術中，最常用的是孔的冷擠壓強化技術和噴丸強化技術?？椎睦鋽D壓強化技術能顯著提高孔壁的抗疲勞性能，但對孔邊R處的強化作用效果不明顯；而噴丸強化工藝要求噴丸過程中彈丸流與零件表面垂直，而在孔邊R處彈丸流與零件表面一般都不垂直，使得孔邊R處的實際噴丸強化效果大幅減少?？走匯處是孔結構應力集中最嚴重的部位，在服役過程中最易萌發(fā)疲勞裂紋，是孔結構中應優(yōu)先考慮強化的薄弱部位；因此，研究先進的孔邊R型面抗疲勞制造技術對提高高強度材料起落架零部件的工作耐久性是十分有益且必要的。

1孔邊R型面擠壓過程原理

孔邊R型面實施擠壓強化的原理簡圖如圖1所示。先在孔邊R型面兩側(cè)放置上、下擠壓頭，下擠壓頭在支承面作用下固定不動，拉拔螺栓穿過2個擠壓頭中心孔，在動力源拉拔力F作用下，對上擠壓頭進行擠壓，2個擠壓頭做相對運動，從而對兩側(cè)孔邊R型面實施擠壓，使孔邊R型面發(fā)生適量微小塑性變形，從而大大改善弱應力集中，并產(chǎn)生一定深度的殘余壓應力分布，起到顯著提高孔邊R部位疲勞強度的效果。

圖1　孔邊R型面擠壓原理圖

2孔邊R型面擠壓設備

只要拉拔力控制適當，擠壓頭設計合理，就可擠壓產(chǎn)生合適的微變形；因此，拉拔液壓缸和孔邊R擠壓頭是最關鍵的擠壓部件。這兩大部件決定了最終的擠壓力大小和擠壓接觸界面，從而直接決定了擠壓強化效果。

拉拔液壓缸結構圖如圖2所示，接頭1與手搖泵相連，拉拔螺栓穿過接頭2中心孔與活塞桿連接。工作時，手搖泵輸出的液壓油推動活塞桿，產(chǎn)生拉拔力，作用于孔邊R上、下擠壓頭上，以實現(xiàn)一次擠壓同時強化孔兩側(cè)R型面的目的。通過手搖泵可精確控制拉拔力的大小，以實現(xiàn)不同孔邊R型面微變形的需要。

圖2　拉拔液壓缸結構圖

擠壓時，擠壓頭既要與孔邊R型面充分接觸，盡量等壓擠壓，又不能影響孔邊R型面以外的區(qū)域，擠壓后也不允許在孔邊R型面及其周圍留下突變痕跡；因此，擠壓頭與零件孔邊R型面的接觸界面設計也至關重要。通常接觸界面包括完全貼合區(qū)和未完全貼合過渡區(qū)(見圖3)。擠壓頭完全貼合區(qū)半徑R1與零件孔邊R相同，未完全貼合過渡區(qū)與零件孔壁或端面成10°夾角，并與完全貼合區(qū)相切，未完全貼合區(qū)與孔邊R型面的最大間距為0.02 mm。由于材料彈塑性變形[1]，在擠壓過程中過渡區(qū)材料仍將被擠壓，但塑性變形在該區(qū)域?qū)u變過渡，越往外變形越小，從而保證擠壓后孔邊R型面及其周圍過渡圓滑。

圖3　接觸界面

3試驗材料和研究方法

試驗材料為300M鋼，其化學成分和室溫拉伸性能見表1和表2。300M鋼的熱處理制度為925 ℃正火、空冷；再用680℃回火、空冷。試驗采用中間帶孔的疲勞試片，小孔直徑為φ14.2H11 mm，孔兩邊倒圓角為R1 mm。

表1　300M鋼的化學成分(質(zhì)量分數(shù))　(%)

表2　300M鋼的拉伸性能

試驗時，通過手搖泵控制拉拔液壓缸的進油壓力，實現(xiàn)不同拉拔力作用下擠壓強化試樣孔邊R型面。然后采用FEI QUANTA600型掃描電鏡對比觀察擠壓前、后的試樣顯微組織，用XStress3000應力儀測試擠壓前、后試樣孔邊R處的殘余應力梯度分布，在MTS疲勞試驗機上進行對比疲勞試驗(σmax=700 MPa，應力比R=0.1)，最終在電鏡下觀察疲勞斷口。

4試驗結果及分析

孔邊R擠壓強化前、后的微觀輪廓對比如圖4所示?？梢钥闯鰯D壓前孔邊R型面在與孔壁、外表面相接處有明顯棱角，說明零件加工后在孔邊R型面仍留有較為尖銳的過渡刀痕。當孔邊R型面擠壓后，在徑向壓縮變形下，棱角即被去除，孔壁和外表面處形成了圓滑過渡。

圖4　擠壓前、后孔邊R型面的微觀輪廓

孔邊R型面擠壓強化前、后的微觀形貌圖如圖5所示。從圖5中可明顯看出，擠壓前孔邊R型面表面加工刀痕較深，表面粗糙度Ra值為1.0 μm；擠壓強化后，刀痕深度變淺，大部分被去除，表面粗糙度Ra值減小為0.3 μm。由此看來，通過擠壓，使孔邊R型面產(chǎn)生沿徑向的壓縮變形，能大大減輕或消除機械加工刀痕，顯著改善孔邊R型面的表面質(zhì)量，大幅減輕應力集中。

圖5　擠壓前、后孔邊R的型面微觀形貌

擠壓前、后孔邊R型面處沿深度方向的殘余壓應力測試結果如圖6所示。圖6數(shù)據(jù)表明，擠壓前、后孔邊R型面處的殘余應力隨深度縱深遞減分布。孔邊R型面未擠壓的試樣，殘余壓應力較小，最大殘余壓應力位于材料表面，僅為150 MPa。到深度為120 μm處時，殘余壓應力接近于0。當孔邊R型面擠壓后，深度方向的殘余壓應力顯著增大，表面的最大殘余壓應力高達585 MPa，即使深度到120 μm位置時，仍有155 MPa的較大殘余壓應力；因此，經(jīng)過孔邊R型面擠壓后，表面及內(nèi)部殘余壓應力得到大幅度提高，殘余壓應力層深度也得以延伸，從而有效減小零件在交變載荷作用下拉應力的作用效果。

圖6　擠壓前、后孔邊R型面深度方向殘余應力分布

不同擠壓力作用擠壓強化孔邊R型面后，各試樣的疲勞壽命曲線如圖7所示，其中孔邊R型面擠壓力為0的情況，表示試樣孔邊R型面未經(jīng)擠壓強化。從圖7中可以明顯看出，經(jīng)孔邊R擠壓強化后，可提高試樣的疲勞壽命20倍以上；當擠壓力為21 MPa時，對試樣孔邊R型面的疲勞壽命提高最大，達到40倍；另外，不同擠壓力作用下的強化效果相差較大，過大或過小的擠壓力，都不能使擠壓強化效果達到最佳。這是因為擠壓力過小，則無法起到形變強化的最大效果；若擠壓力過大，反而容易在孔邊R表面產(chǎn)生新的壓痕，進而在疲勞過程中發(fā)展為裂紋源，削弱強化效果。

圖7　不同擠壓力下試樣孔邊R型面的疲勞壽命

將疲勞斷裂的未經(jīng)擠壓和擠壓過的試樣進行斷口分析，其結果如圖8所示。從圖8可以看出未經(jīng)擠壓的試樣，其疲勞裂紋源多萌生于孔邊R型面表面；而擠壓強化過的孔邊R型面試樣，其疲勞裂紋源被趕到孔壁表面的薄弱處。這說明擠壓后，孔邊R型面的疲勞強度得到了明顯提高。

圖8　疲勞斷口分析

5結語

綜上所述，可以得出如下結論。

1)通過擠壓孔邊R型面，一是有效去除了R型面與孔壁、外表面的過渡棱角，使彼此間的過渡更加圓滑；二是大大減輕或消除了R型面上的機械加工刀痕，將其表面粗糙度Ra值由1.0 μm降為0.3 μm，顯著改善了整個R型面的表面質(zhì)量。

2)擠壓后，R型面深度方向的殘余壓應力明顯變大，表層的最大殘余壓應力由150 MPa提高到585 MPa，殘余壓應力層也被縱深延伸。

3)擠壓后，R型面的疲勞壽命大大提高。對于φ14.2H11、R1 mm的孔，當擠壓力為21 MPa時，強化效果最好，能將R型面的疲勞壽命提高40倍。但過大或過小的擠壓力，都不能將擠壓強化效果發(fā)揮到最佳。

參考文獻

[1] 王亮，汝繼剛，李惠曲. 孔擠壓強化工藝對7A12鋁合金組織及疲勞性能影響的研究[J].新技術新工藝，2014(11)：14-17.

責任編輯鄭練

The Research on the Expansion Process for Hole’s Edge R

HU Yugang, ZHOU Liang, WANG Xiaoping, JIA Junfeng

(Military Agent’s Room of the PLA Stationed to Shanxi Aircraft Manufacturing Corporation, Hanzhong 723200, China)

Abstract：While the hole expansion process and shot peening process can’t improve the fatigue strength of the hole’s R surface effectively, a new hole’s edge R expansion process is developed. By process tests with the new expansion equipments, the results show the new process could make the surface of the hole structure more smooth, improve the surface roughness of the hole’s edge R significantly, the level of residual compressive stress on the surface could been improved greatly, and the thickness of the residual compressive stress layer could been increased. The fatigue life of the hole structure could been increased by 40 times.

Key words:hole’s edge R, expansion strength, residual compressive stress, fatigue life

收稿日期：2015-05-11

作者簡介：胡愈剛(1987-)，男，工程師，大學本科，主要從事航空機械等方面的研究。

中圖分類號：V 261.2

文獻標志碼:A