伊琳娜，　汝繼剛，　黃　敏，　宋德玉，　王　亮

(北京航空材料研究院， 北京 100095)

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孔擠壓強(qiáng)化對(duì)2124鋁合金疲勞壽命及微觀組織的影響

伊琳娜，汝繼剛，黃敏，宋德玉，王亮

(北京航空材料研究院， 北京 100095)

采用疲勞試驗(yàn)、透射電鏡、掃描電鏡及X射線衍射儀等方法研究了2124-T851鋁合金厚板不同參數(shù)孔擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命與顯微組織的變化。結(jié)果表明：孔擠壓強(qiáng)化后試樣的疲勞壽命先隨擠壓量的增大而升高，隨后又迅速降低，擠壓量為0.4 mm時(shí)疲勞壽命達(dá)到峰值，較未強(qiáng)化增加12.66倍；組織觀察結(jié)果表明孔擠壓強(qiáng)化后，在孔壁強(qiáng)化層內(nèi)形成了位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)和殘余壓應(yīng)力，并且隨擠壓量增大先迅速增加然后趨于平緩，強(qiáng)化層的形成可以有效延緩疲勞裂紋的擴(kuò)展速率；同時(shí)，適當(dāng)?shù)目讛D壓強(qiáng)化可改善表面粗糙度，降低裂紋萌生幾率，從而提高材料的疲勞壽命。

2124鋁合金；孔擠壓強(qiáng)化；疲勞壽命；殘余應(yīng)力；表面粗糙度

飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的重要承力件在服役過程中主要承受交變載荷，大量實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和服役失效案例證明疲勞斷裂是高強(qiáng)度合金構(gòu)件的主要失效模式。在帶孔的飛機(jī)零部件中，局部承受應(yīng)力很高，尤其是孔邊的應(yīng)力集中系數(shù)最大，導(dǎo)致這些零件的破壞形式主要是在孔邊產(chǎn)生疲勞破壞。因此，提高帶孔零件的疲勞壽命是提高飛機(jī)安全系數(shù)的有效措施之一[1-3]。

提高航空零件疲勞壽命的方法有很多，比如改進(jìn)設(shè)計(jì)、合理選材、采用先進(jìn)的加工工藝等方法。當(dāng)設(shè)計(jì)、選材和工藝三大環(huán)節(jié)都定型以后，如果想再進(jìn)一步挖掘材料強(qiáng)度的潛力，可采用零件表面強(qiáng)化(例如噴丸、孔擠壓、螺紋滾壓強(qiáng)化等)來進(jìn)一步大幅度提高零件的疲勞壽命和抗應(yīng)力腐蝕能力，提高航空零件的使用安全及可靠性。對(duì)于帶孔的航空零件采用孔擠壓強(qiáng)化，效率高、效果好、方法簡(jiǎn)單可靠，并且穩(wěn)定性好[4-10]。

2124-T851鋁合金厚板在飛機(jī)中可作為主承力結(jié)構(gòu)件使用，一些框、肋等零件為減重或裝配等需加工各種孔，而帶孔零件的疲勞和斷裂性能大大降低，將嚴(yán)重影響飛機(jī)的使用壽命及安全性，迫切需要采用適當(dāng)?shù)膹?qiáng)化方式來提高其性能。本工作針對(duì)應(yīng)用需求研究國產(chǎn)2124-T851鋁合金厚板孔擠壓強(qiáng)化對(duì)孔邊殘余應(yīng)力、微觀組織及粗糙度的影響，其目的是獲得合適的孔擠壓工藝，提高孔邊在承受交變載荷作用時(shí)的疲勞壽命。

1　實(shí)驗(yàn)材料及方法

采用厚度70 mm的國產(chǎn)2124-T851狀態(tài)鋁合金厚板，其化學(xué)成分見表1。其熱處理制度為：固溶熱處理溫度490～500 ℃/180 min，保溫后水淬，淬火轉(zhuǎn)移時(shí)間不大于15 s。在淬火后2 h內(nèi)進(jìn)行預(yù)拉伸變形，以消除淬火時(shí)的殘余應(yīng)力，變形量為2%。預(yù)拉伸后進(jìn)行人工時(shí)效，其時(shí)效制度為185～195 ℃保溫12 h，空冷。其縱向室溫拉伸性能如表2所示。

采用中間帶孔的疲勞試片，沿板材縱向取樣，其形狀與尺寸精度如圖1所示。采用芯棒直接擠壓的方式對(duì)試樣進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化，擠壓過盈量0.2～0.6 mm。

疲勞試驗(yàn)在MTS-20疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，頻率f=7 Hz，σmax=220 MPa，應(yīng)力比R=0.1，試驗(yàn)環(huán)境為室溫大氣。利用Quanta600型掃描電鏡觀察強(qiáng)化前后疲勞試樣的斷口形貌，確定疲勞源位置，結(jié)合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，分析孔擠壓強(qiáng)化提高疲勞壽命的原因。采用透射電鏡觀察強(qiáng)化前后強(qiáng)化層內(nèi)位錯(cuò)組態(tài)的變化，分析疲勞壽命提高的機(jī)理。同時(shí)采用X射線衍射儀測(cè)定孔擠壓強(qiáng)化后，強(qiáng)化層內(nèi)宏觀殘余應(yīng)力的分布狀態(tài)，最后采用TL表面光度儀測(cè)量孔擠壓前后孔壁表面的粗糙度。

表1　2124-T851合金化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)

表2　2124-T851試樣室溫拉伸性能

圖1　試件示意圖Fig.1　Schematic diagram of sample

2　結(jié)果及分析

2.1疲勞試驗(yàn)

對(duì)采用不同擠壓過盈量強(qiáng)化后的2124-T851試樣進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，結(jié)果如表3所示。從表3可以看出，隨擠壓過盈量的增加，疲勞壽命先提高后降低，在0.4 mm時(shí)達(dá)到峰值，此時(shí)疲勞壽命是擠壓前的12.66倍。

表3　2124-T851試樣疲勞試驗(yàn)結(jié)果

2.2殘余應(yīng)力分布

利用X射線衍射法測(cè)量2124-T851鋁合金孔擠壓強(qiáng)化后殘余應(yīng)力分布情況，測(cè)量結(jié)果如圖2所示。從圖2可以看出，隨著擠壓量的增加，強(qiáng)化層的深度也逐漸增大，但擠壓量超過0.4 mm后基本趨于穩(wěn)定，擠壓量從0.2 mm增加到0.4 mm時(shí)，強(qiáng)化層增加了2.2 mm，從0.4 mm增加到0.6 mm，強(qiáng)化層增加了0.7 mm；最大殘余壓應(yīng)力的數(shù)值也隨擠壓量增加而增大(-115 MPa→-185 MPa→-196 MPa)，最大值分布的位置也逐漸向內(nèi)部拓展(1.5 mm→3.0 mm→4.0 mm)，變化趨勢(shì)也是逐步變緩。

孔擠壓過程中，殘余應(yīng)力的大小及分布范圍與塑性變形區(qū)的大小密切相關(guān)，在初始階段，隨著擠壓過盈量的增大，孔壁處發(fā)生的塑性變形逐漸向內(nèi)擴(kuò)展，卸載后形成的殘余壓應(yīng)力增大，而當(dāng)過盈量增大到一定程度時(shí)，孔壁在擴(kuò)展時(shí)局部發(fā)生的塑性變形量超出了材料承受范圍，局部區(qū)域發(fā)生微區(qū)破壞，限制了塑性區(qū)的增大，使殘余壓應(yīng)力分布范圍趨于穩(wěn)定。2124-T851鋁合金厚板孔擠壓強(qiáng)化后，由于殘余壓應(yīng)力層的形成，當(dāng)零件承受外加交變載荷作用時(shí)，殘余壓應(yīng)力可以起到降低外加交變載荷中的瞬時(shí)拉應(yīng)力的作用，從而延長裂紋萌生壽命，并且在裂紋擴(kuò)展過程中，減緩了裂紋擴(kuò)展速率da/dN，進(jìn)而延長了裂紋擴(kuò)展疲勞壽命，如表3所示。

圖2　不同擠壓量下強(qiáng)化層內(nèi)殘余應(yīng)力分布情況Fig.2　Compressive residual stress with differentexpanded deformation

2.3孔擠壓強(qiáng)化后孔壁粗糙度

采用TL表面光度儀測(cè)量擠壓前后的粗糙度，其結(jié)果見表4。從表4可以看出,當(dāng)擠壓過盈量小于0.4 mm時(shí)，隨擠壓過盈量的增加強(qiáng)化后孔壁粗糙度迅速降低，從原來的Ra1.6降低到Ra0.15，當(dāng)過盈量達(dá)到0.6 mm，表面粗糙度迅速增加，甚至超過了機(jī)加工表面。這是因?yàn)樵谛∵^盈量的孔擠壓強(qiáng)化過程中，由于機(jī)械加工的刀痕造成的凸峰和凹谷被拉平，同時(shí)減少了機(jī)加中的劃傷等缺陷，從而降低了孔壁的表面粗糙度，當(dāng)過盈量較大時(shí)，孔內(nèi)壁會(huì)出現(xiàn)局部微區(qū)破壞，導(dǎo)致粗糙度增大。粗糙度的降低，意味著表面缺陷的減少，減少了孔表面的應(yīng)力集中處，因此延長了無裂紋壽命即裂紋萌生壽命，提高了材料疲勞壽命[11]。

2.4微觀組織分析

2.4.1強(qiáng)化層表面形貌

孔擠壓強(qiáng)化在實(shí)施過程中，會(huì)使孔壁表層金屬產(chǎn)生劇烈的擠壓塑性變形，從而導(dǎo)致晶體的滑移，晶格發(fā)生畸變[12]。圖3是經(jīng)過0.2 mm，0.4 mm以及0.6 mm過盈量擠壓強(qiáng)化處理后強(qiáng)化層內(nèi)發(fā)生的滑移形貌，可以發(fā)現(xiàn)晶粒表面出現(xiàn)了很多滑移線和滑移臺(tái)階，滑移線及滑移臺(tái)階貫穿整個(gè)晶粒，截止于兩側(cè)晶界上；隨過盈量的增加滑移臺(tái)階也越來越顯著，達(dá)到0.6 mm時(shí)滑移臺(tái)階非常顯著，直接影響了表面粗糙度。分析可知擠壓強(qiáng)化過程中在孔壁形成一個(gè)彈塑性變形層，由于塑性變形是由金屬中的滑移產(chǎn)生，當(dāng)位于晶粒內(nèi)位錯(cuò)沿滑移面持續(xù)運(yùn)動(dòng)到試樣表面以后，在試樣表面造成滑移臺(tái)階，形成表面滑移線和滑移帶。由于取向差較大，滑移線和滑移帶不能穿過晶界，從而在晶界兩側(cè)形成不同取向的滑移線和滑移帶；隨變形量增大，運(yùn)動(dòng)到表面的位錯(cuò)數(shù)量增加，滑移臺(tái)階相差顯著，導(dǎo)致表面粗糙度惡化，如圖3(a)～(c)所示。

表4　表面粗糙度測(cè)試結(jié)果

圖3　不同過盈量下強(qiáng)化層內(nèi)滑移帶SEM形貌Fig.3　SEM microstructure of glide band in the strengthening layer with different expanded deformation(a)0.2 mm; (b)0.4 mm; (c)0.6 mm

2.4.2強(qiáng)化層內(nèi)微觀組織形貌

由以上分析可知，孔擠壓強(qiáng)化改變了孔壁表層材料的微觀組織形貌，在孔壁表層形成了擠壓強(qiáng)化層。選擇0.4 mm過盈量擠壓強(qiáng)化處理后的試樣，采用透射電鏡觀察距離孔壁不同深度處材料的微觀組織，如圖4所示。由圖4(a)可以看出，孔壁表層金屬位錯(cuò)密度高，位錯(cuò)直徑小，位錯(cuò)胞壁較寬。距離孔壁較遠(yuǎn)處，位錯(cuò)密度逐漸減少，位錯(cuò)胞直徑逐漸變大，胞壁逐漸變窄，如圖4(b)，(c)所示。在距孔壁5.5 mm處，可以清晰地觀察到均勻彌散分布的析出強(qiáng)化相，而位錯(cuò)線很少，僅在析出相處周圍有少量位錯(cuò)線，如圖4(d)所示。

出現(xiàn)這種現(xiàn)象是因?yàn)榭讛D壓強(qiáng)化過程中孔壁表層金屬產(chǎn)生強(qiáng)烈的塑性變形，引起位錯(cuò)的增殖和運(yùn)動(dòng)。運(yùn)動(dòng)的位錯(cuò)之間及其與晶界、亞晶界、第二相質(zhì)點(diǎn)之間的交互作用，形成位錯(cuò)纏結(jié)或位錯(cuò)網(wǎng)，使強(qiáng)化層內(nèi)位錯(cuò)密度增加，最后形成穩(wěn)定的位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)。在疲勞裂紋擴(kuò)展的過程中，這些位錯(cuò)胞可以釘扎位錯(cuò)，阻止滑移的啟動(dòng)，進(jìn)而減小裂紋的擴(kuò)展速率[13-14]。在距離孔壁較遠(yuǎn)處，超出了強(qiáng)化層的范圍，由于變形量小，因此位錯(cuò)密度低，觀察不到位錯(cuò)胞，對(duì)裂紋擴(kuò)展的阻礙作用也將減小。

圖4　強(qiáng)化層內(nèi)不同深度處位錯(cuò)組態(tài)TEM形貌Fig.4　TEM microstructure of different depth in the strengthening layer after cold hole-expansion(a) 0.5 mm; (b)2 mm; (c)4 mm; (d)5.5 mm

2.5擠壓變形量對(duì)疲勞壽命的影響

2.5.1對(duì)疲勞裂紋萌生的影響

圖5為不同擠壓過盈量下疲勞試樣的斷口整體形貌，可以看出，未進(jìn)行擠壓強(qiáng)化時(shí)，主疲勞裂紋源產(chǎn)生在孔內(nèi)壁表面與試樣表面相交的棱邊處，在孔內(nèi)壁表面上還有一些次疲勞源(如圖5(a)箭頭所示)；當(dāng)擠壓過盈量不超過0.4 mm時(shí)，可以看出孔擠壓強(qiáng)化以后，主疲勞源從強(qiáng)化前的孔壁棱邊邊緣轉(zhuǎn)移到孔內(nèi)壁表面(圖5(a)～(d))，說明孔擠壓強(qiáng)化減小了孔壁邊緣的應(yīng)力集中系數(shù)，同時(shí)裂紋選擇在應(yīng)力集中系數(shù)較小的孔壁生成，也可以說明孔擠壓強(qiáng)化提高了裂紋萌生壽命；當(dāng)擠壓過盈量達(dá)到0.6 mm時(shí)，主疲勞源形成于孔內(nèi)壁粗糙的滑移臺(tái)階位置，同時(shí)存在多個(gè)裂紋源，多裂紋源的存在嚴(yán)重降低了裂紋萌生壽命，導(dǎo)致了疲勞壽命的降低。

2.5.2 對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展的影響

圖6為不同擠壓過盈量下距離裂紋源1.5 mm距離處的斷口形貌，可以發(fā)現(xiàn)，未擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞條帶間距最寬，見圖6(a)所示；擠壓量為0.2 mm，0.4 mm，0.6 mm時(shí)在距離孔壁1.5 mm深度處，孔擠壓強(qiáng)化后的試樣比未強(qiáng)化試樣的疲勞條帶寬度小，同時(shí)對(duì)比圖6(b)～(d)，可以看出，在相同深度處(1.5 mm)，擠壓量大的試樣疲勞條帶比擠壓量小的窄。這種現(xiàn)象表明：在相同的加載情況下，每一個(gè)應(yīng)力循環(huán)，孔擠壓強(qiáng)化后疲勞裂紋擴(kuò)展的距離比未擠壓強(qiáng)化時(shí)擴(kuò)展得小，即孔擠壓強(qiáng)化減小了材料的裂紋擴(kuò)展速率[15-16]；當(dāng)擠壓量小于0.6 mm時(shí)，擠壓強(qiáng)化量越大其疲勞裂紋擴(kuò)展速率越小。從以上分析可以說明通過孔擠壓強(qiáng)化，可以有效地降低疲勞裂紋擴(kuò)展速率，提高裂紋擴(kuò)展壽命。

圖5　不同擠壓過盈量下的疲勞斷口形貌Fig.5　Fatigue fractography of samples with different expanded deformation(a)0 mm;(b)0.2 mm;(c)0.4 mm;(d)0.6 mm

圖6　不同擠壓過盈量下的距離裂紋源1.5 mm處的疲勞斷口形貌Fig.6　Fatigue striation(1.5 mm away from fatigue source) of samples with different expanded deformation;(a)0 mm;(b)0.2 mm;(c)0.4 mm;(d)0.6 mm

綜合上述分析可以發(fā)現(xiàn)，孔擠壓強(qiáng)化時(shí)形成的帶有參與壓應(yīng)力的強(qiáng)化層可以有效抑制疲勞裂紋的擴(kuò)展，提高疲勞裂紋擴(kuò)展壽命，但是過大的過盈量會(huì)在孔壁表面形成粗大的滑移臺(tái)階，促進(jìn)了疲勞過程中裂紋的萌生，降低了疲勞壽命。對(duì)于2124合金來說，在本研究的試驗(yàn)條件下，最佳的擠壓變形量為0.4 mm，此時(shí)，疲勞壽命可提高12.66倍。

3　結(jié)論

(1)孔擠壓強(qiáng)化可以大幅提高2124-T851合金的疲勞壽命，擠壓過盈量為0.4 mm時(shí)，其疲勞壽命是不擠壓的12.66倍。

(2)孔擠壓強(qiáng)化在孔壁表層形成高密度位錯(cuò)密度胞狀結(jié)構(gòu)，釘扎位錯(cuò)，阻礙滑移，同時(shí)在強(qiáng)化層內(nèi)形成殘余壓應(yīng)力，減小裂紋尖端的拉應(yīng)力，減小裂紋的擴(kuò)展速率。

(3)孔擠壓強(qiáng)化可以改變擠壓孔內(nèi)的粗糙度，從而改變裂紋萌生的位置，強(qiáng)化層可以減小疲勞條帶的寬度，適當(dāng)?shù)目讛D壓強(qiáng)化既提高了裂紋萌生壽命又提高了裂紋擴(kuò)展壽命。

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(責(zé)任編輯：徐永祥)

Influence of Hole Cold Expansion on Microstructure and Fatigue Life of 2124 Aluminum Alloy

YI Linna，RU Jigang，HUANG Min，SONG Deyu，WANG Liang

(Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China)

The change of fatigue life and microstructure of 2124-T851 thick plate after cold expanded with different deformation was studied by fatigue test, TEM, SEM and X-ray diffraction apparatus. The results show that the fatigue life increases with the increase of expanded deformation until the maximum value is reached, and then decreased rapidly with the increase of expanded deformation. At 0.4 mm expanded deformation, fatigue life reach peak value, which is 12.66 times of the non-cold-worked specimens. The microstructure research results show that the residual compressive stress and dislocation cell structure form around the cold-worked holes during the cold expansion, and increase quickly with the expanded deformation. The strengthened layer retarded the fatigue crack growth rate. The appropriate cold expanded deformation can improve the surface roughness of hole, and retard the initiation of fatigue crack, consequently improving the whole fatigue life.

2124 aluminum; cold hole-expansion; fatigue life; residual stress; surface roughness

2015-05-20；

2015-07-13

伊琳娜(1973—)，女，高級(jí)工程師，主要從事先進(jìn)高性能鋁鎂合金設(shè)計(jì)及應(yīng)用研究工作，(E-mail)yilinna@sohu.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.006

TG146.2

A

1005-5053(2016)05-0031-07