楊廣勇，李 萌，宋穎剛，盧國鑫，黃利軍

(1. 直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn)333000; 2.昌河飛機(jī)制造廠，江西 景德鎮(zhèn) 333000；3.北京航空材料研究院 航空材料先進(jìn)腐蝕與防護(hù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100095)

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二次孔擠壓強(qiáng)化對Ti1023鈦合金孔疲勞性能影響

楊廣勇1，李 萌2，宋穎剛3，盧國鑫3，黃利軍3

(1. 直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn)333000; 2.昌河飛機(jī)制造廠，江西 景德鎮(zhèn) 333000；3.北京航空材料研究院 航空材料先進(jìn)腐蝕與防護(hù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100095)

采用X射線應(yīng)力儀、粗糙度檢測儀和透射電鏡等對Ti1023鈦合金孔擠壓表面層性能進(jìn)行對比分析，討論帶襯套孔的強(qiáng)化機(jī)理。結(jié)果表明：孔擠壓(過盈量1%～3%)強(qiáng)化改善了孔壁表面粗糙度(Ra從1.722 μm降低到了0.349 μm)，增加了鈦合金表面硬度(Hv值從32提高到了38)，引入了殘余應(yīng)力場分布，從而改善了鈦合金的微動(dòng)疲勞性能(極限值從385 MPa提高到了619 MPa)。

孔擠壓；微動(dòng)疲勞；殘余應(yīng)力；疲勞性能

孔結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)在2.5～3左右，疲勞性能相對光滑結(jié)構(gòu)降低50%以上，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中使用性能的瓶頸之一。目前孔強(qiáng)化方法主要有2種：光孔芯棒法和開縫襯套法[1-3]。對于航空構(gòu)件帶孔結(jié)構(gòu)需要與螺栓連接，經(jīng)常采用銅或不銹鋼襯套作為螺栓與孔的中間結(jié)構(gòu)，起到耐磨、自潤滑和降低電位腐蝕的作用[4]，因此開發(fā)了襯套直接擠壓法作為襯套和孔同時(shí)強(qiáng)化，以及襯套安裝的補(bǔ)充工藝。對于孔擠壓設(shè)備而言，有液壓設(shè)備和拉拔設(shè)備，對簡單結(jié)構(gòu)采用液壓機(jī)進(jìn)行孔擠壓實(shí)施，而復(fù)雜結(jié)構(gòu)和大型設(shè)備上的孔擠壓采用拉拔槍設(shè)備實(shí)施；但拉拔槍更方便易用，并且在各種場合均能使用，已經(jīng)逐漸代替液壓機(jī)作為主要的擠壓強(qiáng)化設(shè)備在廣泛應(yīng)用。

Ti1023鈦合金是一種亞穩(wěn)型鈦合金[5]。該合金比強(qiáng)度高、斷裂韌性好、鍛造溫度低、淬透性好和抗應(yīng)力腐蝕能力強(qiáng)，適合于制造高強(qiáng)度的鈦鍛件，可用于316 ℃以下工作的發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)構(gòu)件。波音飛機(jī)公司20世紀(jì)開始使用這種新材料研制飛機(jī)用鍛件，非常適合于熱模鍛造或等溫鍛造，可用于制造飛機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼、起落架等結(jié)構(gòu)件，可代替同等強(qiáng)度的30CrMnSiA結(jié)構(gòu)鋼，減輕質(zhì)量約40%；代替TC4合金可減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量約20%，從而降低成本。然而鈦合金工藝性差，切削加工困難[6]，其制造的帶孔零件，因需使用螺栓與其他零件連接，在使用過程中，極易出現(xiàn)微動(dòng)疲勞破壞[7]，使得使用壽命大大低于預(yù)期強(qiáng)度計(jì)算，并且使用的襯套材料強(qiáng)度較低，在擠壓過程中容易變形，導(dǎo)致凸肩縫隙，因此設(shè)計(jì)研究了二次擠壓(孔壁擠壓+襯套擠壓)強(qiáng)化工藝予以處理。

本工作研究鈦合金二次孔擠壓的強(qiáng)化原理，并分析疲勞性能提高的原因。

1 實(shí)驗(yàn)方法

材料為國產(chǎn)Ti1023鈦合金，名義成分為(質(zhì)量分?jǐn)?shù)%)為Ti-10.3V-1.78Fe-3.2Al。試樣形狀見圖1(a)?？讛D壓和襯套擠壓均采用FTI拉拔槍，孔擠壓所用過盈量為1%～3%，襯套擠壓過盈量為2%～4%。襯套孔見圖1(b)。疲勞實(shí)驗(yàn)采用MTS-50試驗(yàn)機(jī)，拉拉疲勞，R=0.1，頻率10 Hz。斷口反推試驗(yàn)是在測量疲勞斷口條帶寬度和裂紋長度基礎(chǔ)上，使用公式(1)進(jìn)行擬合，得出疲勞裂紋擴(kuò)展速率與裂紋長度之間的關(guān)系曲線，采用列表梯形法對疲勞裂紋所經(jīng)歷的擴(kuò)展壽命進(jìn)行計(jì)算，得出萌生壽命。

(1)

在X-3000應(yīng)力測量儀上測量了孔擠壓強(qiáng)化層內(nèi)殘余應(yīng)力的分布，其測量條件為Cr-Kα靶輻射，管電壓為30 kV，管電流為10 mA。透射電鏡樣品是從擠壓樣品的表面使用線切割方式制取，使用1200#細(xì)砂紙磨成薄片，隨后進(jìn)行雙噴電解減薄。電解液使用體積分?jǐn)?shù)34%正丁醇+6%高氯酸+60%甲醇溶液，同時(shí)使用液氮冷卻。位錯(cuò)組態(tài)觀察在200 kV的JEOL2000透射電鏡上進(jìn)行。

圖1 試驗(yàn)件 (a)試樣;(b)襯套孔Fig.1 Schematic illustration of specimen (a) specimen;(b) hole bushing

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 鈦合金孔微動(dòng)磨損破壞形式

拉拉疲勞加載過程中，連接螺栓與襯套和孔壁的微小滑動(dòng)導(dǎo)致孔壁表面的磨損和隨后的疲勞斷裂。圖2給出了Ti1023鈦合金帶孔結(jié)構(gòu)拉拉疲勞實(shí)驗(yàn)后孔壁微動(dòng)疲勞斷口的形貌，由圖2(a)可見孔壁距孔口2 mm左右距離出現(xiàn)了一個(gè)寬度在2～4 mm的嚴(yán)重磨損帶，導(dǎo)致了疲勞裂紋由該處出現(xiàn)(圖2(b))，擴(kuò)展后引起了整個(gè)結(jié)構(gòu)的斷裂，使得該構(gòu)件的使用壽命遠(yuǎn)小于預(yù)期計(jì)算壽命。微動(dòng)疲勞是鈦合金結(jié)構(gòu)件中最為嚴(yán)重的破壞方式，威脅著零件甚至整個(gè)組件的使用性能。因此，需要降低孔壁表面粗糙度、提高表面硬度，從而提高耐磨性，引入殘余壓應(yīng)力場，提高疲勞性能[8-9]。

圖2 Ti1023鈦合金孔疲勞斷口形貌 (a)孔壁表面磨損；(b)裂紋起始Fig.2 Fatigue fracture topography of Ti1023 alloy (a) wear surface; (b) crack

2.2 鈦合金孔壁擠壓強(qiáng)化

Ti1023鈦合金中機(jī)械式塑性變形強(qiáng)化后，α和β相同時(shí)產(chǎn)生塑性變形，都會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)化效果，以位錯(cuò)形式儲(chǔ)存變形能量。兩相都會(huì)產(chǎn)生位錯(cuò)纏結(jié)和位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)等，從而在材料表層引入殘余應(yīng)力場、硬度梯度分布，在疲勞加載過程中抵消外載和降低應(yīng)力集中，達(dá)到延長疲勞壽命的作用，提高鈦合金帶孔結(jié)構(gòu)使用性能[10]。

2.2.1 孔擠壓引起孔內(nèi)表層產(chǎn)生塑性變形

孔擠壓過程中芯棒對鈦合金孔壁金屬的擠壓是一次性連續(xù)緩慢塑性變形和彈性回復(fù)過程，孔壁表面層依次承受一次加載與卸載，因此，孔壁表面層在擠壓過程中發(fā)生純粹的冷作硬化效應(yīng)，從而提高承受拉伸載荷時(shí)鈦合金的屈服強(qiáng)度，提高抵抗外部加載產(chǎn)生塑性變形的能力。

孔擠壓過程分為擠入和擠出兩部分，孔結(jié)構(gòu)變形過程中孔壁內(nèi)部受限制，孔口為自由端，孔壁受力為垂直于基體的徑向力和平行于孔壁的軸向力，其中垂直于基體的徑向力是孔壁變形強(qiáng)化的主要來源，平行于孔壁的軸向力作為消除孔壁表面加工刀痕的主要?jiǎng)恿??？讛D壓過程既要有一定的過盈量導(dǎo)致加工硬化，又要有一定的摩擦力撫平孔壁表面，降低粗糙度；導(dǎo)致表面層微觀組織結(jié)構(gòu)變化，從而引入殘余壓應(yīng)力場分布、表面硬度提高和粗糙度降低，因此提高疲勞強(qiáng)度和抗微動(dòng)磨損性能。

圖3給出了Ti1023鈦合金擠壓過程中表面層組織結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律。圖3(a)為孔壁內(nèi)部基體位錯(cuò)結(jié)構(gòu)，在擠壓變形初期，不同部位的位錯(cuò)源發(fā)出位錯(cuò)線條，產(chǎn)生排列、塞積和交叉形貌，隨后變形程度加大，位錯(cuò)變多，形成纏結(jié)結(jié)構(gòu)(圖(b))，圖3(c)為進(jìn)一步變形，位錯(cuò)形成胞狀，向亞結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變，圖3(d)是胞壁加厚，產(chǎn)生了亞結(jié)構(gòu)的局部傾轉(zhuǎn)，出現(xiàn)了小角度的邊界。疲勞過程中在加載方向產(chǎn)生的位錯(cuò)要突破擠壓強(qiáng)化產(chǎn)生的亞結(jié)構(gòu)阻力，才能實(shí)現(xiàn)滑移，由此提高了Ti1023鈦合金帶孔結(jié)構(gòu)的疲勞極限值，使得使用性能明顯提高。

圖4為孔擠壓前后孔壁表面形貌。由圖4可見擠壓前孔壁為平行分布的磨削刀痕，由波峰和波谷組成(圖4(a))，與圖4(b)相比，微觀應(yīng)力集中較大，在疲勞過程中或與襯套的微動(dòng)過程中產(chǎn)生裂紋或磨損的傾向較大。由圖4(b)可見經(jīng)過孔擠壓后表面明顯的磨削刀痕被撫平。表1為孔擠壓前后表面粗糙度和硬度。由表1可見擠壓前表面粗糙度Ra為1.7 μm，而孔擠壓后粗糙度Ra降低到0.3 μm，表面硬度值也由32HRC，提高到了38HRC，表面塑性變形程度明顯。

圖3 Ti1023鈦合金擠壓過程中微觀結(jié)構(gòu)變化規(guī)律 (a)基體；(b)位錯(cuò)結(jié)構(gòu)；(c)胞狀結(jié)構(gòu)；(d)亞結(jié)構(gòu)Fig.3 Evolution of microstructure during hole expansion (a)base；(b)dislocations；(c)cell structure；(d)substructure

圖4 孔擠壓前后孔壁表面形貌 (a)未擠壓表面；(b)擠壓表面Fig.4 Surface topography before and after hole expansion (a) unexpansion; (b) after hole expansion

HoleexapsnionRa/μmHRCMeasuredvalueAveragevalueMeasuredvalueAveragevalueBefore1.6421.7841.7401.72233.7031.7231.9432.45After0.3530.3260.3690.34939.6938.1238.1238.64

2.2.2 孔擠壓引起孔內(nèi)表層殘余應(yīng)力場變化

圖5為孔擠壓后在表面層產(chǎn)生一定深度的殘余壓應(yīng)力場。其中最大殘余應(yīng)力出現(xiàn)在表面為-387.0 MPa，殘余壓應(yīng)力場深度達(dá)到1 mm時(shí)仍然還有-100 MPa左右的大小(圖5(a))。另一方面，孔擠壓后的表面塑性變形會(huì)使得強(qiáng)化層內(nèi)的晶格彎曲和歪扭，使X射線衍射強(qiáng)度半高寬產(chǎn)生變化，圖5(b)給出擠壓后衍射強(qiáng)度半高寬的變化規(guī)律，圖中衍射線寬度的變化包含了由擠壓變形引起的“亞結(jié)構(gòu)”尺寸細(xì)化和晶格畸變的共同影響[11]。由圖5(b)可見，表面半高寬為3.1，向里面呈現(xiàn)與殘余應(yīng)力場分布相同的梯度變化，在1 mm處，半高寬降低為2.3。

2.3 鈦合金襯套擠壓強(qiáng)化

由于襯套材料一般使用不銹鋼，強(qiáng)度較低，如圖1(b)的凸肩結(jié)構(gòu)容易變形，導(dǎo)致出現(xiàn)縫隙，因此采用先擠壓孔壁，再擠壓襯套的形式完成整個(gè)結(jié)構(gòu)的擠壓強(qiáng)化。圖6給出了使用有限元方法模擬計(jì)算[9]的一次擠壓襯套(圖6(a))、一次擠壓孔壁(圖6(b)、二次擠壓(圖6(c))工藝后的孔壁表層殘余應(yīng)力分布圖。圖中左邊為襯套表面，右邊為孔壁內(nèi)部。由圖6(a)可見一次擠壓襯套工藝導(dǎo)致了襯套和孔壁同時(shí)出現(xiàn)了塑性變形，分別產(chǎn)生了殘余應(yīng)力的分布；在襯套和孔壁之間存在一個(gè)殘余應(yīng)力分布變化巨大的臺(tái)階，只有在襯套變形足夠大時(shí)，才能提高孔壁基體的殘余應(yīng)力分布?？妆趹?yīng)力值較小，會(huì)導(dǎo)致疲勞過程中釋放較快，使得鈦合金本體疲勞性能改善不明顯。圖6(b)是孔壁擠壓后產(chǎn)生的殘余應(yīng)力分布曲線，圖6(c)是在此基礎(chǔ)上附加襯套擠壓強(qiáng)化后的分布曲線，可見孔壁和襯套的應(yīng)力梯度變化縮小，鈦合金孔壁殘余應(yīng)力值升高，疲勞性能也會(huì)隨之提高。

圖5 擠壓強(qiáng)化后殘余應(yīng)力 (a)殘余應(yīng)力；(b)半高寬Fig.5 Residual stress after hole expansion (a) residual stress; (b) FWHM

圖6 二次擠壓強(qiáng)化表層殘余應(yīng)力分布有限元分析圖 (a)一次擠壓襯套；(b)一次擠壓孔壁；(c)二次擠壓Fig.6 Finite element analysis of surface residual stress after twice hole expansion (a) bushing expansion; (b) hole expansion; (c) twice expansion

2.4 孔擠壓強(qiáng)化對鈦合金孔疲勞性能影響

2.4.1 疲勞性能

使用二次擠壓工藝對試樣(如圖1所示)進(jìn)行了強(qiáng)化處理，分別對比了溫差法和擠壓法的疲勞性能。其中溫差法的不銹鋼襯套與Ti1023鈦合金孔之間采用過盈配合，過盈量為0.05 mm，該試樣疲勞極限為385 MPa，經(jīng)過二次孔擠壓強(qiáng)化后試樣的疲勞強(qiáng)度極限達(dá)到了619 MPa，提高了60%多，強(qiáng)化效果極為顯著。

2.4.2 斷口分析

擠壓和溫差法試樣斷口裂紋源均產(chǎn)生于孔壁表面的摩擦痕跡處，該部位垂直于加載方向的孔的兩側(cè)。試樣孔壁磨損情況如圖7所示。圖7(a)為未擠壓孔呈現(xiàn)凸出孔壁表面的褶皺形貌，寬度約為600 μm。圖7(b)為擠壓強(qiáng)化后孔壁表面較為平整的摩擦擠壓痕跡，褶皺與擠壓形貌交替出現(xiàn)，總寬度超過1500 μm。對擠壓和溫差法在300 MPa外載循環(huán)應(yīng)力下的試樣斷口進(jìn)行反推計(jì)算萌生壽命，結(jié)果見表2。由表2可見擠壓強(qiáng)化后試樣的萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命都相對未擠壓試樣長，并且擠壓強(qiáng)化后萌生壽命占總壽命的87%，也遠(yuǎn)高于未擠壓試樣的65%[12-13]。說明孔擠壓強(qiáng)化對于鈦合金微動(dòng)疲勞性能主要影響疲勞裂紋的形成壽命。

圖7 疲勞斷口形貌 (a)裂紋源形貌；(b)磨損形貌Fig.7 Fracture topography (a) crack; (b) wear surface

HoleexpansionLife/nNucleating/nExtending/nNucleating/extendingUnexpansion43993285291486465%expansion1865171622672425087%

3 結(jié) 論

(1)Ti1023鈦合金帶孔零件二次擠壓強(qiáng)化(孔壁擠壓+襯套擠壓)可以顯著改善孔結(jié)構(gòu)抗微動(dòng)疲勞性能，并將溫差法安裝工藝轉(zhuǎn)化為間隙擠壓法，提高了安裝過程的工藝性；

(2)二次孔擠壓強(qiáng)化工藝可以減小襯套和孔壁之間的殘余應(yīng)力分布臺(tái)階，改善表面粗糙度、提高硬度，從而提高耐磨性能和疲勞性能；

(3)二次孔擠壓強(qiáng)化工藝將帶孔結(jié)構(gòu)的疲勞極限由溫差法的385 MPa提高到了619 MPa，提高了60%以上。

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(責(zé)任編輯：徐永祥)

Effect of Twice Hole Expansion on Fatigue Property of Ti1023 Alloy

YANG Guangyong1,LI Meng2,SONG Yinggang1,LU Guoxin1,HUANG Lijun

(1. China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333000, Jiangxi, China; 2. Changhe Aircraft Industries Group Co., Ltd., Jingdezhen 333000, Jiangxi, China; 3. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Corrosion and Protection for Aviation Materials, Beijing Institute of Aeronautic Materials, Beijing 100095, China)

The property of the surface layer of twice hole expansion Ti1023 alloy was analyzed by TEM, X-ray and roughness tester, and the strengthen mechanism of the bushing hole expansion was discussed. The results indicate that the roughness(Ra1.722→0.349 μm), hardness(Hv32→38) and residual stress distribution of the hole are improved by twice hole expansion techniques，and the fretting wear fatigue(fatigue limits 385→619MPa)of Ti1023 alloy is improved.

hole expansion；fretting wear fatigue；residual stress；fatigue property

2015-05-07；

2015-08-27

楊廣勇(1979—)，男，碩士，高工，主要從事直升機(jī)旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)，(E-mail)ygy17903719@avic.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.6.011

TG115

A

1005-5053(2016)06-0068-06