艾瑩珺，王 欣，宋穎剛，王 強(qiáng)，羅學(xué)昆，湯智慧，趙振業(yè)

(1．中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發(fā)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)

擠壓強(qiáng)化對TC17鈦合金孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響

艾瑩珺1,2，王 欣1,2，宋穎剛1,2，王 強(qiáng)1,2，羅學(xué)昆1,2，湯智慧1,2，趙振業(yè)1

(1．中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發(fā)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)

為提高TC17中心孔試樣的疲勞性能，采用掃描電鏡、粗糙度儀、X射線衍射儀等對孔壁表面完整性進(jìn)行分析，研究孔擠壓強(qiáng)化工藝對試樣疲勞性能的影響。結(jié)果表明：過盈量為0.18 mm的孔擠壓試樣最小疲勞壽命(14718次)高于原始試樣的最大疲勞壽命(13965次)；同過盈量為0.28 mm和0.38 mm的試樣相比，其疲勞壽命分散性較小、無明顯的應(yīng)力集中現(xiàn)象，具有良好的疲勞壽命增益效果；孔壁表面粗糙度值最低；孔壁內(nèi)側(cè)形成一定深度的強(qiáng)化層；孔邊產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力場有效地抑制了孔壁內(nèi)表面疲勞裂紋的產(chǎn)生，有利于提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能。

孔擠壓；TC17鈦合金；疲勞壽命；殘余應(yīng)力

TC17鈦合金以其良好的力學(xué)性能、高強(qiáng)度和耐腐蝕性，被廣泛應(yīng)用于制造航空發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)盤、風(fēng)扇盤等重要零部件[1-2]。然而，輪盤及盤環(huán)類零件通常由于螺栓連接、通氣等功能需要開孔，在發(fā)動機(jī)服役過程中孔結(jié)構(gòu)受到大載荷交變應(yīng)力的作用，加之其應(yīng)力集中效果顯著，極易誘發(fā)疲勞失效問題，造成嚴(yán)重的安全隱患。對于輪盤孔結(jié)構(gòu)，亟須研究表面強(qiáng)化技術(shù)來大幅提升其抗疲勞性能。

現(xiàn)有的表面強(qiáng)化手段主要包括激光強(qiáng)化[3]、噴丸[4]和孔擠壓等技術(shù)。國內(nèi)激光強(qiáng)化正嘗試應(yīng)用于葉片的抗高周疲勞強(qiáng)化，但對于輪盤孔結(jié)構(gòu)，在可達(dá)性、一致性和均勻性等方面效果較差，短期內(nèi)難以滿足要求。鎳基高溫合金輪盤大量采用噴丸工藝進(jìn)行表面強(qiáng)化，但是針對孔結(jié)構(gòu)，噴丸工藝存在局限性，如殘余應(yīng)力場深度小、強(qiáng)化后表面粗糙度高、工藝參數(shù)難于準(zhǔn)確控制等問題。此外，對于輪盤某些特殊形狀孔，噴丸彈丸可達(dá)性較差，需采用合適的孔結(jié)構(gòu)表面強(qiáng)化工藝來提高疲勞壽命。擠壓強(qiáng)化技術(shù)由于操作簡單、效果顯著等優(yōu)勢，成為提高孔結(jié)構(gòu)疲勞抗力的重要手段之一[5-8]。它利用一定過盈量的芯棒強(qiáng)行通過孔結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生可控的周向塑性形變，在孔結(jié)構(gòu)表面引入殘余壓應(yīng)力和組織強(qiáng)化效果，而且能夠在熱和機(jī)械載荷下更加穩(wěn)定地保持，因此更適用于提高孔結(jié)構(gòu)疲勞性能。國內(nèi)外對高溫合金、高強(qiáng)度鋼等材料進(jìn)行了擠壓強(qiáng)化技術(shù)的研究。王強(qiáng)等[9]比較了孔噴丸和孔擠壓對TC18鈦合金試樣疲勞壽命的影響，發(fā)現(xiàn)噴丸強(qiáng)化后裂紋源起于次表層，且孔焊接試樣的疲勞壽命提高了6倍。羅學(xué)昆等[10]的研究結(jié)果顯示1.90%擠壓過盈量的中心孔試樣的中值疲勞壽命是未強(qiáng)化試樣中值疲勞壽命的1.16～4.79倍。

孔結(jié)構(gòu)作為航空發(fā)動機(jī)部件的典型結(jié)構(gòu)，其疲勞強(qiáng)度在一定程度上決定著輪盤等部件的服役可靠性。目前針對孔結(jié)構(gòu)失效的問題，設(shè)計單位采用設(shè)計異型孔、對孔邊倒角等方式降低孔邊應(yīng)力集中系數(shù)，但操作中存在加工困難等問題。開展孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)研究，引入殘余壓應(yīng)力層，可以有效地平衡外加載荷的作用，提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞抗力，同時也能夠?qū)崿F(xiàn)輪盤等部件的可靠性和耐久性，對于提高發(fā)動機(jī)的壽命指標(biāo)具有一定的促進(jìn)作用。

TC17鈦合金在服役過程中孔邊存在明顯的應(yīng)力集中現(xiàn)象，關(guān)于TC17鈦合金擠壓強(qiáng)化技術(shù)的研究鮮有報道。本研究通過對斷口形貌、孔壁粗糙度、孔邊殘余應(yīng)力等進(jìn)行分析，探討過盈量對TC17鈦合金疲勞壽命的影響。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

試樣材料為TC17鈦合金，中心孔板材在TC17鈦合金盤鍛件上下料，下料方向?yàn)閺较?，試樣尺寸如圖1所示。初孔尺寸為φ10.3 mm，初孔公差為0～0.05 mm。試樣成分及室溫力學(xué)性能分別見表1和表2。

表1 TC17鈦合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 1 Chemical composition of TC17 Titanium alloy(mass fraction/%)

表2 TC17鈦合金的力學(xué)性能Table 2 Mechanical properties of TC17 Titanium alloy

采用芯棒直接擠壓的方式對中心孔試樣進(jìn)行強(qiáng)化，擠壓次數(shù)為1次，測試所用試樣分為4組。第1組為原始試樣(編號分別為1-1，1-2，1-3，1-4)；第2組為過盈量0.18 mm的擠壓試樣(編號分別為2-1，2-2，2-3，2-4)；第3組為過盈量0.28 mm的擠壓試樣(編號分別為3-1，3-2，3-3，3-4)；第4組為過盈量0.38 mm的擠壓試樣(編號分別為4-1，4-2，4-3，4-4)。

采用FT-200型試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化，軸向應(yīng)力疲勞實(shí)驗(yàn)在MTS-810疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)溫度為425 ℃，應(yīng)力比為0.1，頻率為4 Hz，最大應(yīng)力為550 MPa。采用Quanta 600環(huán)境掃描顯微鏡觀察斷口形貌，利用FTS-I120型觸針式表面粗糙度儀測量孔壁內(nèi)表面的粗糙度值，每組試樣測試6個有效數(shù)據(jù)后取平均值。選擇測試試樣表面距孔邊不同位置處的殘余應(yīng)力值，圖2為測試點(diǎn)示意圖，采用Stresstech X3000型X射線衍射儀進(jìn)行測定，測試條件為TiKα靶材，交相關(guān)定峰法，準(zhǔn)直器直徑為φ3 mm。

2 結(jié)果與分析

2.1擠壓量對疲勞性能的影響

表3為TC17鈦合金原始試樣和三種不同擠壓工藝試樣疲勞壽命的對比結(jié)果。從表3可以看出，過盈量為0.18 mm的孔擠壓試樣最小疲勞壽命(14718次)高于原始試樣的最大疲勞壽命(13965次)。根據(jù)HB/Z 112—1986中關(guān)于中值疲勞壽命的計算方法，求得原始試樣、過盈量為0.18 mm、0.28 mm和0.38 mm的孔擠壓試樣的中值疲勞壽命分別為11339次、17810次、19339次以及9840次。由計算結(jié)果可知，過盈量從0.18 mm增大至0.38 mm，過盈量增長了1倍以上，但中值疲勞壽命呈現(xiàn)出先增大后減小的變化趨勢，說明過盈量的增幅存在一定的范圍，當(dāng)超過該范圍時，疲勞壽命的增益達(dá)到極限，甚至開始降低。過盈量為0.38 mm時中值疲勞壽命低于原始試樣的原因可能是過盈量較大時孔壁與芯棒在擠壓過程中存在著較大的摩擦阻力，導(dǎo)致孔壁出現(xiàn)一定程度的劃傷，劃傷部位通過塑性流變積壓在倒角區(qū)域，在該區(qū)域形成較大應(yīng)力集中從而導(dǎo)致疲勞破壞。對于過盈量為0.28 mm的孔擠壓試樣而言，其最小疲勞壽命為11321次(低于原始試樣的部分疲勞壽命值)，最大疲勞壽命為31847次，數(shù)據(jù)分散性較大，平均數(shù)分散度也高于過盈量為0.18 mm的孔擠壓試樣，在一定程度上說明該工藝得到的結(jié)果可靠性較低。

表3 不同擠壓工藝的疲勞壽命對比Table 3 Comparison of the fatigue life with different expansion methods

2.2擠壓量對疲勞斷口的影響

原始試樣和孔擠壓試樣均斷裂于中心孔，裂紋斷裂方向與主應(yīng)力方向基本垂直。圖3為原始試樣和三種不同擠壓工藝試樣的斷口形貌圖。從圖3可以看出，原始試樣和孔擠壓試樣均能夠清晰地觀察到疲勞源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)以及瞬斷區(qū)，具有典型的疲勞斷口形貌，但二者之間仍存在較為明顯的差異。原始試樣的疲勞源多見于孔壁內(nèi)表面，并且呈現(xiàn)出多源的特征，如圖3(b)中箭頭所示；孔擠壓試樣的疲勞源區(qū)發(fā)生了轉(zhuǎn)變，其疲勞源區(qū)靠近孔邊倒角附近(見圖3(e))，并且呈現(xiàn)出單源的特征，如圖3(d)中箭頭所示。試樣未經(jīng)強(qiáng)化處理時，孔壁中心的受力最大，加上機(jī)械加工過程中存在加工缺陷，導(dǎo)致加工應(yīng)力集中，使得機(jī)械加工表面局部區(qū)域受力超過屈服強(qiáng)度，萌生疲勞裂紋。同時，由于機(jī)械加工表面缺陷分布不均勻，導(dǎo)致疲勞裂紋源呈多源狀。而孔擠壓強(qiáng)化過程中金屬沿孔軸向流動，并且為單向流動，擠壓后孔壁表面基本呈現(xiàn)出鏡面狀態(tài)，表現(xiàn)為圖3(b)中孔壁可見明顯的加工刀痕，圖3(d)，圖3(f)中加工刀痕消除。進(jìn)一步觀察可知，孔擠壓試樣的裂紋擴(kuò)展區(qū)同原始試樣相比更大。圖3(f)中箭頭所指的位置可見明顯的金屬堆積，這是由于擠壓過程中孔壁內(nèi)側(cè)的表層金屬發(fā)生一定程度的塑性形變，在塑性流動的作用下金屬被帶至孔壁與孔邊倒角的交界區(qū)域，形成凸起狀區(qū)域。該位置是應(yīng)力集中的部位，容易誘發(fā)孔壁內(nèi)側(cè)疲勞裂紋的萌生，并且過盈量較小時(0.18 mm)未觀察到金屬堆積的現(xiàn)象，當(dāng)過盈量逐漸增大，凸起現(xiàn)象越來越明顯，這可能是造成過盈量為0.38 mm的孔擠壓試樣疲勞壽命較差的原因。

綜上所述，孔擠壓試樣的疲勞源發(fā)生改變的原因在于試樣經(jīng)擠壓強(qiáng)化后，在孔壁內(nèi)側(cè)形成了一定深度的強(qiáng)化層，產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力場，有效地抑制了應(yīng)力集中的現(xiàn)象，使得孔壁得到了強(qiáng)化，阻礙了孔壁內(nèi)側(cè)表面疲勞裂紋的產(chǎn)生，有利于提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能。而孔擠壓試樣的裂紋擴(kuò)展區(qū)更大是因?yàn)榍邢驓堄鄳?yīng)力的存在，降低了裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子，使其達(dá)到斷裂所需的臨界值變大，疲勞裂紋的擴(kuò)展速率變慢，試樣的疲勞壽命得到了提高。

2.3擠壓量對孔壁表面粗糙度的影響

表4為不同擠壓工藝的孔壁表面粗糙度的測試平均值。從表中數(shù)據(jù)可以看出，經(jīng)不同工藝孔擠壓后，過盈量為0.18 mm的試樣孔壁表面粗糙度值最低。有研究指出，表面粗糙度值可以反映材料表面應(yīng)力集中的情況，其值越大表示局部應(yīng)力集中現(xiàn)象越嚴(yán)重，容易誘發(fā)疲勞裂紋的萌生[11-12]。因此，表面粗糙度值越低，越有利于提高材料的疲勞抗力。隨著過盈量的增加，孔壁表面粗糙度值逐漸增大，表明試樣應(yīng)力集中狀況越明顯，這與疲勞性能的結(jié)果以及觀察到的斷口形貌相吻合?？赡艿脑蚴沁^盈量增大，擠壓過程中孔壁內(nèi)表面金屬受到的摩擦阻力增加，金屬的塑性形變加劇，表面粗糙度值有一定的升高。

表4 不同擠壓工藝的孔壁表面粗糙度Table 4 Surface roughnesses of hole wall with different expansion methods

2.4擠壓量對孔邊殘余應(yīng)力的影響

3種擠壓工藝的試樣距孔邊不同距離的殘余應(yīng)力測試結(jié)果見圖4。過盈量為0.18 mm時，試樣殘余應(yīng)力的最大值在距孔邊0.3 mm左右的位置，最大值為-339.3 MPa，在距孔邊距離1.5 mm處試樣殘余應(yīng)力仍然為負(fù)值，說明該過盈量下殘余壓應(yīng)力層深度超過1.5 mm。對比另外兩種擠壓工藝的測試結(jié)果，發(fā)現(xiàn)過盈量為0.28 mm和0.38 mm的試樣殘余壓應(yīng)力層深度均在1 mm左右。當(dāng)過盈量較大時，試樣在孔邊附近發(fā)生整體變形，可能會造成殘余壓應(yīng)力的部分釋放，宏觀上表現(xiàn)為殘余壓應(yīng)力值較小。由上可知，擠壓強(qiáng)化后孔邊可形成一定深度的殘余壓應(yīng)力場。擠壓過程中，隨著金屬表面塑性變形的產(chǎn)生，晶粒會發(fā)生滑移，使得晶粒沿變形方向出現(xiàn)拉長、破碎和纖維化等現(xiàn)象，金屬內(nèi)部產(chǎn)生殘余應(yīng)力。此外，變形過程中晶粒內(nèi)部產(chǎn)生大量位錯，隨著位錯密度的不斷增加，位錯運(yùn)動時會出現(xiàn)纏結(jié)、交割等相互作用，位錯運(yùn)動的阻力加大，使塑性變形抗力得到提升。同時，在靠近孔壁的裂紋萌生區(qū)，由于存在著較大的殘余壓應(yīng)力能夠削弱孔壁附近的拉應(yīng)力，可有效地降低應(yīng)力集中的現(xiàn)象；在裂紋擴(kuò)展區(qū)殘余壓應(yīng)力的存在也能抵消一部分拉應(yīng)力，使得裂紋擴(kuò)展速率減慢[13-14]，最終表現(xiàn)為材料的疲勞性能得到提高。

3 結(jié)論

(1)擠壓強(qiáng)化時，過盈量在一定范圍內(nèi)可有效提高TC17鈦合金的疲勞壽命。其中，過盈量為0.18 mm時，工藝可靠性較高，強(qiáng)化效果較好，其最小疲勞壽命高于原始試樣的最大疲勞壽命。

(2)擠壓強(qiáng)化后，過盈量為0.18 mm的試樣孔壁表面粗糙度值最低，有利于降低應(yīng)力集中的現(xiàn)象。

(3)擠壓強(qiáng)化后，在試樣孔壁內(nèi)側(cè)形成了一定深度的強(qiáng)化層，產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力場，阻礙了孔壁內(nèi)側(cè)表面疲勞裂紋的產(chǎn)生，延緩裂紋擴(kuò)展速率，有利于提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能。

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(責(zé)任編輯：徐永祥)

EffectofColdExpansiononFatigueLifeofHoleStructureofTC17TitaniumAlloy

AI Yingjun1,2, WANG Xin1,2, SONG Yinggang1,2, WANG Qiang1,2, LUO Xuekun1,2,TANG Zhihui1,2, ZHAO Zhenye1

(1．AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China； 2．Aviation Key Laboratory of Advanced Corrosion and Protection on Aviation Materials,AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095，China)

In order to improve the fatigue performance of TC17 central hole specimen,the hole wall surface integrity was characterized by scanning electron microscopy (SEM),roughness meter,X-ray diffraction,and the influence of hole cold expansion(HCE) parameter on the fatigue performance of the hole specimens was investigated.The results show that the minimum fatigue life (14718 cycle) of the HCE specimens with an expansion value of 0.18 mm is higher than the original specimen (13965 cycle).Compared to the specimens with the expansion values of 0.28 mm and 0.38 mm,the fatigue life dispersion is less,no obvious stress concentration phenomenon is found,and it has the best fatigue performance than the other two.The surface roughness value of hole wall is the lowest after the HCE with 0.18 mm,the inner hole wall forms a certain depth of strengthened layer,the residual compressive stress produced in the hole side effectively suppresses the produce of fatigue cracks in the inner hole wall,so the fatigue performance of hole structure is improved.

hole cold expansion；TC17 titanium alloy；fatigue life；residual stress

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000102

TG379

A

1005-5053(2017)06-0082-06

2017-06-30；

2017-09-24

艾瑩珺(1989—)，女，碩士，主要研究方向?yàn)榭蛊诒砻鎻?qiáng)化技術(shù)，(E-mail)ayj080121@sina.com。