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

(1．中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國(guó)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)航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095)

二次孔擠壓強(qiáng)化對(duì)TB6鈦合金疲勞性能的影響

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

(1．中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國(guó)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)航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095)

為了提高TB6鈦合金耳片孔的疲勞抗力，研究二次孔擠壓強(qiáng)化對(duì)TB6鈦合金耳片孔試樣疲勞壽命的影響，采用掃描電鏡、粗糙度儀、X射線衍射儀、顯微硬度計(jì)及金相顯微鏡等儀器對(duì)孔壁表面完整性進(jìn)行分析，探討二次孔擠壓強(qiáng)化對(duì)疲勞壽命的增益機(jī)制。結(jié)果表明：相比過盈配合試樣，二次孔擠壓強(qiáng)化耳片孔試樣的軸向拉伸疲勞壽命顯著提高；經(jīng)二次孔擠壓強(qiáng)化后，孔壁表面完整性得到了顯著改善；孔壁表面粗糙度顯著下降；表層晶粒組織發(fā)生了明顯的塑性變形；顯微硬度顯著提高；形成了較深的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)和組織強(qiáng)化層；孔壁表面完整性的改善對(duì)微動(dòng)疲勞壽命的增益具有重要作用。

孔擠壓；鈦合金；疲勞壽命；殘余應(yīng)力場(chǎng)；硬度

TB6鈦合金是一種具有優(yōu)異綜合力學(xué)性能的高強(qiáng)鈦合金，被廣泛應(yīng)用于直升機(jī)主槳轂中央件的制備[1-3]。槳轂中央件是球柔性槳轂的核心部件，其受力情況復(fù)雜，除了要承受自身力和力矩作用外，還需要為其他部件提供安裝連接孔。孔通過襯套與其他部件相連接。在服役過程中，孔邊存在顯著的應(yīng)力集中，而且襯套與孔壁之間會(huì)發(fā)生微動(dòng)磨損，導(dǎo)致鈦合金連接孔結(jié)構(gòu)存在較高的接觸疲勞破壞風(fēng)險(xiǎn)?？妆谛柽M(jìn)行表面強(qiáng)化處理，滿足漿轂中央件高可靠和長(zhǎng)壽命的需求。

目前鈦合金中央件連接孔主要采用過盈裝配方法，但是該方法存在強(qiáng)化效果差、容易對(duì)孔壁產(chǎn)生損傷等缺陷[4]。孔冷擠壓強(qiáng)化具有工藝簡(jiǎn)單、強(qiáng)化效果顯著等優(yōu)點(diǎn)，成為提高螺栓連接孔疲勞抗力的重要途徑[5-7]。Yuan等研究表明，孔擠壓強(qiáng)化可將TC4鈦合金開孔試樣的疲勞壽命提高1.7～2.2倍[8]。Wang等研究了孔擠壓對(duì)6061-T6鋁合金螺栓連接孔疲勞壽命的影響，結(jié)果表明，與未擠壓試樣相比，孔擠壓試樣的疲勞壽命提高2.47倍[9]。Yan等研究了孔擠壓對(duì)TC4合金疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響，發(fā)現(xiàn)孔擠壓試樣的疲勞壽命是未擠壓試樣疲勞壽命的1.5～3.0倍，經(jīng)分析表明，孔邊殘余應(yīng)力場(chǎng)大幅抑制了裂紋擴(kuò)展速率[10]。TB6鈦合金作為一種高強(qiáng)鈦合金，具有較高的表面應(yīng)力集中敏感性，因而對(duì)孔擠壓強(qiáng)化參數(shù)提出了更高的要求。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)TB6鈦合金孔擠壓強(qiáng)化開展系統(tǒng)研究較少，鮮見相關(guān)報(bào)道。

本研究采用國(guó)產(chǎn)TB6鈦合金鍛件的耳片孔試樣，開發(fā)一種新型二次孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)，先采用本體孔擠壓技術(shù)對(duì)孔壁進(jìn)行冷擠壓，保證強(qiáng)化效果，然后安裝襯套(襯套與孔為間隙配合)，再通過一定過盈量的芯棒對(duì)襯套進(jìn)行擠壓，實(shí)現(xiàn)襯套與孔壁的緊密配合，減小襯套凸臺(tái)的變形。研究對(duì)比不同孔處理方法對(duì)試樣疲勞壽命的影響規(guī)律，通過對(duì)斷口、孔壁表面粗糙度、殘余應(yīng)力、硬度和微觀組織的表征，分析孔強(qiáng)化增益機(jī)制。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

1.1實(shí)驗(yàn)材料

原材料為TB6鈦合金鍛件，其常溫力學(xué)性能如表1所示。

疲勞試樣采用兩端帶孔的耳片試樣，疲勞試樣沿鍛件長(zhǎng)度方向切取，其形狀與尺寸如圖1所示。

表1 TB6鈦合金的力學(xué)性能(20 ℃)Table 1 Mechanical properties of TB6 titanium alloy(20 ℃)

初孔尺寸為φ30 mm，初孔公差為0～0.02 mm，襯套內(nèi)徑φ25.6 mm，外徑φ30.01 mm，終孔尺寸φ26 mm。該試樣尺寸與實(shí)際零件的耳片孔結(jié)構(gòu)近似。

1.2實(shí)驗(yàn)方法

采用二次冷擠壓的方式對(duì)耳片孔試樣進(jìn)行強(qiáng)化處理。所用試樣分為6組，第1工藝組是原始未擠壓強(qiáng)化試樣，編號(hào)為A-1，A-2；第2工藝組是小過盈量的本體孔擠壓強(qiáng)化試樣，編號(hào)為B-1，B-2；第3工藝組是大過盈量的本體孔擠壓強(qiáng)化試樣，編號(hào)為C-1，C-2；以上三組用于確定第一次本體孔擠壓的優(yōu)化過盈量。

第4～6工藝組用于三種典型孔加工方法的對(duì)比研究。其中，第4工藝組是過盈配合試樣，編號(hào)為D-1，D-2，D-3，D-4，D-5，孔壁經(jīng)鉸削加工后，直接與襯套進(jìn)行裝配；第5工藝組是“過盈配合+襯套擠壓”試樣，編號(hào)為E-1，E-2，E-3，E-4，E-5，孔壁經(jīng)鉸削加工后，直接與襯套進(jìn)行裝配，再用芯棒對(duì)襯套進(jìn)行擠壓強(qiáng)化；第6工藝組即二次孔擠壓工藝，采用“本體孔擠壓+襯套擠壓”的方式，試樣編號(hào)為F-1，F(xiàn)-2，F(xiàn)-3，F(xiàn)-4，F(xiàn)-5，先對(duì)鉸削加工好的孔進(jìn)行本體孔擠壓強(qiáng)化，然后將襯套安裝在孔內(nèi)，再用芯棒對(duì)襯套進(jìn)行擠壓強(qiáng)化。

采用FT-200型孔擠壓試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行孔擠壓。軸向加載疲勞實(shí)驗(yàn)在MTS311-1000 kN疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，參數(shù)如下：溫度T為20 ℃，應(yīng)力比R為0.1，載荷頻率f為5 Hz，外加最大載荷σmax為220 MPa。

采用APPLLO 300型掃描電鏡(SEM)觀察疲勞試樣斷口形貌，分析擠壓對(duì)孔結(jié)構(gòu)疲勞性能的影響。采用TR200型觸針式粗糙度儀測(cè)量孔壁的粗糙度大小，每種試樣測(cè)量8個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)后取平均值。采用HMAS-C1000SZA顯微硬度儀測(cè)量孔壁以下沿深度方向的硬度場(chǎng)，施加載荷為0.981 N；采用電火花切割方法將耳片孔試樣沿孔徑向切割成兩部分，采用APPLLO 300掃描電鏡觀察孔邊截面微觀組織形貌。采用StressTech X3000型X射線衍射儀按照GB7704—2008《X射線應(yīng)力測(cè)定方法》測(cè)定孔擠壓強(qiáng)化前后孔邊殘余應(yīng)力場(chǎng)分布情況，測(cè)試條件為Ti Kα靶，定峰方法為交相關(guān)法，測(cè)試結(jié)果中“+”值代表拉應(yīng)力，“-”值代表壓應(yīng)力。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1疲勞性能

2.1.1 本體孔擠壓強(qiáng)化疲勞壽命

二次孔擠壓強(qiáng)化試樣的強(qiáng)化效果主要取決于孔壁的本體孔擠壓強(qiáng)化效果，首先研究不同擠壓過盈量對(duì)TB6鈦合金試樣疲勞壽命的影響規(guī)律。疲勞壽命結(jié)果如表2所示。由表2可知，與原始未強(qiáng)化試樣相比，孔擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞壽命得到了顯著提升。本研究采用中等過盈量的工藝作為優(yōu)化本體孔擠壓工藝。

表2 不同過盈量處理工藝的疲勞壽命對(duì)比Table 2 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.1.2 襯套擠壓強(qiáng)化疲勞壽命

第4～6工藝組的疲勞壽命如表3所示。由表3可知，相比過盈配合試樣，“過盈配合+襯套擠壓”組試樣的疲勞性能得到顯著提升，平均疲勞壽命提高293%，最短疲勞壽命試樣(56700周次)比過盈配合試樣的最長(zhǎng)疲勞壽命(22000周次)提高158%。

另外，“本體孔擠壓+襯套擠壓”組試樣的疲勞性能提高更為顯著。相比過盈配合試樣，平均疲勞壽命提高6783%，最短疲勞壽命試樣(142000周次)比過盈配合試樣(22000周次)的最長(zhǎng)疲勞壽命提高545%。

2.2表面粗糙度

表面粗糙度測(cè)試結(jié)果如表4所示。Ra是能夠最完整和全面地表征零件表面輪廓特征的參數(shù)[11]。原始試樣的耳片孔采用鉸削加工，鉸削后的孔內(nèi)壁表面粗糙度Ra為0.825 μm。原始試樣經(jīng)襯套過盈配合擠壓后，表面粗糙度Ra略有下降，達(dá)到0.702 μm；而將過盈配合試樣再經(jīng)過襯套擠壓，粗糙度Ra又略有下降，約為0.694 μm。原始試樣經(jīng)過本體孔擠壓后，試樣孔內(nèi)壁表面粗糙度Ra顯著降低到0.306 μm。而將本體孔擠壓試樣再次進(jìn)行襯套擠壓，孔內(nèi)壁表面粗糙度進(jìn)一步下降，下降到0.293 μm。以上結(jié)果表明，孔擠壓過程可以顯著降低孔壁的表面粗糙度。

表3 不同處理工藝的疲勞壽命對(duì)比Table 3 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.3孔邊殘余應(yīng)力場(chǎng)

孔擠壓試樣的孔邊殘余應(yīng)力測(cè)量結(jié)果如圖2所示。實(shí)驗(yàn)中所用X射線光斑為φ2 mm的圓斑，因此，所測(cè)殘余應(yīng)力值是該光斑內(nèi)材料的宏觀殘余應(yīng)力值。圖2中孔邊距離(橫軸方向)為X射線光斑圓心到孔邊的最小徑向距離。由圖2可知，過盈配合工藝4試樣的孔邊殘余應(yīng)力為拉應(yīng)力，應(yīng)力值約為100～200 MPa；而“過盈配合+襯套擠壓” 工藝5試樣的孔邊在0～2 mm范圍內(nèi)處于壓應(yīng)力狀態(tài)，這表明，襯套擠壓可在孔邊產(chǎn)生約2 mm深度的殘余壓應(yīng)力層。另外，本體孔擠壓工藝2試樣的孔邊在0～4 mm范圍內(nèi)處于壓應(yīng)力狀態(tài)，這說明，本體孔擠壓可在孔邊產(chǎn)生約4 mm深度的殘余壓應(yīng)力層。對(duì)于“本體孔擠壓+襯套擠壓”工藝6試樣，孔邊殘余壓應(yīng)力層可達(dá)約5 mm的深度。以上數(shù)據(jù)表明，二次孔擠壓后，TB6鈦合金試樣耳片孔邊形成了深度約5 mm的殘余壓應(yīng)力層。

表4 孔擠壓前后孔內(nèi)壁表面粗糙度對(duì)比Table 4 Comparison of surface roughness of hole wall before and after double cold expansion of hole

2.4孔壁微觀組織

圖3(a)和(b)分別為未擠壓原始(第1工藝組)試樣和“本體孔擠壓+襯套擠壓”(第6工藝組)試樣的孔內(nèi)壁橫截面金相照片。TB6鈦合金屬于近β鈦合金，顯微組織由α+β兩相構(gòu)成，顏色較深的為初生α相。未擠壓試樣孔壁為鉸削加工，塑性變形層厚度≤2 μm，表層初生α相與離表層較遠(yuǎn)處的初生α相形貌尺寸基本一致。

如圖3(b)所示，二次孔擠壓試樣表層組織發(fā)生了嚴(yán)重的塑性變形，初生α相被擠壓變形，并沿著45°方向被拉長(zhǎng)。與基體的初生α相尺寸相比，離表面10 μm處的初生α相延伸率可達(dá)100%以上。以上結(jié)果表明，經(jīng)孔擠壓后，在孔內(nèi)壁表層的發(fā)生了明顯的扭曲變形，越靠近孔邊，扭曲變形越厲害。在芯棒的周向和軸向擠壓作用下，孔壁金屬發(fā)生了劇烈的塑性變形，變形程度呈梯度變化。

圖4為過盈配合試樣和二次孔擠壓試樣橫截面上從孔邊到材料內(nèi)部的硬度梯度分布曲線。由圖4可知，過盈配合試樣孔邊沒有形成硬化層，而二次孔擠壓試樣孔邊形成了深度約2 mm的硬化層。這表明，芯棒和襯套對(duì)孔壁的擠壓作用使孔壁發(fā)生了塑性變形，形成了一定深度的組織強(qiáng)化層。

2.5疲勞斷口

過盈配合試樣和二次孔擠壓試樣均斷裂于耳片孔內(nèi)壁，裂紋斷裂方向與主應(yīng)力方向基本垂直。兩者均為典型的疲勞斷口，呈現(xiàn)疲勞源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)3個(gè)特征區(qū)域，裂紋擴(kuò)展區(qū)存在典型的疲勞條帶，瞬斷區(qū)表現(xiàn)出韌窩特征。圖5為過盈配合疲勞試樣D-2 (圖5(a)～(c))和二次孔擠壓試樣F-5 (圖5(d)～(e))的斷口形貌。如圖所示，通過對(duì)比原始試樣和孔擠壓試樣的斷口，可以發(fā)現(xiàn)兩者的特征區(qū)域存在諸多不同點(diǎn)：1) 疲勞源區(qū)均位于試樣耳片孔內(nèi)壁，過盈配合試樣呈現(xiàn)多源特征，而二次孔擠壓試樣呈現(xiàn)單源特征，源區(qū)位于接近孔邊倒角處。2)過盈配合試樣和二次孔擠壓試樣表面均存在大量材料被剝離形成的凹坑，這是由于加載過程中，襯套與孔壁間相互間的微動(dòng)摩擦所致，過盈配合試樣表面凹坑區(qū)域面積明顯大于二次孔擠壓試樣凹坑區(qū)域面積，說明二次孔擠壓后孔壁得到了顯著強(qiáng)化，降低了表面材料磨損速率，從而減小了孔壁表面裂紋萌生概率，提高了孔壁表面的微動(dòng)疲勞抗力。

3 討論

疲勞起源的方式與試樣的受力狀態(tài)、表面應(yīng)力集中程度等因素密切相關(guān)。對(duì)于承受拉-拉載荷的耳片孔試樣，垂直于載荷方向的耳片孔截面所受應(yīng)力值最大，而該截面與耳片孔交線處的孔壁應(yīng)力集中系數(shù)最高，更容易萌生疲勞裂紋。另外，在疲勞加載服役過程中，由于孔壁和襯套的材質(zhì)及力學(xué)性能不同，兩者之間發(fā)生微動(dòng)摩擦，在接觸壓應(yīng)力的長(zhǎng)期不斷反復(fù)作用下引起接觸疲勞，表面出現(xiàn)許多針狀或痘狀的凹坑，導(dǎo)致局部應(yīng)力集中系數(shù)顯著增加，容易誘發(fā)疲勞源在凹坑處產(chǎn)生。

對(duì)于過盈配合試樣，由于孔壁未經(jīng)強(qiáng)化，多處凹坑均可能誘發(fā)疲勞源形核與擴(kuò)展，試樣呈現(xiàn)多源分布特征。而對(duì)于經(jīng)過二次孔擠壓強(qiáng)化的耳片孔試樣，表層金屬發(fā)生塑性變形(見圖3)，孔壁表面硬度值增大，形成了一定深度的硬化層(見圖4)，孔壁表面抗微動(dòng)磨損的能力提高，疲勞源呈現(xiàn)單源分布的特征。相比過盈配合試樣，二次孔擠壓試樣的疲勞壽命顯著提高，其原因主要得益于以下4個(gè)方面的作用：

(1)孔擠壓強(qiáng)化顯著降低了孔壁表面粗糙度(見表3)。研究表明，表面粗糙度越大，越容易引起局部應(yīng)力集中，從而提高疲勞裂紋的萌生概率[12-13]。因此，表面粗糙度的降低有利于疲勞性能的提高。

(2)孔壁表面形成了一定深度的硬化層(見圖4)，表面硬度增大，有利于降低表面微動(dòng)摩擦磨損速率，提高接觸疲勞抗力。

(3)孔壁表面形成了一定深度的組織強(qiáng)化層(見圖3)?？讛D壓過程中，晶粒沿著變形方向被拉長(zhǎng)，說明孔壁表層金屬發(fā)生了劇烈塑性變形，而且越靠近表層，變形越劇烈。此變形過程會(huì)使晶粒內(nèi)部產(chǎn)生大量位錯(cuò)，位錯(cuò)之間由于發(fā)生交互作用，相互纏結(jié)形成高密度位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)[14]。在疲勞裂紋擴(kuò)展過程中，這些位錯(cuò)胞可以釘扎位錯(cuò)，阻止滑移，進(jìn)而減小裂紋萌生和擴(kuò)展速率，延長(zhǎng)試樣疲勞壽命。

(4)孔周邊形成了高幅、深層的殘余壓應(yīng)力場(chǎng)(見圖2)?？讛D壓在金屬表面產(chǎn)生高密度、均勻分布的位錯(cuò)，引起原子點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)畸變，宏觀上表現(xiàn)為高幅殘余壓應(yīng)力。研究表明，表面殘余壓應(yīng)力是增強(qiáng)疲勞極限和減小疲勞缺口敏感性的主要因素[4,15-16]。在受載過程中，殘余壓應(yīng)力能夠抵消一部分外加拉應(yīng)力載荷，有效降低孔壁表面的拉應(yīng)力水平，提高了疲勞裂紋萌生壽命。

4 結(jié)論

(1)相比過盈配合，二次孔擠壓強(qiáng)化可以大幅度提高TB6鈦合金耳片孔試樣的軸向拉伸疲勞壽命，二次孔擠壓強(qiáng)化試樣的平均疲勞壽命比過盈配合試樣的平均疲勞壽命提高6783%。

(2)二次孔擠壓強(qiáng)化可降低孔壁表面粗糙度，通過芯棒和襯套的兩次擠壓作用，可使孔壁表層以下組織發(fā)生形變強(qiáng)化，形成深度約2 mm的硬化層和深度約5 mm的殘余壓應(yīng)力層。

(3)二次孔擠壓強(qiáng)化顯著改善了孔壁表面完整性?？讛D壓降低了孔壁表面粗糙度，有利于減小孔壁的表面應(yīng)力集中；提高了孔壁表面硬度，提高了接觸疲勞萌生壽命；孔壁形成了殘余壓應(yīng)力層和組織強(qiáng)化層，可以有效地抑制裂紋的萌生和擴(kuò)展，顯著提高了TB6鈦合金耳片孔試樣的軸向拉伸疲勞壽命。

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(責(zé)任編輯：徐永祥)

EffectofDoubleColdExpansionofHoleonFatiguePropertyofTB6TitaniumAlloy

LUO Xuekun1,2, AI Yingjun1,2, WANG Xin1,2, WANG Qiang1,2,SONG Yinggang1,2, 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)

To improve the fatigue resistance of the bolt connecting hole,the effect of double cold expansion (DCE) of the hole on the fatigue life of TB6 titanium alloy was investigated.The fatigue fracture,surface roughness,residual stress,hardness and microstructure of the hole wall were characterized by scanning electron microscopy (SEM),roughmeter,X-ray diffraction (XRD),microhardness tester and optical microscopy.The mechanism of DCE on the fatigue life of the hole was also investigated.The results show that the mean value of the fatigue life of DCE specimen is much higher than that of the interference fit specimen.The surface integrity of the hole wall is improved after DCE.The roughness decreases remarkably.The deep surface-strengthen-layer with high hardness and deep residual compressive stress field are formed around the hole through severe plastic deformation of the microstructure of the hole wall.It is considered that the improvement of surface integrity plays an important role on the enhancement of fretting fatigue life.

cold expansion;titanium alloy;fatigue life;residual stress;hardness

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000123

TG668；TG115.57

A

1005-5053(2017)06-0088-07

2017-07-13；

2017-09-26

973項(xiàng)目資助

羅學(xué)昆(1987—)，男，博士，工程師，研究方向?yàn)榻饘倭慵目蛊诒砻鎻?qiáng)化技術(shù)，(E-mail)luoxuekun1987@163.com。