董志鵬，王燕禮，姚亮亮，楊 帆，劉 維

(1.中國人民解放軍32256部隊(duì)，南寧 530000；2.陸軍裝備部駐重慶地區(qū)軍事代表局駐昆明地區(qū)第一軍事代表室，昆明 650021；3.陸軍裝甲兵學(xué)院士官學(xué)校，長春 130000）

因?yàn)楸阌谘b配和拆卸的緣故，孔結(jié)構(gòu)在機(jī)械裝備連接中被廣泛應(yīng)用，但是，孔是裝備結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱區(qū)，孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命在裝備制造中倍受關(guān)注[1]。多數(shù)情況下，為確保連接孔的同軸度和裝配精度，孔是在同材/異材夾層結(jié)構(gòu)條件下加工出來，需要考慮這種夾層結(jié)構(gòu)條件對不同工藝制備孔結(jié)構(gòu)的表面完整性及疲勞性能的影響。夾層面孔邊受可達(dá)性制約，不能做倒角后處理，孔角的結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中對疲勞不利；夾層面孔端也可能遺留毛刺、飛邊等缺陷，從而增大夾層間隙，降低夾層孔結(jié)構(gòu)連接質(zhì)量。這些細(xì)節(jié)會影響孔表面完整性，從而危害孔連接機(jī)械機(jī)構(gòu)的疲勞可靠性。

提高孔結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的文獻(xiàn)有很多，如擠壓強(qiáng)化[1-2]、滾壓強(qiáng)化[3-4]、激光強(qiáng)化[5-6]等，文獻(xiàn)[7-15]主要關(guān)注于強(qiáng)化工藝優(yōu)化、強(qiáng)化機(jī)理分析、疲勞壽命評估以及疲勞壽命預(yù)測，孔結(jié)構(gòu)試樣多數(shù)是在單板狀態(tài)下制備，這與實(shí)際工程中夾層條件下制備有明顯區(qū)別。單板狀態(tài)下加工，孔兩端均可實(shí)現(xiàn)后倒角處理，但在夾層條件下，至少會有一側(cè)孔端受可達(dá)性限制難以實(shí)現(xiàn)后倒角處理。其次，因?yàn)閵A層材料強(qiáng)度、硬度不同，可能導(dǎo)致夾層面孔端出現(xiàn)其他問題。遺憾的是，關(guān)于這種同種或異種材料夾層條件下制備孔結(jié)構(gòu)表面完整性和疲勞性能的研究尚沒有公開文獻(xiàn)。但對于這種工況，很可能需要在兼顧兩種或多種材料后，綜合考慮制孔工藝，也需要評價(jià)夾層面孔表面完整性，以及對疲勞性能的影響，增強(qiáng)工程人員對夾層結(jié)構(gòu)對制孔質(zhì)量影響的認(rèn)知。

為此，本文選擇鋁/鈦搭配異材復(fù)合夾層結(jié)構(gòu)（一種飛行器上很常見的夾層結(jié)構(gòu)）為研究對象，分別采用傳統(tǒng)鉆-鉸，以及滾光、開縫襯套冷擠壓3種不同工藝，制備φ8.36mm孔，評價(jià)夾層結(jié)構(gòu)對不同工藝制備孔結(jié)構(gòu)表面完整性和疲勞性能的影響；并進(jìn)一步制備了A、B兩種冷擠壓量連接孔，評價(jià)夾層結(jié)構(gòu)孔結(jié)構(gòu)制備時(shí)，冷擠壓量的兼顧性選擇影響，這有助于豐富工程師對孔結(jié)構(gòu)制備和孔結(jié)構(gòu)疲勞性能的認(rèn)識。

試驗(yàn)及方法

夾層結(jié)構(gòu)材料由10mm 厚7B04-T6 鋁合金和6mm 厚TA15 鈦合金構(gòu)成。按照HB 5287—1996 加工狗骨頭狀疲勞試樣，在夾層結(jié)構(gòu)被虎鉗和弓形夾夾緊狀態(tài)下制備的中心圓孔如圖1所示。鉆-鉸孔在φ7.50mm 初孔基礎(chǔ)上，順序采用φ8.205～8.36mm多把鉸刀制備鉆-鉸孔試樣，如圖1（a）所示；滾壓孔順序采用φ8.205～8.35mm 多把鉸刀，鉸出φ8.35mm 孔，而后用煤油清洗孔并去除金屬屑等雜物，使用Cogsdill Tool Products Inc.公司產(chǎn)內(nèi)孔Roll-a-Finish 滾筒拋光工具SR-312，滾光至φ8.36mm，制備出滾光孔如圖1（b）所示；冷擠壓孔順序采用多把鉸刀，根據(jù)A、B兩種不同冷擠壓量，鉸出預(yù)定直徑初孔，使用West Coast Industry（WCI）開縫襯套擠壓工具，制備冷擠壓孔如圖1（c）所示。根據(jù)HB-Z170—2005 要求，對夾層孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行锪窩C0.7×45°孔邊倒角，實(shí)際操作中夾層面不可達(dá)，夾層面孔角均保持原狀，不做倒角處理。為模擬機(jī)體結(jié)構(gòu)對工藝實(shí)施的影響，冷擠壓時(shí)芯棒擠壓順序是鋁合金到鈦合金；而滾光順序是鈦合金到鋁合金。使用MTS810疲勞試驗(yàn)機(jī)完成疲勞試驗(yàn)，7B04-T6試樣疲勞載荷σmax=240MPa，R=0.1，f=10Hz；TA15試樣疲勞載荷σmax=400MPa，R=0.1，f=10Hz；均為室溫環(huán)境。使用NanoSEM 650 掃描電子顯微鏡觀察疲勞斷口特征；

OLYMPUS LEXT 3D MEASURNIG LASER MICROSCOPE型三維形貌儀觀察孔壁表面形貌；TAYLOR HOBSON FTSSI120 觸針式表面粗糙度輪廓儀器測定孔壁表面粗糙度，探針行程4mm；場發(fā)射掃描電子顯微鏡JSM6500F 配備EBSD 設(shè)備觀測孔壁材料微觀組織結(jié)構(gòu)。隨機(jī)選擇試樣，使用X-350A型X射線應(yīng)力測定儀測定孔端殘余應(yīng)力狀態(tài)，7B04-T6 鋁合金測定方法及參數(shù)：側(cè)傾固定ψ 法，交相關(guān)定峰法，鉻靶Ka 輻射，計(jì)數(shù)時(shí)間1s，靶高壓27kV，靶電流7mA，φ1mm 光斑；TA15 鈦合金測定方法及參數(shù)：Cu 靶K-α波段，計(jì)數(shù)時(shí)間2s，靶電壓25kV，靶電流30mA，φ1mm 光斑；測定位置如圖1（d）所示，圖中①點(diǎn)距離孔邊0.5mm，①②③④⑤相鄰兩點(diǎn)間距1mm，測定鉆-鉸孔、滾壓孔任一端面①②③④⑤點(diǎn)殘余應(yīng)力，測定冷擠壓孔擠入端和擠出端①②③④⑤點(diǎn)殘余應(yīng)力，因?yàn)?B04-T6冷擠壓孔擠入端和TA15冷擠壓孔擠出端孔邊分別進(jìn)行了C0.7mm 倒角，故這兩端測定第1個(gè)點(diǎn)實(shí)際距離孔邊為1.2mm。

結(jié)果與討論

1 夾層面孔端飛邊

滾光后夾層面7B04-T6、TA15孔邊均形成明顯飛邊，且7B04-T6飛邊邊緣存在微裂紋；而冷擠壓后夾層面孔邊均沒有飛邊形成，如圖2所示。飛邊會導(dǎo)致附加應(yīng)力集中，引起夾層局部分離，加快局部摩擦，易成為連接接頭損傷萌生點(diǎn)，對疲勞性能不利。

圖1 不同工藝制孔及殘余應(yīng)力測定位置示意圖Fig.1 Holes prepared by different methods &skematic diagram of sites where residual stress were indentified

2 夾層面孔邊裂紋及塑性變形痕跡

圖3（a）顯示，滾壓后7B04-T6孔邊有明顯的金屬彈塑性變形痕跡（紅色虛線所示），痕跡區(qū)域深度有0.5mm 且呈軸對稱特性，在整個(gè)金屬彈塑性變形痕跡區(qū)域外緣布滿微裂紋（黑色箭頭所指）。圖3（b）顯示，開縫襯套擠壓7B04-T6孔邊也有明顯的金屬彈塑性變形痕跡（紅色虛線所示），且反映出了因襯套開縫導(dǎo)致孔周邊金屬彈塑性變形非軸對稱的特性。在單邊終鉸削0.2mm后，襯套開縫對應(yīng)區(qū)域金屬彈塑性變形痕跡區(qū)域最小，深度僅有0.4mm，而鄰近襯套開縫區(qū)域金屬塑性變形痕跡區(qū)域最大，深度可達(dá)2.0mm，遠(yuǎn)離襯套開縫區(qū)域金屬彈塑性變形痕跡區(qū)域次之，深度達(dá)1.1mm，呈連續(xù)過渡狀態(tài)。仔細(xì)觀察發(fā)現(xiàn)在襯套開縫對應(yīng)孔壁區(qū)域金屬彈塑性變形痕跡的邊緣存在微裂紋（黑色箭頭所指），而在遠(yuǎn)離該區(qū)域的痕跡邊緣并不存在微裂紋。如圖3（c）和（d）所示，滾壓和冷擠壓TA15孔端也留下了金屬彈塑性變形痕跡，與7B04-T6 一樣，襯套開縫留下了鮮明的痕跡。痕跡能夠觀察到是因?yàn)樵搮^(qū)域材料致密度、端面高度上發(fā)生了變化，導(dǎo)致反光結(jié)果不一致造成。

圖2 夾層面孔端形貌Fig.2 Hole edge morphologies of faying surface

圖3 夾層面孔端微裂紋及塑性變形痕跡Fig.3 Micro-cracks and plastic deformation marks on end of faying surface

3 孔壁表面形貌及粗糙度

圖4是不同工藝處理7B04-T6和TA15 孔壁表面形貌，可看到，滾光孔壁表面形貌存在滾柱碾壓孔壁迫使材料流動(dòng)而形成的特征，而冷擠壓孔壁存在明顯的刀痕。

由表1可見，滾光、冷擠壓7B04-T6和TA15 孔壁表面粗糙度見表1?？梢姡瑵L光Ra和Rz較冷擠壓要小。滾光降低孔壁表面粗糙度結(jié)果與孔壁表面形貌觀察結(jié)果吻合；冷擠壓最后一道工序是鉸削，目的是圓孔并去除襯套開縫遺留材料凸脊，故冷擠壓孔表面是規(guī)則的刀痕形貌。

4 孔壁微觀組織結(jié)構(gòu)分析

由圖5可知，滾光或冷擠壓后，孔壁材料晶界長度和晶界密度均有提高，且冷擠壓處理晶界長度和晶界密度的提高幅度更加顯著，但是兩種工藝均沒有導(dǎo)致晶粒尺寸發(fā)生明顯變化。通常認(rèn)為，晶界密度提高，有助于阻礙疲勞裂紋的擴(kuò)展，降低裂紋擴(kuò)展速率，這對疲勞壽命延長非常有利。

5 孔端表面殘余應(yīng)力分析

由圖6（a）可知，鉆-鉸7B04-T6孔端表面存在約30MPa 殘余拉應(yīng)力；滾光7B04-T6孔端表面存在40～80MPa 殘余壓應(yīng)力；冷擠壓7B04-T6 孔擠入端和擠出端表面均為殘余壓應(yīng)力，但無規(guī)律可循。

由圖6（b）可知，鉆-鉸TA15孔端表面存在約40MPa 殘余壓應(yīng)力，滾光TA15孔端表面存在116～256 MPa 殘余拉應(yīng)力，冷擠壓TA15 孔擠入端3.5mm范圍內(nèi)存在殘余壓應(yīng)力且靠近孔壁殘余應(yīng)力值相對較大（480MPa），擠出端測定范圍內(nèi)均為殘余壓應(yīng)力。TA15 鉆-鉸孔和冷擠壓孔板材均是由厚板線切割到7 mm 厚，再磨削至6mm 厚；滾光孔是由厚板線切割到7mm 厚，再車削至6mm。金屬材料切削加工過程中與工具相接觸部分會產(chǎn)生各種原因疊加的塑性變形，附加切削熱影響，會在加工材料表面產(chǎn)生殘余應(yīng)力，其大小和分布因切削條件和被切削材料不同而表現(xiàn)不同，有時(shí)是拉應(yīng)力，有時(shí)是壓應(yīng)力，通常磨削在表層產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力、而車削產(chǎn)生殘余拉應(yīng)力，且這個(gè)殘余應(yīng)力層一般很淺。

顯然，殘余應(yīng)力測定結(jié)果不能很好地解釋疲勞試驗(yàn)結(jié)果，如圖7所示，冷擠壓和滾光有明顯不同，通常認(rèn)為，冷擠壓可在孔壁沿徑向產(chǎn)生大深度殘余壓應(yīng)力，而滾光僅能在孔壁產(chǎn)生較小深度殘余壓應(yīng)力，這兩種工藝引入的殘余應(yīng)力，如果從孔壁表面測試，其效果應(yīng)該會更好；而從端面測定，并不是最佳方式，特別對于滾光孔，受殘余應(yīng)力層淺的影響，端面甚至無法表征出其實(shí)際特征，實(shí)際上對疲勞起作用的也是這個(gè)沿徑向存在的殘余應(yīng)力場。而在孔端表面因?yàn)闄C(jī)加工殘留的殘余應(yīng)力場對孔疲勞的意義不大，且如前文所述，這種機(jī)加工殘留的殘余應(yīng)力場一般很淺，其作用更是有限。

6 疲勞壽命分析

表2和表3分別是7B04-T6和TA15 孔試樣疲勞壽命分析結(jié)果?？梢钥吹?，以99.9%存活率、95%置信度統(tǒng)計(jì)疲勞壽命為例，對于7B04-T6，滾光疲勞增益為0.01倍，A冷擠壓量增益是3.25倍，B冷擠壓量是18倍；對于TA15，滾光疲勞增益為0.63倍，A冷擠壓量沒有增益且會降低疲勞壽命，B冷擠壓量疲勞增益是3.30倍。由此可見，滾光、冷擠壓均可改善疲勞性能，但滾光增益非常有限，而冷擠壓增益受工藝參數(shù)制約，只有合適的擠壓參量才可顯著提高增益。因此，在夾層結(jié)構(gòu)狀態(tài)下實(shí)施冷擠壓時(shí)，必須考慮夾層材料對擠壓工藝參數(shù)選擇的影響。另外，還可以發(fā)現(xiàn)，擠壓量對疲勞增益有明顯影響，且該影響與材料屬性相關(guān)，如對于7B04-T6 來講，擠壓量越大，疲勞增益越大。以上區(qū)別可能是由于7B04-T6和TA15 兩種彈性模量和屈服強(qiáng)度不同造成，7B04-T6 彈性模量小，強(qiáng)度低，容易發(fā)生屈服形成塑性變形層，較小擠壓量時(shí)鈦合金難以發(fā)生塑性變形，或者塑性變形層較小，鉸削后就沒有了，從而導(dǎo)致兩種材料的疲勞增益出現(xiàn)明顯區(qū)別。

圖4 不同工藝加工孔壁表面形貌Fig.4 Hole wall morphologies prepared by different methods

表1 孔壁表面粗糙度Table1 Surface roughness of hole wall μm

圖5 不同工藝加工孔壁微觀組織結(jié)構(gòu)特征Fig.5 Material characteristics of holes prepared by different methods

7 斷口分析

由圖8可知，7B04-T6鉆-鉸孔是多源疲勞，疲勞裂紋萌生在孔壁中間位置附近，左、右斷口疲勞穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)面積相當(dāng)，兩側(cè)擴(kuò)展區(qū)深度分別達(dá)到7.5mm、5.3mm；7B04-T6滾光孔也是多源，主裂紋萌生在右側(cè)斷口孔壁中間位置，主裂紋擴(kuò)展長度達(dá)12.4mm；7B04-T6冷擠壓孔也是多源，主裂紋萌生在左側(cè)斷口芯棒擠入端倒角與孔壁的交接點(diǎn)，進(jìn)一步觀察，在左側(cè)斷口擠出端孔角、右側(cè)斷口擠入端倒角與孔端面的交接點(diǎn)、右側(cè)斷口擠出端孔角以及孔壁都萌生了裂紋。TA15 鉆-鉸孔是多源疲勞，主裂紋源萌生在左側(cè)斷口孔壁中間位置，主裂紋擴(kuò)展區(qū)深度達(dá)14.3mm；TA15滾光孔，主裂紋萌生在孔邊倒角與孔壁的交接處，進(jìn)而裂紋沿徑向和軸向同時(shí)擴(kuò)展；TA15冷擠壓孔，主裂紋萌生在擠壓芯棒入口端表面孔邊倒角與孔壁的交接處，進(jìn)而裂紋沿徑向和軸向同時(shí)擴(kuò)展，該特征符合孔擠壓裂紋萌生的特征，通常來講，擠壓芯棒入口端殘余應(yīng)力最小，甚至?xí)菤堄嗬瓚?yīng)力。

圖6 殘余應(yīng)力測定結(jié)果Fig.6 Determination of residual stress around different holes

圖7 滾光和冷擠壓工藝殘余應(yīng)力示意圖Fig.7 Schematic diagram of residual stress induced by burnishing and split sleeve cold expansion

表2 7B04-T6孔疲勞壽命分析Table2 Analysis of fatigue life of 7B04-T6 holes Cycle

表3 TA15孔疲勞壽命分析Table3 Analysis of fatigue life of TA15 holes Cycle

疲勞裂紋均沒有從滾光或冷擠壓孔的夾層面孔端微裂紋處萌生和擴(kuò)展，這可能與疲勞試驗(yàn)加載載荷較高有關(guān)系。另外，從圖3（a）和（b）可以看到，滾光微裂紋和冷擠壓微裂紋分別距孔邊有0.5mm和1.1mm 以上，從結(jié)構(gòu)和殘余應(yīng)力角度來講，孔邊是應(yīng)力集中最厲害的地方，而微裂紋存在區(qū)域的應(yīng)力集中已經(jīng)急劇衰減，且滾光微裂紋和冷擠壓微裂紋恰好在各自的殘余壓應(yīng)力區(qū)域內(nèi)，導(dǎo)致微裂紋難以擴(kuò)展。再一個(gè)可能性就是，對于開縫襯套擠壓來講，由于襯套開縫是避開孔結(jié)構(gòu)疲勞危險(xiǎn)截面放置的，這意味著在襯套開縫對應(yīng)區(qū)域產(chǎn)生的微裂紋并不在疲勞危險(xiǎn)截面（通常與危險(xiǎn)截面呈90°，圖1（d）紅色箭頭所指為襯套開縫對應(yīng)區(qū)域），所以對疲勞不會有影響；對于滾光孔來講，滾光微裂紋方向與疲勞危險(xiǎn)截面垂直，與疲勞載荷平行，如圖1（d）所示，這可能是一個(gè)不可忽視的原因。

結(jié)論

（1）7B04-T6/TA15異材夾層結(jié)構(gòu)，對滾光孔結(jié)構(gòu)表面完整性的影響，主要是夾層面孔邊產(chǎn)生飛邊、7B04-T6孔邊產(chǎn)生微裂紋，以及不能做倒角后處理；對冷擠壓孔結(jié)構(gòu)表面完整性的影響，主要是夾層面7B04-T6孔邊對應(yīng)襯套開縫區(qū)域產(chǎn)生微裂紋、夾層面孔邊不能做倒角后處理。

圖8 不同工藝加工孔斷口形貌和疲勞源Fig.8 Fatigue origins and fracture surface morphologies of holes prepared by different methods

（2）以99.9%存活率、95% 置信度疲勞壽命為例，在文中疲勞載荷作用下，滾光分別提高7B04-T6和TA15 孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命0.01倍和0.63倍，A開縫襯套冷擠壓量提高7B04-T6孔疲勞壽命3.25倍但會降低TA15孔疲勞壽命，B開縫襯套冷擠壓量分別提高7B04-T6和TA15孔疲勞壽命18倍和3.30倍。這表明，在夾層結(jié)構(gòu)冷擠壓時(shí)，要考慮異種材料對擠壓工藝參數(shù)選擇的影響。

（3）3類孔試樣疲勞源均是從孔壁或孔角萌生，而沒有在夾層面孔邊微裂紋處以及夾層面未倒角孔邊萌生，但這不能完全說明夾層結(jié)構(gòu)造成的這些特征對疲勞性能沒有影響；這些特征，特別是微裂紋對孔結(jié)構(gòu)在小疲勞載荷下疲勞行為的影響需要進(jìn)一步試驗(yàn)評估。

（4）滾光處理7B04-T6/TA15 異材夾層孔結(jié)構(gòu)在夾層面孔邊產(chǎn)生的明顯飛邊，會加劇夾層連接狀態(tài)下孔端摩擦，這種夾層結(jié)構(gòu)造成的特征對孔結(jié)構(gòu)在緊固件連接狀態(tài)下疲勞性能的影響，也需要進(jìn)一步設(shè)計(jì)試驗(yàn)進(jìn)行評價(jià)。