馬世成 ,王 欣 ,宋穎剛,王 強(qiáng),羅學(xué)昆,許春玲,湯智慧

（1.中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院 表面工程研究所，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）

TC17 鈦合金作為雙相鈦合金，由于其高強(qiáng)韌、低密度及較好的耐腐蝕性等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)盤、風(fēng)扇盤等重要部件[1-2]。由于輪盤與軸類零件連接、通油及通氣等功能的需求，需在輪盤上設(shè)置較多螺栓孔結(jié)構(gòu)?？鬃鳛椴牧系牟贿B續(xù)區(qū)域，是輪盤上應(yīng)力集中較為嚴(yán)重的部位，其在發(fā)動(dòng)機(jī)交變載荷、高溫高壓載荷等多重作用下，極易誘發(fā)疲勞失效問(wèn)題[3]，影響發(fā)動(dòng)機(jī)服役可靠性。因此，對(duì)輪盤孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行表面強(qiáng)化非常重要?，F(xiàn)有的表面強(qiáng)化手段主要包括噴丸[4]、激光沖擊強(qiáng)化[5]和孔擠壓[6]等技術(shù)。高溫鈦合金表面大量采用噴丸工藝進(jìn)行表面強(qiáng)化[7-8]，但是針對(duì)小孔結(jié)構(gòu)，噴丸工藝存在局限性，如噴丸可達(dá)性較差、殘余應(yīng)力場(chǎng)深度小、噴丸表面較粗糙等。國(guó)內(nèi)激光強(qiáng)化技術(shù)正嘗試應(yīng)用于鈦合金發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的抗高周疲勞強(qiáng)化[9]，但對(duì)于輪盤孔結(jié)構(gòu)，在工藝可達(dá)性、激光強(qiáng)化層的一致性和均勻性等方面較差。孔擠壓強(qiáng)化由于操作簡(jiǎn)單、效果顯著等優(yōu)勢(shì)，是提高孔結(jié)構(gòu)疲勞性能的適宜技術(shù)?？讛D壓是利用一定過(guò)盈量的芯棒強(qiáng)行通過(guò)孔結(jié)構(gòu)，在孔結(jié)構(gòu)附近產(chǎn)生可控的周向塑性形變，引入殘余壓應(yīng)力和位錯(cuò)強(qiáng)化組織，且能夠在一定的高溫和機(jī)械載荷下保持一定的水平，因此可適用于提高發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能。國(guó)內(nèi)外對(duì)鈦合金、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?？讛D壓及其衍生的襯套擠壓強(qiáng)化技術(shù)已作為目前國(guó)際上應(yīng)用最為廣泛的連接孔強(qiáng)化手段，在工藝控制良好情況下，可提高緊固孔疲勞壽命3 倍以上[10]。艾瑩珺等[11]研究了不同擠壓過(guò)盈量對(duì)TC17 孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響，結(jié)果表明過(guò)盈量為0.18 mm 時(shí)，相較于過(guò)盈量為0.28 mm 和0.38 mm 的試樣，強(qiáng)化后表面粗糙度最低，疲勞壽命分散度小且具有良好的疲勞壽命增益效果。李寧等[12]研究發(fā)現(xiàn)在一定范圍內(nèi)，隨擠壓量的增加，耳片的疲勞壽命提高；未擠壓耳片的疲勞源在試樣表面，而經(jīng)擠壓強(qiáng)化后疲勞源趨向于分布在試樣次表面。王欣等[13]、羅學(xué)昆等[14]在高溫合金上開展孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)研究，結(jié)果顯示孔擠壓強(qiáng)化可顯著提高高溫合金結(jié)構(gòu)孔疲勞壽命。

孔擠壓芯棒與孔的配合對(duì)孔擠壓強(qiáng)化增益效果具有重要影響，目前，國(guó)內(nèi)孔擠壓強(qiáng)化開展的研究主要針對(duì)擠壓過(guò)盈量及擠壓材料方面，芯棒導(dǎo)端角對(duì)擠壓后孔壁表面完整性及疲勞性能具有影響，但此方面研究報(bào)道較少。本研究開展芯棒導(dǎo)端角對(duì)TC17 鈦合金結(jié)構(gòu)孔擠壓試樣表面完整性、疲勞壽命、斷口形貌、孔邊殘余應(yīng)力影響研究，探討孔擠壓芯棒導(dǎo)端角對(duì)TC17 鈦合金表面完整性及疲勞壽命的影響規(guī)律。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

實(shí)驗(yàn)材料為發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤用TC17 高溫鈦合金，中心孔試樣在鈦合金盤鍛件上下料。根據(jù)輪盤上孔的受力特點(diǎn)，下料方向?yàn)閺较颍嚇映叽缛鐖D1所示。初孔尺寸為φ10.30 mm，初孔公差為0～0.05 mm。TC17 鈦合金的成分及力學(xué)性能分別見表1和表2。采用芯棒直接擠壓的方式對(duì)中心孔試樣進(jìn)行擠壓強(qiáng)化，擠壓次數(shù)為1 次。實(shí)驗(yàn)所用試樣分為4 組，其中包括（1）AR：原始未擠壓強(qiáng)化試樣組；（2）3°/3°：使用前導(dǎo)端角為3°，后導(dǎo)端角為3°的芯棒進(jìn)行擠壓強(qiáng)化的試樣組；（3）3°/5°：使用前導(dǎo)端角為3°，后導(dǎo)端角為5°的芯棒進(jìn)行擠壓強(qiáng)化的試樣組；（4）3°/8°：使用前導(dǎo)端角為3°，后導(dǎo)端角為8°的芯棒進(jìn)行擠壓強(qiáng)化的試樣組。（2）、（3）、（4）組試樣擠壓前先用MoS2干膜潤(rùn)滑劑涂覆孔周內(nèi)壁，200 ℃下保溫固化1 h。使用配套好連接軸及鼻頂帽的拉拔槍，采用對(duì)應(yīng)規(guī)格芯棒，對(duì)試樣依次進(jìn)行擠壓強(qiáng)化，并標(biāo)記擠壓進(jìn)口端與出口端。

圖1 TC17 中心孔試樣尺寸Fig.1 Geometry of the TC17 central hole sample

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MTS-810 液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)，按照HB 5287—1996 的方法進(jìn)行軸向應(yīng)力疲勞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)溫度為425 ℃，最大應(yīng)力σmax為550 MPa，應(yīng)力比R=0.1，頻率?為10 Hz，按照HB/Z112—1986 的方法對(duì)疲勞數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。采用FTS-I120 型觸針式表面粗糙度儀測(cè)量試樣長(zhǎng)、寬兩個(gè)方向上的孔壁內(nèi)表面粗糙度，每個(gè)位置測(cè)試6 個(gè)有效數(shù)據(jù)后取平均值；采用NEXVIEW 白光干涉儀表征孔壁表面輪廓。使用保護(hù)膠帶將試樣除孔壁外表面完全保護(hù)，置于氫氟酸溶液對(duì)孔壁表面腐蝕減薄，通過(guò)控制腐蝕時(shí)間控制減薄深度，采用LXRD 型極圖法應(yīng)力儀逐次進(jìn)行孔壁殘余應(yīng)力測(cè)試。為盡可能測(cè)量孔壁殘余應(yīng)力，本研究對(duì)板材試樣進(jìn)行解剖，解剖后，孔結(jié)構(gòu)約束發(fā)生變化，孔壁殘余應(yīng)力將有所釋放，且離解剖面較近部位殘余應(yīng)力釋放較大，測(cè)試部位殘余應(yīng)力釋放較少。由于殘余應(yīng)力與材料成分、成型方式、表面加工等密切相關(guān)，目前常見的殘余應(yīng)力測(cè)試方法均難以測(cè)出材料殘余應(yīng)力真值，且本研究主要關(guān)注工藝參數(shù)對(duì)殘余應(yīng)力的影響趨勢(shì)，因此選擇解剖試樣的方法對(duì)孔壁進(jìn)行殘余應(yīng)力測(cè)試，圖2為殘余應(yīng)力測(cè)試示意圖。采用JSM-7900f 場(chǎng)發(fā)射掃描顯微鏡觀察斷口形貌。

圖2 殘余應(yīng)力測(cè)試示意圖Fig.2 Schematic diagram of residual stress test

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 芯棒導(dǎo)端角對(duì)孔壁表面完整性的影響

2.1.1 孔壁表面粗糙度及表面輪廓

對(duì)中心孔進(jìn)行表面粗糙度測(cè)量，由于中心孔試樣長(zhǎng)度方向和寬度方向的材料約束不一致，因此分別測(cè)量試樣長(zhǎng)度方向和寬度方向的粗糙度，取六次測(cè)量數(shù)據(jù)的平均值，結(jié)果見表3。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，AR 組試樣兩個(gè)方向的粗糙度基本一致，芯棒導(dǎo)端角為3°/3°時(shí)，強(qiáng)化后粗糙度均降低，且降低幅度最大，芯棒導(dǎo)端角為3°/5°時(shí)，強(qiáng)化后孔壁粗糙度亦有所降低，芯棒導(dǎo)端角為3°/8°時(shí)，強(qiáng)化試樣孔壁粗糙度較原始試樣升高。對(duì)比強(qiáng)化試樣在長(zhǎng)、寬兩個(gè)方向的孔壁粗糙度，長(zhǎng)度方向孔壁粗糙度均低于寬度方向。由結(jié)果可得：（1）當(dāng)芯棒后導(dǎo)端角較小時(shí)，芯棒工作端面與后導(dǎo)端面過(guò)渡較圓滑，擠壓后金屬回彈速率較小，擠壓可降低孔壁粗糙度，當(dāng)后導(dǎo)端角較大時(shí)，擠后孔壁表層快速回彈，難以降低孔壁粗糙度，甚至導(dǎo)致孔壁粗糙度增大；（2）擠壓變形的約束在試樣各向有所差異，試樣長(zhǎng)度方向，材料量較寬度方向多，對(duì)變形的約束較寬度方向大，芯棒相對(duì)孔壁的擠壓力（即孔壁對(duì)芯棒約束的反作用力）亦較大，芯棒擠壓消除機(jī)加工刀痕的效果較寬度方向好，因此擠壓后，試樣長(zhǎng)度方向的孔壁粗糙度較寬度方向低。

表3 原始試樣及不同芯棒導(dǎo)端角擠壓強(qiáng)化試樣孔壁表面粗糙度測(cè)試平均值Table 3 Average value of the surface roughness test of the original sample and different core rod leading end angle expansion strengthened samples

對(duì)擠壓孔的孔壁進(jìn)行白光干涉表面輪廓表征分析，孔壁經(jīng)過(guò)軟件處理按半徑R=5.15 mm 展平，圖3為原始試樣及強(qiáng)化試樣的孔壁表面輪廓對(duì)比圖，圖上端為擠壓進(jìn)口端，下端為擠壓出口端。由圖3 可知，原始試樣（圖3（a））刀痕方向垂直于孔深度方向，由孔深方向的輪廓線可以明顯觀察到刀痕的鋸齒形貌，該鋸齒形貌的起伏波動(dòng)較小。經(jīng)過(guò)孔擠壓（圖3（b）、（c）、（d））后，原始機(jī)加工刀痕被擠壓去除，表面可觀察到平行于孔深方向的擠壓痕跡。不同導(dǎo)端角擠壓后孔壁具有相似的表面輪廓特征，即在進(jìn)口端及出口端，可觀察到孔壁輪廓顏色較深，表示該部位輪廓線較高，金屬堆積較大，而中部位置顏色較淺，說(shuō)明該部位金屬堆積較少。表面輪廓線沿著進(jìn)口段到出口段的孔深度的增加而升高，增大到一定值后慢慢降低，在孔中部趨于平緩，靠近出口段的位置隨著孔深度的增加，輪廓線高度再次增大，增大到一定值后快速下降，在出口端孔壁輪廓線劇烈下降。強(qiáng)化試樣孔壁輪廓起伏特征與芯棒擠壓過(guò)程中的表層金屬塑性流動(dòng)有關(guān)。對(duì)于厚度為5 mm 的鈦合金中心孔孔擠壓強(qiáng)化試樣，孔壁起伏可分為以下三個(gè)階段：（1）擠壓進(jìn)口端：芯棒推擠孔壁表層金屬沿芯棒進(jìn)給方向發(fā)生塑性流動(dòng)，金屬堆積越來(lái)越嚴(yán)重，孔壁輪廓線沿著孔深方向增大，芯棒實(shí)際擠壓過(guò)盈量變大，導(dǎo)致擠壓力也變大；當(dāng)金屬堆積到一定程度時(shí)，芯棒強(qiáng)行擠過(guò)該處，擠過(guò)后過(guò)盈量變小，擠壓力變小，孔壁輪廓線沿著孔深方向下降；（2）試樣中部：由于擠壓經(jīng)過(guò)了進(jìn)口端金屬堆積程度較大的區(qū)域，孔壁輪廓線下降，表層金屬在中部位置還沒有累積，此處孔壁輪廓較低；（3）擠壓出口端：當(dāng)芯棒繼續(xù)對(duì)孔壁進(jìn)行推擠，孔壁表面金屬的塑性流動(dòng)產(chǎn)生的金屬堆積再次增大，輪廓線升高，實(shí)際過(guò)盈量也增大，當(dāng)金屬堆積累積到一定程度時(shí)，芯棒在拉拔槍的牽引下通過(guò)金屬堆積最大處，靠近出口端金屬約束較少，孔壁輪廓線高度快速下降。由此可以得出結(jié)論：（1）由孔壁輪廓可知，因孔壁表層金屬的堆積累積，擠壓過(guò)程中擠壓過(guò)盈量是動(dòng)態(tài)變化的；（2）孔深為5 mm的TC17 鈦合金中心孔試樣進(jìn)口端和出口端金屬堆積較中部嚴(yán)重，且出口端金屬堆積較進(jìn)口段堆積嚴(yán)重，這可能造成孔擠壓進(jìn)口端和出口端殘余壓應(yīng)力大；（3）對(duì)比不同導(dǎo)端角擠壓強(qiáng)化后表面輪廓，后導(dǎo)端角對(duì)擠壓后表面輪廓影響較小，而可能與芯棒前導(dǎo)端角影響較大。

圖3 孔壁表面形貌對(duì)比Fig.3 Contrast of pore wall surface morphology（a）AR；（b）3°/3°；（c）3°/5°；（d）3°/8°

2.1.2 孔壁殘余應(yīng)力分布

殘余壓應(yīng)力是孔擠壓強(qiáng)化的重要強(qiáng)化因素，由上述孔壁表面輪廓特征可以判斷，金屬塑性流動(dòng)的不均勻，可能造成孔壁殘余應(yīng)力分布不均勻。對(duì)擠壓后中心孔進(jìn)口端、中部及出口端的表面殘余應(yīng)力進(jìn)行了測(cè)試，結(jié)果如圖4所示。測(cè)試結(jié)果表明：（1）三組孔擠壓強(qiáng)化試樣擠壓出口端殘余壓應(yīng)力幅值均大于其他位置，這與圖2中孔擠壓過(guò)程金屬塑性流動(dòng)堆積在出口端所引起的大過(guò)盈量對(duì)應(yīng)，大過(guò)盈量下擠壓后殘余壓應(yīng)力幅值較大；（2）3°/3°組與3°/5°組試樣進(jìn)口端殘余壓應(yīng)力幅值大于孔壁中部位置，而3°/8°組試樣進(jìn)口端殘余壓應(yīng)力幅值低于孔壁中部位置。由此可知，孔擠壓強(qiáng)化過(guò)程中的孔壁表層金屬塑性流動(dòng)不均勻可能會(huì)引起孔壁表面殘余壓應(yīng)力分布不均勻，本研究認(rèn)為這種狀況可以從擠壓用潤(rùn)滑劑材料及襯套擠壓技術(shù)方面進(jìn)行研究?jī)?yōu)化。

圖4 孔擠壓強(qiáng)化試樣孔壁殘余應(yīng)力分布Fig.4 Residual stress distribution of strengthened sample hole wall

孔擠壓工藝在孔壁引入的殘余壓應(yīng)力是彈塑性變形相互作用的內(nèi)應(yīng)力，圖5為孔擠壓強(qiáng)化試樣孔壁中部殘余應(yīng)力梯度分布。由圖5 可知：（1）不同導(dǎo)端角芯棒擠壓后均在孔壁引入一定梯度分布的殘余壓應(yīng)力；（2）3°/3°組、3°/5°組試樣應(yīng)力梯度場(chǎng)呈倒鉤型分布，最大壓應(yīng)力在次表層，3°/3°組最大殘余壓應(yīng)力幅值可達(dá)1114.68 MPa，且在一定深度范圍內(nèi)保持相當(dāng)水平的殘余壓應(yīng)力；（3）由3°/8°組可知，殘余壓應(yīng)力在約800 μm 深度處趨于平緩，因此，在過(guò)盈量為0.18 mm 時(shí)，孔擠壓TC17 中心孔試樣的殘余應(yīng)力影響區(qū)可達(dá)0.8 mm。對(duì)比疲勞壽命與試樣殘余壓應(yīng)力分布、應(yīng)力梯度場(chǎng)分布可見，最表面殘余壓應(yīng)力幅值對(duì)表面裂紋萌生有重要影響，最表面殘余壓應(yīng)力幅值越大，試樣高溫疲勞壽命越長(zhǎng)。

圖5 孔擠壓強(qiáng)化后孔壁中部殘余應(yīng)力梯度分布Fig.5 Residual stress gradient distribution of hole wall after hole expansion strengthening

2.2 芯棒導(dǎo)端角對(duì)高溫低循環(huán)疲勞壽命的影響

圖6為TC17 鈦合金原始試樣和三種導(dǎo)端角孔擠壓強(qiáng)化試樣疲勞壽命實(shí)驗(yàn)結(jié)果。根據(jù)HB/Z 112—1986 中關(guān)于中值疲勞壽命的計(jì)算方法，求得原始試樣、擠壓芯棒導(dǎo)端角為3°/3°、3°/5°和3°/8°的孔擠壓試樣中值疲勞壽命分別為11354 次、11081 次、14563 次以及19474 次；經(jīng)過(guò)孔擠壓強(qiáng)化，導(dǎo)端角為3°/3°的孔擠壓試樣高溫低循環(huán)壽命與原始試樣水平相當(dāng)，最短循環(huán)壽命為10109 次，低于原始試樣最高循環(huán)壽命（13965 次）；導(dǎo)端角為3°/5°的試樣中值疲勞壽命估計(jì)量比原始試樣提高1.28 倍，最短循環(huán)壽命為11899 次，亦低于原始試樣最高循環(huán)壽命（13965 次）；導(dǎo)端角為3°/8°的孔擠壓試樣中值疲勞壽命估計(jì)量比原始試樣提高1.74倍，強(qiáng)化效果最好，且其最短循環(huán)壽命為16331 次，高于原始試樣的最高循環(huán)壽命（13965 次）。這表明：芯棒過(guò)盈量一定時(shí)，隨著芯棒后導(dǎo)端角的增大，TC17 高溫鈦合金中心孔試樣孔擠壓后的疲勞壽命增大。此外，根據(jù)HB/Z 112—1986，求得原始試樣、導(dǎo)端角為3°/3°、3°/5°和3°/8°的孔擠壓試樣的數(shù)據(jù)分散度分別為0.08、0.06、0.05 和0.09，這表明，隨著芯棒導(dǎo)端角的增大，孔擠壓試樣的高溫低循環(huán)疲勞壽命數(shù)據(jù)分散性變大。

圖6 不同導(dǎo)端角的孔擠壓工藝疲勞壽命對(duì)比Fig.6 Comparison of fatigue life of hole expansion processes with different lead angles

2.3 芯棒導(dǎo)端角對(duì)疲勞斷口的影響

圖7為原始試樣和不同導(dǎo)端角孔擠壓強(qiáng)化試樣的高溫低周疲勞斷口照片。原始試樣和孔擠壓強(qiáng)化試樣均斷裂于中心孔最小截面位置，且均在孔壁位置起源，斷口斷裂方向與主應(yīng)力方向基本垂直，孔擠壓試樣的疲勞斷口均由疲勞源區(qū)、小裂紋擴(kuò)展區(qū)及大瞬斷區(qū)組成。原始未強(qiáng)化試樣裂紋起源于孔壁中部位置，呈現(xiàn)多源起裂的特點(diǎn)，如圖7（a）所示。經(jīng)過(guò)孔擠壓強(qiáng)化后，斷口特征從孔壁中部多源起裂轉(zhuǎn)變?yōu)閺臄D壓進(jìn)口端單源起裂，如圖7（b）、（c）、（d）所示。試樣未孔擠壓強(qiáng)化時(shí)，孔結(jié)構(gòu)截面最小位置，受力最大，且孔表面存在機(jī)加工缺陷造成的局部應(yīng)力集中，相較于試樣兩端倒角位置，其是疲勞裂紋的主要影響因素，在加載過(guò)程中，孔壁中部的應(yīng)力集中部位易萌生裂紋，因此裂紋于孔壁中部位置起裂。試樣經(jīng)過(guò)孔擠壓強(qiáng)化后，由圖7（b）、（c）、（d）可知，裂紋均起源于擠壓進(jìn)口端，由圖3及試樣內(nèi)壁殘余應(yīng)力測(cè)試結(jié)果可知，強(qiáng)化后孔壁鋸齒形貌的機(jī)加工刀痕被消除，應(yīng)力集中程度降低，且進(jìn)口端及出口端存在明顯的金屬塑性流動(dòng)導(dǎo)致的堆積，這兩處的實(shí)際擠壓過(guò)盈量較大，強(qiáng)化試樣擠壓出口端殘余應(yīng)力最大，擠壓進(jìn)口端次之，試樣中部最小。強(qiáng)化后，進(jìn)口端及出口端的結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中對(duì)試樣疲勞裂紋的萌生占主導(dǎo)影響地位，因此擠壓試樣斷口裂紋均萌生于殘余壓應(yīng)力幅值相對(duì)較低的進(jìn)口端。強(qiáng)化試樣的裂紋擴(kuò)展均以裂紋源為近似圓心，形成扇形形狀的擴(kuò)展區(qū)，擴(kuò)展區(qū)可見明顯的疲勞條帶，如圖8（a）所示。芯棒導(dǎo)端角為3°/3°、3°/5°和3°/8°時(shí)，最大擴(kuò)展距離分別約為4.25 mm，3.91 mm，3.69 mm，芯棒過(guò)盈量一定時(shí)，擴(kuò)展區(qū)最大擴(kuò)展距離隨著芯棒后導(dǎo)端角的增大而變小，對(duì)比芯棒擠壓導(dǎo)端角與疲勞壽命的關(guān)系可知，孔擠壓時(shí)芯棒導(dǎo)端角參數(shù)變化對(duì)孔結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命影響較大。斷口瞬斷區(qū)具有明顯的瞬斷韌窩形貌，如圖8（b）所示。

圖7 原始及不同強(qiáng)化試樣疲勞斷口形貌Fig.7 Fatigue fracture morphologies of original and strengthened specimens（a）AR-3；（b）3°/3°-3；（c）3°/5°-1；（d）3°/8°-6

圖8 試樣3°/8°-3 的擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶及瞬斷區(qū)韌窩形貌（a）疲勞條帶；（b）韌窩形貌Fig.8 Morphologies of the fatigue bands in the expansion zone and the dimples in the transient fracture zone of sample 3°/8°-3（a）fatigue band；（b）dimple morphology

3 結(jié)論

（1）擠壓強(qiáng)化過(guò)盈量一定時(shí)，芯棒導(dǎo)端角顯著影響TC17 鈦合金孔結(jié)構(gòu)的高溫低周疲勞壽命。芯棒后導(dǎo)端角越大，疲勞壽命越好，導(dǎo)端角為3°/8°，擠壓強(qiáng)化中值疲勞壽命估計(jì)量為原始未強(qiáng)化試樣的1.74 倍，其最短疲勞壽命高于原始未強(qiáng)化組最高疲勞壽命。

（2）擠壓過(guò)程中，孔壁表層金屬會(huì)發(fā)生不均勻塑性流動(dòng)堆積，因此擠壓過(guò)程中實(shí)際擠壓過(guò)盈量亦是動(dòng)態(tài)變化的，進(jìn)而造成擠壓后孔壁表面輪廓及殘余應(yīng)力分布不均勻。

（3）擠壓強(qiáng)化后，出口端金屬塑性流動(dòng)堆積最大，較大的實(shí)際擠壓過(guò)盈量造成該處殘余壓應(yīng)力幅值在孔壁深度方向分布最大，中部位置由擠壓引入一定水平的殘余壓應(yīng)力，所以，疲勞裂紋起源于結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)較高且殘余壓應(yīng)力幅值較低的擠壓進(jìn)口端，擴(kuò)展區(qū)呈扇面進(jìn)行擴(kuò)展，最終瞬斷。