二次孔擠壓強化對Ti1023鈦合金孔疲勞性能影響

楊廣勇，李 萌，宋穎剛，盧國鑫，黃利軍

(1. 直升機設計研究所，江西 景德鎮333000; 2.昌河飛機制造廠，江西 景德鎮 333000；3.北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空科技重點實驗室，北京100095)

?

二次孔擠壓強化對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. 直升機設計研究所，江西 景德鎮333000; 2.昌河飛機制造廠，江西 景德鎮 333000；3.北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空科技重點實驗室，北京100095)

采用X射線應力儀、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行對比分析，討論帶襯套孔的強化機理。結果表明：孔擠壓(過盈量1%～3%)強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)，引入了殘余應力場分布，從而改善了鈦合金的微動疲勞性能(極限值從385 MPa提高到了619 MPa)。

孔擠壓；微動疲勞；殘余應力；疲勞性能

孔結構應力集中系數在2.5～3左右，疲勞性能相對光滑結構降低50%以上，是飛機結構中使用性能的瓶頸之一。目前孔強化方法主要有2種：光孔芯棒法和開縫襯套法[1-3]。對于航空構件帶孔結構需要與螺栓連接，經常采用銅或不銹鋼襯套作為螺栓與孔的中間結構，起到耐磨、自潤滑和降低電位腐蝕的作用[4]，因此開發了襯套直接擠壓法作為襯套和孔同時強化，以及襯套安裝的補充工藝。對于孔擠壓設備而言，有液壓設備和拉拔設備，對簡單結構采用液壓機進行孔擠壓實施，而復雜結構和大型設備上的孔擠壓采用拉拔槍設備實施；但拉拔槍更方便易用，并且在各種場合均能使用，已經逐漸代替液壓機作為主要的擠壓強化設備在廣泛應用。

Ti1023鈦合金是一種亞穩型鈦合金[5]。該合金比強度高、斷裂韌性好、鍛造溫度低、淬透性好和抗應力腐蝕能力強，適合于制造高強度的鈦鍛件，可用于316 ℃以下工作的發動機和飛機構件。波音飛機公司20世紀開始使用這種新材料研制飛機用鍛件，非常適合于熱模鍛造或等溫鍛造，可用于制造飛機的機身、機翼、起落架等結構件，可代替同等強度的30CrMnSiA結構鋼，減輕質量約40%；代替TC4合金可減輕結構質量約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，極易出現微動疲勞破壞[7]，使得使用壽命大大低于預期強度計算，并且使用的襯套材料強度較低，在擠壓過程中容易變形，導致凸肩縫隙，因此設計研究了二次擠壓(孔壁擠壓+襯套擠壓)強化工藝予以處理。

本工作研究鈦合金二次孔擠壓的強化原理，并分析疲勞性能提高的原因。

1 實驗方法

材料為國產Ti1023鈦合金，名義成分為(質量分數%)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)。疲勞實驗采用MTS-50試驗機，拉拉疲勞，R=0.1，頻率10 Hz。斷口反推試驗是在測量疲勞斷口條帶寬度和裂紋長度基礎上，使用公式(1)進行擬合，得出疲勞裂紋擴展速率與裂紋長度之間的關系曲線，采用列表梯形法對疲勞裂紋所經歷的擴展壽命進行計算，得出萌生壽命。

(1)

在X-3000應力測量儀上測量了孔擠壓強化層內殘余應力的分布，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#細砂紙磨成薄片，隨后進行雙噴電解減薄。電解液使用體積分數34%正丁醇+6%高氯酸+60%甲醇溶液，同時使用液氮冷卻。位錯組態觀察在200 kV的JEOL2000透射電鏡上進行。

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

2 實驗結果與討論

2.1 鈦合金孔微動磨損破壞形式

拉拉疲勞加載過程中，連接螺栓與襯套和孔壁的微小滑動導致孔壁表面的磨損和隨后的疲勞斷裂。圖2給出了Ti1023鈦合金帶孔結構拉拉疲勞實驗后孔壁微動疲勞斷口的形貌，由圖2(a)可見孔壁距孔口2 mm左右距離出現了一個寬度在2～4 mm的嚴重磨損帶，導致了疲勞裂紋由該處出現(圖2(b))，擴展后引起了整個結構的斷裂，使得該構件的使用壽命遠小于預期計算壽命。微動疲勞是鈦合金結構件中最為嚴重的破壞方式，威脅著零件甚至整個組件的使用性能。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 鈦合金孔壁擠壓強化

Ti1023鈦合金中機械式塑性變形強化后，α和β相同時產生塑性變形，都會產生強化效果，以位錯形式儲存變形能量。兩相都會產生位錯纏結和位錯胞狀結構等，從而在材料表層引入殘余應力場、硬度梯度分布，在疲勞加載過程中抵消外載和降低應力集中，達到延長疲勞壽命的作用，提高鈦合金帶孔結構使用性能[10]。

2.2.1 孔擠壓引起孔內表層產生塑性變形

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緩慢塑性變形和彈性回復過程，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生純粹的冷作硬化效應，從而提高承受拉伸載荷時鈦合金的屈服強度，提高抵抗外部加載產生塑性變形的能力。

孔擠壓過程分為擠入和擠出兩部分，孔結構變形過程中孔壁內部受限制，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動力?？讛D壓過程既要有一定的過盈量導致加工硬化，又要有一定的摩擦力撫平孔壁表面，降低粗糙度；導致表面層微觀組織結構變化，從而引入殘余壓應力場分布、表面硬度提高和粗糙度降低，因此提高疲勞強度和抗微動磨損性能。

圖3給出了Ti1023鈦合金擠壓過程中表面層組織結構的變化規律。圖3(a)為孔壁內部基體位錯結構，在擠壓變形初期，不同部位的位錯源發出位錯線條，產生排列、塞積和交叉形貌，隨后變形程度加大，位錯變多，形成纏結結構(圖(b))，圖3(c)為進一步變形，位錯形成胞狀，向亞結構轉變，圖3(d)是胞壁加厚，產生了亞結構的局部傾轉，出現了小角度的邊界。疲勞過程中在加載方向產生的位錯要突破擠壓強化產生的亞結構阻力，才能實現滑移，由此提高了Ti1023鈦合金帶孔結構的疲勞極限值，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，微觀應力集中較大，在疲勞過程中或與襯套的微動過程中產生裂紋或磨損的傾向較大。由圖4(b)可見經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構變化規律 (a)基體；(b)位錯結構；(c)胞狀結構；(d)亞結構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 孔擠壓引起孔內表層殘余應力場變化

圖5為孔擠壓后在表面層產生一定深度的殘余壓應力場。其中最大殘余應力出現在表面為-387.0 MPa，殘余壓應力場深度達到1 mm時仍然還有-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使得強化層內的晶格彎曲和歪扭，使X射線衍射強度半高寬產生變化，圖5(b)給出擠壓后衍射強度半高寬的變化規律，圖中衍射線寬度的變化包含了由擠壓變形引起的“亞結構”尺寸細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，向里面呈現與殘余應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 鈦合金襯套擠壓強化

由于襯套材料一般使用不銹鋼，強度較低，如圖1(b)的凸肩結構容易變形，導致出現縫隙，因此采用先擠壓孔壁，再擠壓襯套的形式完成整個結構的擠壓強化。圖6給出了使用有限元方法模擬計算[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力分布圖。圖中左邊為襯套表面，右邊為孔壁內部。由圖6(a)可見一次擠壓襯套工藝導致了襯套和孔壁同時出現了塑性變形，分別產生了殘余應力的分布；在襯套和孔壁之間存在一個殘余應力分布變化巨大的臺階，只有在襯套變形足夠大時，才能提高孔壁基體的殘余應力分布?？妆趹χ递^小，會導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)是孔壁擠壓后產生的殘余應力分布曲線，圖6(c)是在此基礎上附加襯套擠壓強化后的分布曲線，可見孔壁和襯套的應力梯度變化縮小，鈦合金孔壁殘余應力值升高，疲勞性能也會隨之提高。

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

圖6 二次擠壓強化表層殘余應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)進行了強化處理，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，經過二次孔擠壓強化后試樣的疲勞強度極限達到了619 MPa，提高了60%多，強化效果極為顯著。

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。試樣孔壁磨損情況如圖7所示。圖7(a)為未擠壓孔呈現凸出孔壁表面的褶皺形貌，寬度約為600 μm。圖7(b)為擠壓強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，總寬度超過1500 μm。對擠壓和溫差法在300 MPa外載循環應力下的試樣斷口進行反推計算萌生壽命，結果見表2。由表2可見擠壓強化后試樣的萌生壽命和裂紋擴展壽命都相對未擠壓試樣長，并且擠壓強化后萌生壽命占總壽命的87%，也遠高于未擠壓試樣的65%[12-13]。說明孔擠壓強化對于鈦合金微動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 論

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

(2)二次孔擠壓強化工藝可以減小襯套和孔壁之間的殘余應力分布臺階，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)二次孔擠壓強化工藝將帶孔結構的疲勞極限由溫差法的385 MPa提高到了619 MPa，提高了60%以上。

[1] 劉長珍，唐有乾，李立. 開縫襯套冷擠壓孔工藝[J]. 航空制造技術，2000，4:46-48.

(LIU C Z，TANG Y Q，LI L. The process of cold worked hole with split-sleeve[J]. Aeronautical Manufacture Technology，2000，4:46-48.)

[2] YANISHEVSKY M, LI G, SHI G Q,etal. Fractographic examination of coupons representing aircraft structural joints with and without hole cold expansion [J]. Engineering Failure Analysis, 2013, 30:74-90.

[3] ZDEMIR A T, HERMANN R. Effect of expansion technique and plate thickness on near-hole residual stresses and fatigue life of cold expanded holes [J]. Journal of Materials Science, 1999, 34(6):1243-1252.

[4] 朱正德. 連桿小頭孔襯套壓裝質量控制的研究[J]. 組合機床與自動化加工技術，2012，2:37-44.

(ZHU Z D. Research on quality control of press mounting for connecting rod small end hole bushing[J]. Modular Machine Tool & Automatic Manufacturing Technique，2012，2:37-44.)

[5] 陳威，孫巧艷，肖林，等. 雙重時效對Ti1023合金低周疲勞行為的影響[J]. 稀有金屬材料與工程，2012，41(11):1911-1916.

(CHEN W, SUN Q Y，XIAO L，etal．Effect of duplex aging on low cycle fatigue behavior in Ti-10V-2Fe-3Al alloy[J]. Rare Metal Materials and Engineering，2012，41(11):1911-1916.)

[6] 周子同，陳志同，蔣理科，等. 鈦合金TB6銑削加工硬化試驗[J]. 北京航空航天大學學報，2014，40(1):135-140.

(ZHOU Z T，CHEN Z T，JIANG L K,etal． Experimental research on surface integrity of TB6 titanium alloy[J]. Aeronautical Manufacturing Technology，2014，40(1):135-140.)

[7] 艾劍波，郭俊賢，覃海鷹，等. Ti1023主槳轂中央件的微動疲勞及其防護[J]. 直升機技術，2011，167:25-29.

(AI J B，GUO J X，QIN H Y，etal．Fretting fatigue of Ti1023 main rotor hub central part and protection[J]. Helicopter Technique，2011，167:25-29.)

[8] 劉道新，何家文. 微動疲勞影響因素及鈦合金微動疲勞行為[J]. 航空學報，2001，22(5):454-457.

(LIU D X，HE J W. Review of factors that influence fretting fatigue (FF) and investigation on FF behavior of Ti-alloy[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2001，22(5):454-457.)

[9] 孫曉賓，駱心怡，鄭婷，等. 鈦合金抗微動損傷的研究進展[J]. 金屬熱處理，2010，35(3):83-87.

(SUN X B，LUO X Y，ZHENG T，etal． Research progress in fretting-resistance technology of titanium alloys[J]. Heat Treatment of Metals，2010，35(3):83-87.)

[10] 王強，陳雪梅，張文光，等. A-100鋼開縫襯套孔擠壓強化殘余應力場[J]. 中國表面工程，2011，24(5):64-67.

(WANG Q，CHEN X M，ZHANG W G，etal. Residual stress induced by cold expansion with sleeve process of A-100 steel[J]. China Surface Engineering，2011，24(5):64-67.)

[11] 高玉魁，趙艷麗，仲政. 300M超高強度鋼孔擠壓強化殘余應力場的三維模擬分析[J]. 材料熱處理學報，2014，35(10):199-203.

(GAO Y K，ZHAO Y L，ZHONG Z. Three-dimensional finite element simulation of residual stress fields for 300M ultrahigh strength steel induced by hole cold expansion[J]. Transactions of Materials and Heat Treatment，2014，35(10):199-203.)

[12] VIVEROS K C, AMBRIZ R R, AMROUCHE A,etal. Cold hole expansion effect on the fatigue crack growth in welds of a 6061-T6 aluminum alloy [J]. Journal of Materials Processing Technology, 2014, 11:2606-2616.

[13] DANIEL H S, MICHAEL R，HILL J C，etal. Correlation of one-dimensional fatigue crack growth at cold-expansion holes using linear fracture mechanics and superposition [J]. Engineering Fracture Mechanics, 2011, 78(7):1389-1406.

(責任編輯：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，主要從事直升機旋翼系統設計，(E-mail)ygy17903719@avic.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.6.011

TG115

A

1005-5053(2016)06-0068-06