二次孔擠壓強化對TB6鈦合金疲勞性能的影響

羅學昆，艾瑩珺，王 欣，王 強， 宋穎剛，湯智慧，趙振業

(1．中國航發北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空重點實驗室，北京 100095)

二次孔擠壓強化對TB6鈦合金疲勞性能的影響

羅學昆1,2，艾瑩珺1,2，王 欣1,2，王 強1,2， 宋穎剛1,2，湯智慧1,2，趙振業1

(1．中國航發北京航空材料研究院，北京 100095;2．中國航發北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空重點實驗室，北京 100095)

為了提高TB6鈦合金耳片孔的疲勞抗力，研究二次孔擠壓強化對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、顯微硬度計及金相顯微鏡等儀器對孔壁表面完整性進行分析，探討二次孔擠壓強化對疲勞壽命的增益機制。結果表明：相比過盈配合試樣，二次孔擠壓強化耳片孔試樣的軸向拉伸疲勞壽命顯著提高；經二次孔擠壓強化后，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力場和組織強化層；孔壁表面完整性的改善對微動疲勞壽命的增益具有重要作用。

孔擠壓；鈦合金；疲勞壽命；殘余應力場；硬度

TB6鈦合金是一種具有優異綜合力學性能的高強鈦合金，被廣泛應用于直升機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?？淄ㄟ^襯套與其他部件相連接。在服役過程中，孔邊存在顯著的應力集中，而且襯套與孔壁之間會發生微動磨損，導致鈦合金連接孔結構存在較高的接觸疲勞破壞風險?？妆谛柽M行表面強化處理，滿足漿轂中央件高可靠和長壽命的需求。

目前鈦合金中央件連接孔主要采用過盈裝配方法，但是該方法存在強化效果差、容易對孔壁產生損傷等缺陷[4]?？桌鋽D壓強化具有工藝簡單、強化效果顯著等優點，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6061-T6鋁合金螺栓連接孔疲勞壽命的影響，結果表明，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TC4合金疲勞裂紋擴展行為的影響，發現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，經分析表明，孔邊殘余應力場大幅抑制了裂紋擴展速率[10]。TB6鈦合金作為一種高強鈦合金，具有較高的表面應力集中敏感性，因而對孔擠壓強化參數提出了更高的要求。目前，國內外對TB6鈦合金孔擠壓強化開展系統研究較少，鮮見相關報道。

本研究采用國產TB6鈦合金鍛件的耳片孔試樣，開發一種新型二次孔擠壓強化技術，先采用本體孔擠壓技術對孔壁進行冷擠壓，保證強化效果，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襯套進行擠壓，實現襯套與孔壁的緊密配合，減小襯套凸臺的變形。研究對比不同孔處理方法對試樣疲勞壽命的影響規律，通過對斷口、孔壁表面粗糙度、殘余應力、硬度和微觀組織的表征，分析孔強化增益機制。

1 實驗材料及方法

1.1實驗材料

原材料為TB6鈦合金鍛件，其常溫力學性能如表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，襯套內徑φ25.6 mm，外徑φ30.01 mm，終孔尺寸φ26 mm。該試樣尺寸與實際零件的耳片孔結構近似。

1.2實驗方法

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

第4～6工藝組用于三種典型孔加工方法的對比研究。其中，第4工藝組是過盈配合試樣，編號為D-1，D-2，D-3，D-4，D-5，孔壁經鉸削加工后，直接與襯套進行裝配；第5工藝組是“過盈配合+襯套擠壓”試樣，編號為E-1，E-2，E-3，E-4，E-5，孔壁經鉸削加工后，直接與襯套進行裝配，再用芯棒對襯套進行擠壓強化；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，試樣編號為F-1，F-2，F-3，F-4，F-5，先對鉸削加工好的孔進行本體孔擠壓強化，然后將襯套安裝在孔內，再用芯棒對襯套進行擠壓強化。

采用FT-200型孔擠壓試驗機進行孔擠壓。軸向加載疲勞實驗在MTS311-1000 kN疲勞試驗機上進行，參數如下：溫度T為20 ℃，應力比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，分析擠壓對孔結構疲勞性能的影響。采用TR200型觸針式粗糙度儀測量孔壁的粗糙度大小，每種試樣測量8個數據點后取平均值。采用HMAS-C1000SZA顯微硬度儀測量孔壁以下沿深度方向的硬度場，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射線應力測定方法》測定孔擠壓強化前后孔邊殘余應力場分布情況，測試條件為Ti Kα靶，定峰方法為交相關法，測試結果中“+”值代表拉應力，“-”值代表壓應力。

2 實驗結果

2.1疲勞性能

2.1.1 本體孔擠壓強化疲勞壽命

二次孔擠壓強化試樣的強化效果主要取決于孔壁的本體孔擠壓強化效果，首先研究不同擠壓過盈量對TB6鈦合金試樣疲勞壽命的影響規律。疲勞壽命結果如表2所示。由表2可知，與原始未強化試樣相比，孔擠壓強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比Table 2 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.1.2 襯套擠壓強化疲勞壽命

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)的最長疲勞壽命提高545%。

2.2表面粗糙度

表面粗糙度測試結果如表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[11]。原始試樣的耳片孔采用鉸削加工，鉸削后的孔內壁表面粗糙度Ra為0.825 μm。原始試樣經襯套過盈配合擠壓后，表面粗糙度Ra略有下降，達到0.702 μm；而將過盈配合試樣再經過襯套擠壓，粗糙度Ra又略有下降，約為0.694 μm。原始試樣經過本體孔擠壓后，試樣孔內壁表面粗糙度Ra顯著降低到0.306 μm。而將本體孔擠壓試樣再次進行襯套擠壓，孔內壁表面粗糙度進一步下降，下降到0.293 μm。以上結果表明，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比Table 3 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.3孔邊殘余應力場

孔擠壓試樣的孔邊殘余應力測量結果如圖2所示。實驗中所用X射線光斑為φ2 mm的圓斑，因此，所測殘余應力值是該光斑內材料的宏觀殘余應力值。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試樣的孔邊殘余應力為拉應力，應力值約為100～200 MPa；而“過盈配合+襯套擠壓” 工藝5試樣的孔邊在0～2 mm范圍內處于壓應力狀態，這表明，襯套擠壓可在孔邊產生約2 mm深度的殘余壓應力層。另外，本體孔擠壓工藝2試樣的孔邊在0～4 mm范圍內處于壓應力狀態，這說明，本體孔擠壓可在孔邊產生約4 mm深度的殘余壓應力層。對于“本體孔擠壓+襯套擠壓”工藝6試樣，孔邊殘余壓應力層可達約5 mm的深度。以上數據表明，二次孔擠壓后，TB6鈦合金試樣耳片孔邊形成了深度約5 mm的殘余壓應力層。

表4 孔擠壓前后孔內壁表面粗糙度對比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生了嚴重的塑性變形，初生α相被擠壓變形，并沿著45°方向被拉長。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100%以上。以上結果表明，經孔擠壓后，在孔內壁表層的發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，芯棒和襯套對孔壁的擠壓作用使孔壁發生了塑性變形，形成了一定深度的組織強化層。

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壁，裂紋斷裂方向與主應力方向基本垂直。兩者均為典型的疲勞斷口，呈現疲勞源區、裂紋擴展區和瞬斷區3個特征區域，裂紋擴展區存在典型的疲勞條帶，瞬斷區表現出韌窩特征。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，通過對比原始試樣和孔擠壓試樣的斷口，可以發現兩者的特征區域存在諸多不同點：1) 疲勞源區均位于試樣耳片孔內壁，過盈配合試樣呈現多源特征，而二次孔擠壓試樣呈現單源特征，源區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摩擦所致，過盈配合試樣表面凹坑區域面積明顯大于二次孔擠壓試樣凹坑區域面積，說明二次孔擠壓后孔壁得到了顯著強化，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疲勞抗力。

3 討論

疲勞起源的方式與試樣的受力狀態、表面應力集中程度等因素密切相關。對于承受拉-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力值最大，而該截面與耳片孔交線處的孔壁應力集中系數最高，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及力學性能不同，兩者之間發生微動摩擦，在接觸壓應力的長期不斷反復作用下引起接觸疲勞，表面出現許多針狀或痘狀的凹坑，導致局部應力集中系數顯著增加，容易誘發疲勞源在凹坑處產生。

對于過盈配合試樣，由于孔壁未經強化，多處凹坑均可能誘發疲勞源形核與擴展，試樣呈現多源分布特征。而對于經過二次孔擠壓強化的耳片孔試樣，表層金屬發生塑性變形(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)，孔壁表面抗微動磨損的能力提高，疲勞源呈現單源分布的特征。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個方面的作用：

(1)孔擠壓強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化層(見圖3)?？讛D壓過程中，晶粒沿著變形方向被拉長，說明孔壁表層金屬發生了劇烈塑性變形，而且越靠近表層，變形越劇烈。此變形過程會使晶粒內部產生大量位錯，位錯之間由于發生交互作用，相互纏結形成高密度位錯胞狀結構[14]。在疲勞裂紋擴展過程中，這些位錯胞可以釘扎位錯，阻止滑移，進而減小裂紋萌生和擴展速率，延長試樣疲勞壽命。

(4)孔周邊形成了高幅、深層的殘余壓應力場(見圖2)?？讛D壓在金屬表面產生高密度、均勻分布的位錯，引起原子點陣結構畸變，宏觀上表現為高幅殘余壓應力。研究表明，表面殘余壓應力是增強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，殘余壓應力能夠抵消一部分外加拉應力載荷，有效降低孔壁表面的拉應力水平，提高了疲勞裂紋萌生壽命。

4 結論

(1)相比過盈配合，二次孔擠壓強化可以大幅度提高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生形變強化，形成深度約2 mm的硬化層和深度約5 mm的殘余壓應力層。

(3)二次孔擠壓強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力層和組織強化層，可以有效地抑制裂紋的萌生和擴展，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項目資助

羅學昆(1987—)，男，博士，工程師，研究方向為金屬零件的抗疲勞表面強化技術，(E-mail)luoxuekun1987@163.com。