二次孔挤压强化对TB6钛合金疲劳性能的影响

罗学昆，艾莹珺，王 欣，王 强， 宋颖刚，汤智慧，赵振业

(1．中国航发北京航空材料研究院，北京 100095;2．中国航发北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空重点实验室，北京 100095)

二次孔挤压强化对TB6钛合金疲劳性能的影响

罗学昆1,2，艾莹珺1,2，王 欣1,2，王 强1,2， 宋颖刚1,2，汤智慧1,2，赵振业1

(1．中国航发北京航空材料研究院，北京 100095;2．中国航发北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空重点实验室，北京 100095)

为了提高TB6钛合金耳片孔的疲劳抗力，研究二次孔挤压强化对TB6钛合金耳片孔试样疲劳寿命的影响，采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线衍射仪、显微硬度计及金相显微镜等仪器对孔壁表面完整性进行分析，探讨二次孔挤压强化对疲劳寿命的增益机制。结果表明：相比过盈配合试样，二次孔挤压强化耳片孔试样的轴向拉伸疲劳寿命显著提高；经二次孔挤压强化后，孔壁表面完整性得到了显著改善；孔壁表面粗糙度显著下降；表层晶粒组织发生了明显的塑性变形；显微硬度显著提高；形成了较深的残余压应力场和组织强化层；孔壁表面完整性的改善对微动疲劳寿命的增益具有重要作用。

孔挤压；钛合金；疲劳寿命；残余应力场；硬度

TB6钛合金是一种具有优异综合力学性能的高强钛合金，被广泛应用于直升机主桨毂中央件的制备[1-3]。桨毂中央件是球柔性桨毂的核心部件，其受力情况复杂，除了要承受自身力和力矩作用外，还需要为其他部件提供安装连接孔。孔通过衬套与其他部件相连接。在服役过程中，孔边存在显著的应力集中，而且衬套与孔壁之间会发生微动磨损，导致钛合金连接孔结构存在较高的接触疲劳破坏风险。孔壁需进行表面强化处理，满足浆毂中央件高可靠和长寿命的需求。

目前钛合金中央件连接孔主要采用过盈装配方法，但是该方法存在强化效果差、容易对孔壁产生损伤等缺陷[4]。孔冷挤压强化具有工艺简单、强化效果显著等优点，成为提高螺栓连接孔疲劳抗力的重要途径[5-7]。Yuan等研究表明，孔挤压强化可将TC4钛合金开孔试样的疲劳寿命提高1.7～2.2倍[8]。Wang等研究了孔挤压对6061-T6铝合金螺栓连接孔疲劳寿命的影响，结果表明，与未挤压试样相比，孔挤压试样的疲劳寿命提高2.47倍[9]。Yan等研究了孔挤压对TC4合金疲劳裂纹扩展行为的影响，发现孔挤压试样的疲劳寿命是未挤压试样疲劳寿命的1.5～3.0倍，经分析表明，孔边残余应力场大幅抑制了裂纹扩展速率[10]。TB6钛合金作为一种高强钛合金，具有较高的表面应力集中敏感性，因而对孔挤压强化参数提出了更高的要求。目前，国内外对TB6钛合金孔挤压强化开展系统研究较少，鲜见相关报道。

本研究采用国产TB6钛合金锻件的耳片孔试样，开发一种新型二次孔挤压强化技术，先采用本体孔挤压技术对孔壁进行冷挤压，保证强化效果，然后安装衬套(衬套与孔为间隙配合)，再通过一定过盈量的芯棒对衬套进行挤压，实现衬套与孔壁的紧密配合，减小衬套凸台的变形。研究对比不同孔处理方法对试样疲劳寿命的影响规律，通过对断口、孔壁表面粗糙度、残余应力、硬度和微观组织的表征，分析孔强化增益机制。

1 实验材料及方法

1.1实验材料

原材料为TB6钛合金锻件，其常温力学性能如表1所示。

疲劳试样采用两端带孔的耳片试样，疲劳试样沿锻件长度方向切取，其形状与尺寸如图1所示。

表1 TB6钛合金的力学性能(20 ℃)Table 1 Mechanical properties of TB6 titanium alloy(20 ℃)

初孔尺寸为φ30 mm，初孔公差为0～0.02 mm，衬套内径φ25.6 mm，外径φ30.01 mm，终孔尺寸φ26 mm。该试样尺寸与实际零件的耳片孔结构近似。

1.2实验方法

采用二次冷挤压的方式对耳片孔试样进行强化处理。所用试样分为6组，第1工艺组是原始未挤压强化试样，编号为A-1，A-2；第2工艺组是小过盈量的本体孔挤压强化试样，编号为B-1，B-2；第3工艺组是大过盈量的本体孔挤压强化试样，编号为C-1，C-2；以上三组用于确定第一次本体孔挤压的优化过盈量。

第4～6工艺组用于三种典型孔加工方法的对比研究。其中，第4工艺组是过盈配合试样，编号为D-1，D-2，D-3，D-4，D-5，孔壁经铰削加工后，直接与衬套进行装配；第5工艺组是“过盈配合+衬套挤压”试样，编号为E-1，E-2，E-3，E-4，E-5，孔壁经铰削加工后，直接与衬套进行装配，再用芯棒对衬套进行挤压强化；第6工艺组即二次孔挤压工艺，采用“本体孔挤压+衬套挤压”的方式，试样编号为F-1，F-2，F-3，F-4，F-5，先对铰削加工好的孔进行本体孔挤压强化，然后将衬套安装在孔内，再用芯棒对衬套进行挤压强化。

采用FT-200型孔挤压试验机进行孔挤压。轴向加载疲劳实验在MTS311-1000 kN疲劳试验机上进行，参数如下：温度T为20 ℃，应力比R为0.1，载荷频率f为5 Hz，外加最大载荷σmax为220 MPa。

采用APPLLO 300型扫描电镜(SEM)观察疲劳试样断口形貌，分析挤压对孔结构疲劳性能的影响。采用TR200型触针式粗糙度仪测量孔壁的粗糙度大小，每种试样测量8个数据点后取平均值。采用HMAS-C1000SZA显微硬度仪测量孔壁以下沿深度方向的硬度场，施加载荷为0.981 N；采用电火花切割方法将耳片孔试样沿孔径向切割成两部分，采用APPLLO 300扫描电镜观察孔边截面微观组织形貌。采用StressTech X3000型X射线衍射仪按照GB7704—2008《X射线应力测定方法》测定孔挤压强化前后孔边残余应力场分布情况，测试条件为Ti Kα靶，定峰方法为交相关法，测试结果中“+”值代表拉应力，“-”值代表压应力。

2 实验结果

2.1疲劳性能

2.1.1 本体孔挤压强化疲劳寿命

二次孔挤压强化试样的强化效果主要取决于孔壁的本体孔挤压强化效果，首先研究不同挤压过盈量对TB6钛合金试样疲劳寿命的影响规律。疲劳寿命结果如表2所示。由表2可知，与原始未强化试样相比，孔挤压强化试样的疲劳寿命得到了显著提升。本研究采用中等过盈量的工艺作为优化本体孔挤压工艺。

表2 不同过盈量处理工艺的疲劳寿命对比Table 2 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.1.2 衬套挤压强化疲劳寿命

第4～6工艺组的疲劳寿命如表3所示。由表3可知，相比过盈配合试样，“过盈配合+衬套挤压”组试样的疲劳性能得到显著提升，平均疲劳寿命提高293%，最短疲劳寿命试样(56700周次)比过盈配合试样的最长疲劳寿命(22000周次)提高158%。

另外，“本体孔挤压+衬套挤压”组试样的疲劳性能提高更为显著。相比过盈配合试样，平均疲劳寿命提高6783%，最短疲劳寿命试样(142000周次)比过盈配合试样(22000周次)的最长疲劳寿命提高545%。

2.2表面粗糙度

表面粗糙度测试结果如表4所示。Ra是能够最完整和全面地表征零件表面轮廓特征的参数[11]。原始试样的耳片孔采用铰削加工，铰削后的孔内壁表面粗糙度Ra为0.825 μm。原始试样经衬套过盈配合挤压后，表面粗糙度Ra略有下降，达到0.702 μm；而将过盈配合试样再经过衬套挤压，粗糙度Ra又略有下降，约为0.694 μm。原始试样经过本体孔挤压后，试样孔内壁表面粗糙度Ra显著降低到0.306 μm。而将本体孔挤压试样再次进行衬套挤压，孔内壁表面粗糙度进一步下降，下降到0.293 μm。以上结果表明，孔挤压过程可以显著降低孔壁的表面粗糙度。

表3 不同处理工艺的疲劳寿命对比Table 3 Comparison of fatigue life with different processing methods

2.3孔边残余应力场

孔挤压试样的孔边残余应力测量结果如图2所示。实验中所用X射线光斑为φ2 mm的圆斑，因此，所测残余应力值是该光斑内材料的宏观残余应力值。图2中孔边距离(横轴方向)为X射线光斑圆心到孔边的最小径向距离。由图2可知，过盈配合工艺4试样的孔边残余应力为拉应力，应力值约为100～200 MPa；而“过盈配合+衬套挤压” 工艺5试样的孔边在0～2 mm范围内处于压应力状态，这表明，衬套挤压可在孔边产生约2 mm深度的残余压应力层。另外，本体孔挤压工艺2试样的孔边在0～4 mm范围内处于压应力状态，这说明，本体孔挤压可在孔边产生约4 mm深度的残余压应力层。对于“本体孔挤压+衬套挤压”工艺6试样，孔边残余压应力层可达约5 mm的深度。以上数据表明，二次孔挤压后，TB6钛合金试样耳片孔边形成了深度约5 mm的残余压应力层。

表4 孔挤压前后孔内壁表面粗糙度对比Table 4 Comparison of surface roughness of hole wall before and after double cold expansion of hole

2.4孔壁微观组织

图3(a)和(b)分别为未挤压原始(第1工艺组)试样和“本体孔挤压+衬套挤压”(第6工艺组)试样的孔内壁横截面金相照片。TB6钛合金属于近β钛合金，显微组织由α+β两相构成，颜色较深的为初生α相。未挤压试样孔壁为铰削加工，塑性变形层厚度≤2 μm，表层初生α相与离表层较远处的初生α相形貌尺寸基本一致。

如图3(b)所示，二次孔挤压试样表层组织发生了严重的塑性变形，初生α相被挤压变形，并沿着45°方向被拉长。与基体的初生α相尺寸相比，离表面10 μm处的初生α相延伸率可达100%以上。以上结果表明，经孔挤压后，在孔内壁表层的发生了明显的扭曲变形，越靠近孔边，扭曲变形越厉害。在芯棒的周向和轴向挤压作用下，孔壁金属发生了剧烈的塑性变形，变形程度呈梯度变化。

图4为过盈配合试样和二次孔挤压试样横截面上从孔边到材料内部的硬度梯度分布曲线。由图4可知，过盈配合试样孔边没有形成硬化层，而二次孔挤压试样孔边形成了深度约2 mm的硬化层。这表明，芯棒和衬套对孔壁的挤压作用使孔壁发生了塑性变形，形成了一定深度的组织强化层。

2.5疲劳断口

过盈配合试样和二次孔挤压试样均断裂于耳片孔内壁，裂纹断裂方向与主应力方向基本垂直。两者均为典型的疲劳断口，呈现疲劳源区、裂纹扩展区和瞬断区3个特征区域，裂纹扩展区存在典型的疲劳条带，瞬断区表现出韧窝特征。图5为过盈配合疲劳试样D-2 (图5(a)～(c))和二次孔挤压试样F-5 (图5(d)～(e))的断口形貌。如图所示，通过对比原始试样和孔挤压试样的断口，可以发现两者的特征区域存在诸多不同点：1) 疲劳源区均位于试样耳片孔内壁，过盈配合试样呈现多源特征，而二次孔挤压试样呈现单源特征，源区位于接近孔边倒角处。2)过盈配合试样和二次孔挤压试样表面均存在大量材料被剥离形成的凹坑，这是由于加载过程中，衬套与孔壁间相互间的微动摩擦所致，过盈配合试样表面凹坑区域面积明显大于二次孔挤压试样凹坑区域面积，说明二次孔挤压后孔壁得到了显著强化，降低了表面材料磨损速率，从而减小了孔壁表面裂纹萌生概率，提高了孔壁表面的微动疲劳抗力。

3 讨论

疲劳起源的方式与试样的受力状态、表面应力集中程度等因素密切相关。对于承受拉-拉载荷的耳片孔试样，垂直于载荷方向的耳片孔截面所受应力值最大，而该截面与耳片孔交线处的孔壁应力集中系数最高，更容易萌生疲劳裂纹。另外，在疲劳加载服役过程中，由于孔壁和衬套的材质及力学性能不同，两者之间发生微动摩擦，在接触压应力的长期不断反复作用下引起接触疲劳，表面出现许多针状或痘状的凹坑，导致局部应力集中系数显著增加，容易诱发疲劳源在凹坑处产生。

对于过盈配合试样，由于孔壁未经强化，多处凹坑均可能诱发疲劳源形核与扩展，试样呈现多源分布特征。而对于经过二次孔挤压强化的耳片孔试样，表层金属发生塑性变形(见图3)，孔壁表面硬度值增大，形成了一定深度的硬化层(见图4)，孔壁表面抗微动磨损的能力提高，疲劳源呈现单源分布的特征。相比过盈配合试样，二次孔挤压试样的疲劳寿命显著提高，其原因主要得益于以下4个方面的作用：

(1)孔挤压强化显著降低了孔壁表面粗糙度(见表3)。研究表明，表面粗糙度越大，越容易引起局部应力集中，从而提高疲劳裂纹的萌生概率[12-13]。因此，表面粗糙度的降低有利于疲劳性能的提高。

(2)孔壁表面形成了一定深度的硬化层(见图4)，表面硬度增大，有利于降低表面微动摩擦磨损速率，提高接触疲劳抗力。

(3)孔壁表面形成了一定深度的组织强化层(见图3)。孔挤压过程中，晶粒沿着变形方向被拉长，说明孔壁表层金属发生了剧烈塑性变形，而且越靠近表层，变形越剧烈。此变形过程会使晶粒内部产生大量位错，位错之间由于发生交互作用，相互缠结形成高密度位错胞状结构[14]。在疲劳裂纹扩展过程中，这些位错胞可以钉扎位错，阻止滑移，进而减小裂纹萌生和扩展速率，延长试样疲劳寿命。

(4)孔周边形成了高幅、深层的残余压应力场(见图2)。孔挤压在金属表面产生高密度、均匀分布的位错，引起原子点阵结构畸变，宏观上表现为高幅残余压应力。研究表明，表面残余压应力是增强疲劳极限和减小疲劳缺口敏感性的主要因素[4,15-16]。在受载过程中，残余压应力能够抵消一部分外加拉应力载荷，有效降低孔壁表面的拉应力水平，提高了疲劳裂纹萌生寿命。

4 结论

(1)相比过盈配合，二次孔挤压强化可以大幅度提高TB6钛合金耳片孔试样的轴向拉伸疲劳寿命，二次孔挤压强化试样的平均疲劳寿命比过盈配合试样的平均疲劳寿命提高6783%。

(2)二次孔挤压强化可降低孔壁表面粗糙度，通过芯棒和衬套的两次挤压作用，可使孔壁表层以下组织发生形变强化，形成深度约2 mm的硬化层和深度约5 mm的残余压应力层。

(3)二次孔挤压强化显著改善了孔壁表面完整性。孔挤压降低了孔壁表面粗糙度，有利于减小孔壁的表面应力集中；提高了孔壁表面硬度，提高了接触疲劳萌生寿命；孔壁形成了残余压应力层和组织强化层，可以有效地抑制裂纹的萌生和扩展，显著提高了TB6钛合金耳片孔试样的轴向拉伸疲劳寿命。

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(责任编辑：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项目资助

罗学昆(1987—)，男，博士，工程师，研究方向为金属零件的抗疲劳表面强化技术，(E-mail)luoxuekun1987@163.com。