孔擠壓芯棒導端角對TC17鈦合金孔結構表面完整性及疲勞性能的影響

　　摘要：針對 TC17 鈦合金，研究芯棒導端角對孔結構擠壓強化效果的影響，表征不同導端角工藝參數下的孔擠壓強化后的表面完整性，測試原始及強化試樣的高溫低周疲勞壽命，分析疲勞斷口的形貌特征。結果表明：芯棒導端角對擠壓后表面粗糙度有顯著影響，擠壓過程中孔壁表層金屬塑性流動不均勻導致擠壓后孔壁殘余應力分布不均勻，擠壓出口端殘余應力幅值最大，且擠壓后孔壁具有一定深度的殘余壓應力梯度場。芯棒過盈量一定時，隨著芯棒后導端角的增大，疲勞壽命增大，后導端角為 8°時，強化后中值疲勞壽命增益可達 1.74 倍，強化效果最好，其最小循環(huán)壽命為 16331 次，高于原始試樣的最長循環(huán)壽命(13965 次)。強化后，不同導端角的裂紋起源均由孔壁中部多源型轉變?yōu)閿D壓進口端單源起裂特征。

　　馬世成; 王欣; 宋穎剛; 王強; 羅學昆; 許春玲; 湯智慧， 航空材料學報 發(fā)表時間：2021-08-01

　　關鍵詞：孔擠壓;導端角;TC17 鈦合金;疲勞壽命;殘余應力

　　TC17 鈦合金作為雙相鈦合金，由于其高強韌、低密度及較好的耐腐蝕性等優(yōu)點，被廣泛應用于制造航空發(fā)動機的壓氣機盤、風扇盤等重要部件[1-2]。由于輪盤與軸類零件連接、通油及通氣等功能的需求，需在輪盤上設置較多螺栓孔結構。孔作為材料的不連續(xù)區(qū)域，是輪盤上應力集中較為嚴重的部位，其在發(fā)動機交變載荷、高溫高壓載荷等多重作用下，極易誘發(fā)疲勞失效問題[3] ，影響發(fā)動機服役可靠性。因此，對輪盤孔結構進行表面強化非常重要。現有的表面強化手段主要包括噴丸[4] 、激光沖擊強化[5] 和孔擠壓[6] 等技術。高溫鈦合金表面大量采用噴丸工藝進行表面強化[7-8] ，但是針對小孔結構，噴丸工藝存在局限性，如噴丸可達性較差、殘余應力場深度小、噴丸表面較粗糙等。國內激光強化技術正嘗試應用于鈦合金發(fā)動機葉片的抗高周疲勞強化[9] ，但對于輪盤孔結構，在工藝可達性、激光強化層的一致性和均勻性等方面較差?？讛D壓強化由于操作簡單、效果顯著等優(yōu)勢，是提高孔結構疲勞性能的適宜技術。孔擠壓是利用一定過盈量的芯棒強行通過孔結構，在孔結構附近產生可控的周向塑性形變，引入殘余壓應力和位錯強化組織，且能夠在一定的高溫和機械載荷下保持一定的水平，因此可適用于提高發(fā)動機輪盤孔結構的疲勞性能。國內外對鈦合金、高溫合金、高強度鋼等材料進行了擠壓強化技術的研究?？讛D壓及其衍生的襯套擠壓強化技術已作為目前國際上應用最為廣泛的連接孔強化手段，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] 研究了不同擠壓過盈量對 TC17 孔結構疲勞壽命的影響，結果表明過盈量為 0.18 mm 時，相較于過盈量為 0.28 mm 和 0.38 mm 的試樣，強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)現在一定范圍內，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，而經擠壓強化后疲勞源趨向于分布在試樣次表面。王欣等[13] 、羅學昆等[14] 在高溫合金上開展孔擠壓強化技術研究，結果顯示孔擠壓強化可顯著提高高溫合金結構孔疲勞壽命。

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

　　1 實驗材料及方法

　　實驗材料為發(fā)動機輪盤用 TC17 高溫鈦合金，中心孔試樣在鈦合金盤鍛件上下料。根據輪盤上孔的受力特點，下料方向為徑向，試樣尺寸如圖 1 所示。初孔尺寸為 ?10.30 mm，初孔公差為 0～ 0.05 mm。TC17 鈦合金的成分及力學性能分別見表 1 和表 2。采用芯棒直接擠壓的方式對中心孔試樣進行擠壓強化，擠壓次數為 1 次。實驗所用試樣分為 4 組，其中包括(1)AR：原始未擠壓強化試樣組;(2)3°/3°：使用前導端角為 3°，后導端角為 3°的芯棒進行擠壓強化的試樣組;(3)3°/5°：使用前導端角為 3°，后導端角為 5°的芯棒進行擠壓強化的試樣組;(4)3°/8°：使用前導端角為 3°，后導端角為 8°的芯棒進行擠壓強化的試樣組。(2)、(3)、(4)組試樣擠壓前先用 MoS2 干膜潤滑劑涂覆孔周內壁， 200 ℃ 下保溫固化 1 h。使用配套好連接軸及鼻頂帽的拉拔槍，采用對應規(guī)格芯棒，對試樣依次進行擠壓強化，并標記擠壓進口端與出口端。

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

　　2 實驗結果與討論

　　2.1 芯棒導端角對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

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

　　對擠壓孔的孔壁進行白光干涉表面輪廓表征分析，孔壁經過軟件處理按半徑 R = 5.15 mm 展平，圖 3 為原始試樣及強化試樣的孔壁表面輪廓對比圖，圖上端為擠壓進口端，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較小。經過孔擠壓(圖 3(b)、(c)、(d))后，原始機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。不同導端角擠壓后孔壁具有相似的表面輪廓特征，即在進口端及出口端，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，說明該部位金屬堆積較少。表面輪廓線沿著進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。強化試樣孔壁輪廓起伏特征與芯棒擠壓過程中的表層金屬塑性流動有關。對于厚度為 5 mm 的鈦合金中心孔孔擠壓強化試樣，孔壁起伏可分為以下三個階段：(1)擠壓進口端：芯棒推擠孔壁表層金屬沿芯棒進給方向發(fā)生塑性流動，金屬堆積越來越嚴重，孔壁輪廓線沿著孔深方向增大，芯棒實際擠壓過盈量變大，導致擠壓力也變大;當金屬堆積到一定程度時，芯棒強行擠過該處，擠過后過盈量變小，擠壓力變小，孔壁輪廓線沿著孔深方向下降;(2)試樣中部：由于擠壓經過了進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：當芯棒繼續(xù)對孔壁進行推擠，孔壁表面金屬的塑性流動產生的金屬堆積再次增大，輪廓線升高，實際過盈量也增大，當金屬堆積累積到一定程度時，芯棒在拉拔槍的牽引下通過金屬堆積最大處，靠近出口端金屬約束較少，孔壁輪廓線高度快速下降。由此可以得出結論：(1)由孔壁輪廓可知，因孔壁表層金屬的堆積累積，擠壓過程中擠壓過盈量是動態(tài)變化的;(2)孔深為 5 mm 的 TC17 鈦合金中心孔試樣進口端和出口端金屬堆積較中部嚴重，且出口端金屬堆積較進口段堆積嚴重，這可能造成孔擠壓進口端和出口端殘余壓應力大;(3)對比不同導端角擠壓強化后表面輪廓，后導端角對擠壓后表面輪廓影響較小，而可能與芯棒前導端角影響較大。

　　2.1.2 孔壁殘余應力分布

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

　　孔擠壓工藝在孔壁引入的殘余壓應力是彈塑性變形相互作用的內應力，圖 5 為孔擠壓強化試樣孔壁中部殘余應力梯度分布。由圖 5 可知：(1)不同導端角芯棒擠壓后均在孔壁引入一定梯度分布的殘余壓應力;(2)3°/3°組、3°/5°組試樣應力梯度場呈倒鉤型分布，最大壓應力在次表層，3°/3°組最大殘余壓應力幅值可達 1114.68 MPa，且在一定深度 范 圍 內 保 持 相 當 水 平 的 殘 余 壓 應 力 ; ( 3)由3°/8°組可知，殘余壓應力在約 800 μm 深度處趨于平 緩 ， 因 此 ， 在 過 盈 量 為 0.18 mm 時 ， 孔 擠 壓 TC17 中心孔試樣的殘余應力影響區(qū)可達 0.8 mm。對比疲勞壽命與試樣殘余壓應力分布、應力梯度場分布可見，最表面殘余壓應力幅值對表面裂紋萌生有重要影響，最表面殘余壓應力幅值越大，試樣高溫疲勞壽命越長。

　　2.2 芯棒導端角對高溫低循環(huán)疲勞壽命的影響

　　圖 6 為 TC17 鈦合金原始試樣和三種導端角孔擠 壓 強 化 試 樣 疲 勞 壽 命 實 驗 結 果 。 根據 HB/Z 112—1986 中關于中值疲勞壽命的計算方法，求得原 始 試 樣 、 擠 壓 芯 棒 導 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;經過孔擠壓強化，導端角為 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，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);導端角為 3°/5°的試樣中值疲勞壽命估計量比原始試樣提高 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);導端角為 3°/8°的孔擠壓試樣中值疲勞壽命估計量比原始試樣提高 1.74 倍，強化效果最好，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：芯棒過盈量一定時，隨著芯棒后導端角的增大， 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 HB/Z 112—1986，求得原始試樣、導端角為 3°/3°、3°/5°和 3°/8°的孔擠壓試樣的數據分散度分別為 0.08、0.06、0.05 和 0.09，這表明，隨著芯棒導端角的增大，孔擠壓試樣的高溫低循環(huán)疲勞壽命數據分散性變大。

　　2.3 芯棒導端角對疲勞斷口的影響

　　圖 7 為原始試樣和不同導端角孔擠壓強化試樣的高溫低周疲勞斷口照片。原始試樣和孔擠壓強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)、小裂紋擴展區(qū)及大瞬斷區(qū)組成。原始未強化試樣裂紋起源于孔壁中部位置，呈現多源起裂的特點，如圖 7(a)所示。經過孔擠壓強化后，斷口特征從孔壁中部多源起裂轉變?yōu)閺臄D壓進口端單源起裂，如圖 7(b)、(c)、(d)所示。試樣未孔擠壓強化時，孔結構截面最小位置，受力最大，且孔表面存在機加工缺陷造成的局部應力集中，相較于試樣兩端倒角位置，其是疲勞裂紋的主要影響因素，在加載過程中，孔壁中部的應力集中部位易萌生裂紋，因此裂紋于孔壁中部位置起裂。試樣經過孔擠壓強化后，由圖 7(b)、(c)、(d)可知，裂紋均起源于擠壓進口端，由圖 3 及試樣內壁殘余應力測試結果可知，強化后孔壁鋸齒形貌的機加工刀痕被消除，應力集中程度降低，且進口端及出口端存在明顯的金屬塑性流動導致的堆積，這兩處的實際擠壓過盈量較大，強化試樣擠壓出口端殘余應力最大，擠壓進口端次之，試樣中部最小。強化后，進口端及出口端的結構應力集中對試樣疲勞裂紋的萌生占主導影響地位，因此擠壓試樣斷口裂紋均萌生于殘余壓應力幅值相對較低的進口端。強化試樣的裂紋擴展均以裂紋源為近似圓心，形成扇形形狀的擴展區(qū)，擴展區(qū)可見明顯的疲勞條帶，如圖 8(a)所示。芯棒導端角為 3°/3°、3°/5°和 3°/8°時，最大擴展距離分別約為 4.25 mm，3.91 mm，3.69 mm，芯棒過盈量一定時，擴展區(qū)最大擴展距離隨著芯棒后導端角的增大而變小，對比芯棒擠壓導端角與疲勞壽命的關系可知，孔擠壓時芯棒導端角參數變化對孔結構的疲勞裂紋擴展壽命影響較大。斷口瞬斷區(qū)具有明顯的瞬斷韌窩形貌，如圖 8(b)所示。

　　3 結論

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

　　(2)擠壓過程中，孔壁表層金屬會發(fā)生不均勻塑性流動堆積，因此擠壓過程中實際擠壓過盈量亦是動態(tài)變化的，進而造成擠壓后孔壁表面輪廓及殘余應力分布不均勻。

　　(3)擠壓強化后，出口端金屬塑性流動堆積最大，較大的實際擠壓過盈量造成該處殘余壓應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力，所以，疲勞裂紋起源于結構應力集中系數較高且殘余壓應力幅值較低的擠壓進口端，擴展區(qū)呈扇面進行擴展，最終瞬斷。