噴丸強(qiáng)化對2XXX鋁合金疲勞壽命的影響

周 松，謝里陽，回 麗，張嘯塵，許 良

（1東北大學(xué) 機(jī)械工程與自動化學(xué)院，沈陽110004；（2沈陽航空航天大學(xué) 航空制造工藝數(shù)字化國防重點(diǎn)學(xué)科實驗室，沈陽110136）

航空2XXX鋁合金由于強(qiáng)度高、質(zhì)量輕、韌性好、切削加工性能好等特性，可以滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全設(shè)計、經(jīng)濟(jì)等方面的要求，是目前飛機(jī)上的主要結(jié)構(gòu)材料。但是，飛機(jī)在實際服役過程中由于經(jīng)常受到潮濕空氣，SO2和鹽霧等腐蝕環(huán)境而導(dǎo)致其發(fā)生失效事故，主要表現(xiàn)為疲勞斷裂和應(yīng)力腐蝕開裂等［1］。因此，在實際應(yīng)用中，通過表面強(qiáng)化處理來提高材料的應(yīng)力腐蝕抗力和疲勞性能顯得尤為重要。工程上有多種表面強(qiáng)化工藝，如表面噴丸強(qiáng)化、表面化學(xué)熱處理、表面冷作變形、表面離子注入、表面激光處理等，其中表面噴丸強(qiáng)化在工程中應(yīng)用最廣泛，它具有設(shè)備簡單、操作方便、節(jié)能省時、成本低廉、效果顯著、適應(yīng)面廣等優(yōu)點(diǎn)［2－5］。國內(nèi)外許多學(xué)者關(guān)于噴丸強(qiáng)化對材料疲勞性能等方面的影響做了大量的研究，Rodopoulos等［6］研究了噴丸工藝對鋁合金高、低周疲勞壽命與裂紋擴(kuò)展速率的影響，并使疲勞性能達(dá)到最優(yōu)。Kazuyuki［7］對比了采用細(xì)粒噴丸與傳統(tǒng)噴丸工藝試樣裂紋萌生部位的不同，研究細(xì)粒噴丸對鋁合金增壽的影響。GAO等［8］研究噴丸強(qiáng)化對7475鋁合金小裂紋擴(kuò)展行為的影響，并基于小裂紋理論的裂紋閉合效應(yīng)對含殘余應(yīng)力的材料進(jìn)行壽命預(yù)測。Dalaei等［9］研究了噴丸強(qiáng)化對珠光體微合金鋼疲勞壽命的影響，較低的塑性應(yīng)變振幅提高了使用壽命，從小塑性應(yīng)變振幅中發(fā)現(xiàn)噴丸處理后疲勞壽命可以提高10倍以上。Liu等［10］研究了4種噴丸強(qiáng)化工藝對Mg－10Gd－3Y合金高周疲勞性能的影響，結(jié)果表明，對于Mg－10Gd－3Y合金，噴丸處理能引起不同程度的疲勞性能的增強(qiáng)。Klemenz等［11］和Mylonas等［12］應(yīng)用有限元法研究了噴丸強(qiáng)化過程以及殘余應(yīng)力，表面粗糙度和噴丸強(qiáng)化后材料表面的特征，建立了三維數(shù)值模型，預(yù)測了殘余應(yīng)力，并通過實驗測量驗證了計算結(jié)果，證明了所建立的模型對特殊機(jī)械表面處理的適用性。由研究結(jié)果可知，試樣經(jīng)過噴丸后，殘余壓應(yīng)力提高，位錯密度增大，從而使裂紋擴(kuò)展的動力降低及裂紋萌生位置發(fā)生改變。

目前，采用表面強(qiáng)化來改善表面完整性方面的研究幾乎都是關(guān)于材料鋼［3，13］和鈦合金［14，15］的，對于鋁合金的報道較少。本工作選用2XXX鋁合金材料為研究對象，對噴丸強(qiáng)化和未噴丸中心帶孔試樣進(jìn)行微觀組織分析、顯微硬度測試、殘余應(yīng)力測定和拉－拉疲勞實驗研究，并在室溫下用電子掃描顯微分析儀觀察疲勞斷口形貌并確定疲勞裂紋源位置。

1 實驗

1.1 實驗材料

2XXX鋁合金厚板的化學(xué)成分如表1所示?？估瓘?qiáng)度σb＝482MPa，屈服強(qiáng)度σp0.2＝354MPa，伸長率δ＝16.36%，彈性模量E＝68GPa。在母材上截取如圖1所示疲勞試樣，尺寸為300mm×40mm×8mm，然后對其進(jìn)行磨削加工。

表1 2XXX鋁合金的化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)／%）Table1 Chemical composition of 2XXX aluminum alloy（mass fraction／%）

圖1 疲勞試樣示意圖Fig.1 Diagram of the fatigue specimen

1.2 試樣噴丸處理

使用氣動設(shè)備對原始疲勞試樣進(jìn)行雙面噴丸處理。鑄鋼彈丸直徑為φ0.5mm，噴丸覆蓋率為100%，噴丸強(qiáng)度為0.2mm。

1.3 實驗方法

疲勞對比實驗中使用未噴丸和噴丸試樣各10件。在MTS 810－100KN電液伺服材料疲勞試驗機(jī)上進(jìn)行實驗，其靜態(tài)拉向示值相對誤差為±0.20%，動態(tài)拉向示值相對誤差為±1.86%（試驗機(jī)滿足HB5287的要求）。疲勞實驗按照 HB 5287—1996《金屬材料軸向加載疲勞實驗方法》進(jìn)行，實驗環(huán)境：空氣，實驗室溫度為（15±10）℃，濕度為RH＜50%，加載頻率為10Hz，加載波形為正弦波，最大應(yīng)力145MPa，應(yīng)力比為0.06。

用線切割方法，在圖1所示A位置切取10mm×10mm×8mm的試樣進(jìn)行顯微組織分析。使用GX51型金相顯微鏡觀察噴完后材料微觀組織；用HVS－1000A型數(shù)顯顯微硬度計測試試樣的顯微硬度；用KYKY－2800B型掃描電鏡觀察試樣的表面形貌；用TR240便攜式粗糙度測試儀測量噴丸前后試樣表面粗糙度。對不同狀態(tài)疲勞試樣各取3個進(jìn)行表面殘余應(yīng)力測試，測試用儀器為X－350A型X射線應(yīng)力測定儀，測試條件為CoKα靶材，（311）衍射晶面，側(cè)傾角為0～45°，X射線管電流為6.0mA，電壓為22kV，準(zhǔn)直管直徑為φ2mm。

2 結(jié)果與討論

2.1 表面粗糙度、表面形貌和顯微硬度

TR240測試結(jié)果：未噴丸試樣的表面粗糙度Ra為0.6～1.7μm，噴丸試樣的表面粗糙度Ra為7.1～7.8μm。噴丸和未噴丸試樣的表面形貌如圖2所示?？梢钥闯觯瑖娡韬笤嚇颖砻嫘纬纱笮〔痪鶆虻膲嚎?，大壓坑直徑約為500μm，小壓坑直徑約為100μm，且大小壓坑存在重疊連接現(xiàn)象。由圖2和粗糙度測試結(jié)果可知，未噴丸試樣的表面粗糙度Ra平均值較小，為1.2μm，其表面較為平整；而噴丸后的試樣表面粗糙度Ra平均值比較大，為7.5μm，是未噴丸試樣表面粗糙度的6.25倍。

圖2 未噴丸（a）和噴丸（b）試樣的表面形貌Fig.2 Surface morphologies of unpeened specimen（a）and shot peened specimen（b）

噴丸和未噴丸試樣的表面微觀組織如圖3所示?？梢钥闯觯磭娡柙嚇樱ハ骷庸ぃ┻吘壠秸?，而經(jīng)噴丸強(qiáng)化后，試樣的邊緣被壓縮，約有20μm的變形層，邊緣晶粒產(chǎn)生滑移，有些被壓痕隔成兩段，但晶界連續(xù)，未發(fā)生再結(jié)晶。

圖3 未噴丸（a）和噴丸（b）試樣的表面微觀組織Fig.3 Surface microstructures of unpeened specimen（a）and shot peened specimen（b）

利用HVS－1000A數(shù)顯顯微硬度計對噴丸和未噴丸試樣的顯微硬度進(jìn)行測量，2XXX鋁合金未噴丸試樣的平均硬度為138HV，經(jīng)過噴丸后試樣的平均硬度為154HV，是未噴丸試樣的1.12倍，這說明噴丸強(qiáng)化對試樣表層材料有硬化作用。這是由于噴丸強(qiáng)化后2XXX鋁合金表層發(fā)生塑性形變，致使表層晶粒產(chǎn)生滑移，增加了亞晶粒內(nèi)位錯密度（即表層晶粒的形狀和位置發(fā)生了變化），從而提高了表面硬度。

2.2 殘余應(yīng)力分析

由于試樣在拉－拉疲勞載荷作用下，其試樣開孔部位所受應(yīng)力最大（開孔部位應(yīng)力集中系數(shù)最大），而疲勞裂紋往往在應(yīng)力最大集中處萌生。分別對噴丸與未噴丸疲勞試樣在該處（孔的表面）的表面殘余應(yīng)力進(jìn)行了測試。未噴丸試樣的表面殘余壓應(yīng)力平均值為41MPa，噴丸試樣的表面殘余壓應(yīng)力平均值為158MPa，是未噴丸的3.85倍。這主要是由于經(jīng)過噴丸后試樣的表面產(chǎn)生了塑形變形（約20μm），致使表面晶?；坪臀诲e密度增加，從而增加了試樣的表面殘余壓應(yīng)力。

2.3 疲勞壽命分析

分別對噴丸與未噴丸試樣進(jìn)行拉－拉疲勞實驗，結(jié)果如表2所示?？芍杏行г嚇泳陬A(yù)制損傷處斷裂。

通常鋁合金材料疲勞性能觀測值服從正態(tài)分布規(guī)律。圖4為試樣的疲勞壽命分布概率密度圖?？梢钥闯?，未噴丸試樣的疲勞壽命分布密度函數(shù)曲線窄而高，而噴丸后的試樣疲勞壽命分布密度函數(shù)曲線則寬而低，且噴丸后的曲線在未噴丸的右邊，說明噴丸強(qiáng)化后試樣的壽命普遍高于未噴丸試樣，未噴丸試樣的壽命相比噴丸的要集中。

表2 噴丸和未噴丸試樣的疲勞實驗結(jié)果Table2 Results of the fatigue experiments of shot peened specimen and unpeened specimen

圖4 試樣的疲勞壽命分布概率密度圖Fig.4 The life probability density function distribution of specimens

根據(jù)表2數(shù)據(jù)及式（1）～（4）分別計算噴丸和未噴丸子樣的平均值、標(biāo)準(zhǔn)差s、方差s2和子樣變異系數(shù)Cv。

式中：Ni為試樣的疲勞壽命；xi為對數(shù)疲勞壽命；N50為中值疲勞壽命；n為樣本個數(shù)。

噴丸 試 樣：n1＝10，1＝5.47336，s21＝0.005701，s1＝0.07551，Cv1＝0.013795，N50＝297413。

未噴丸試樣：n1＝10，2＝5.25097，s22＝0.003134，s2＝0.05599，Cv2＝0.010662，N50＝178226。

可知，噴丸的中值疲勞壽命是未噴丸的1.67倍。

若取置信度γ＝95%，存活率P＝99.9%，誤差限度σmax＝5%，則由最少觀測值個數(shù)表查得噴丸試樣和未噴丸試樣至少需要5個觀測值。本實驗各取得10個數(shù)據(jù)，表明觀測值個數(shù)已足夠。

取存活率（可靠度）為99.9%，對應(yīng)99.9%可靠度的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布偏量up＝－3.090，則

根據(jù)式（6），（7）計算，可得99.9%的存活率、95%的置信度、相對誤差不超過±5%下噴丸及未噴丸的安全壽命：

可知，在99.9%存活率下，噴丸試樣的安全壽命是未噴丸試樣的1.45倍。

2.4 疲勞斷口分析

疲勞斷裂試樣的斷口分析如圖5所示。未噴丸斷裂的所有試樣，其疲勞裂紋源多數(shù)為一個（圖5（a）），有兩個試樣的疲勞源為兩個，經(jīng)過噴丸強(qiáng)化后疲勞裂紋源為單源（圖5（b）），兩種試樣的疲勞源都位于表面缺口最大應(yīng)力集中處。由圖5可知，疲勞裂紋呈扇形，由疲勞源處向兩邊呈一定角度擴(kuò)展，最后導(dǎo)致斷裂，缺口根部區(qū)域的疲勞斷面上多呈滑移解理特征，疲勞條紋很少（圖5（a－1），（a－2），（b－1），（b－2）），滑移解理區(qū)沿裂紋走向呈細(xì)小條狀，進(jìn)一步觀察發(fā)現(xiàn)，沿拉長晶界多有垂直于主裂紋面走向的二次裂紋，某些部位尚有顯微孔洞。

圖5 試樣疲勞斷口SEM圖（a）未噴丸試樣；（b）噴丸試樣；（1）左側(cè)疲勞源；（2）右側(cè)疲勞源Fig.5 Fatigue fracture surfaces images of specimens by SEM（a）unpeened specimen；（b）peened specimen；（1）left fatigue source；（2）right fatigue source

噴丸能提高鋁合金疲勞壽命的主要原因是，鋁合金表面噴丸后產(chǎn)生的塑形變形導(dǎo)致材料表面殘余壓應(yīng)力，硬度的提高以及位錯密度增大。當(dāng)零件表面上已存在某種損傷，缺陷或微裂紋時，在疲勞拉－拉應(yīng)力作用下，這種損傷、缺陷和微裂紋很有可能成為裂紋源，但只有當(dāng)外加最大拉應(yīng)力在裂紋尖端引起的應(yīng)力強(qiáng)度幅值大于或等于材料本身的臨界應(yīng)力強(qiáng)度幅值時，裂紋才開始擴(kuò)展。而噴丸強(qiáng)化引入的殘余壓應(yīng)力使得外加拉應(yīng)力與殘余壓應(yīng)力疊加合成的最大“有效拉應(yīng)力”降低，即間接提高了材料本身疲勞裂紋萌生的臨界應(yīng)力強(qiáng)度幅值，而且能使零件承受的最大“有效拉應(yīng)力”由表面移至次表面。因此，零件表面經(jīng)過噴丸強(qiáng)化處理后所產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力致使疲勞裂紋源萌生于次表面，當(dāng)拉應(yīng)力幅值小于殘余壓應(yīng)力時（即最大有效拉應(yīng)力為負(fù)值），零件表面處于壓應(yīng)力狀態(tài)；當(dāng)拉應(yīng)力水平低于材料的疲勞強(qiáng)度極限時，零件所處的這種應(yīng)力狀態(tài)將阻礙表面疲勞裂紋源的萌生，延長疲勞裂紋源的萌生期，提高零件的疲勞壽命。

3 結(jié)論

（1）噴丸強(qiáng)化后試樣與未噴丸試樣相比，表面粗糙度是未噴丸試樣的6.25倍，顯微硬度是未噴丸試樣的1.12倍，殘余壓應(yīng)力是未噴丸試樣的3.85倍。

（2）噴丸能提高鋁合金試樣的疲勞壽命，其中值疲勞壽命是未噴丸的1.67倍，主要原因是殘余壓應(yīng)力的提高和位錯密度的增大。

（3）在99.9%存活率下，噴丸的安全壽命是未噴丸的1.45倍。

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