GH4169高溫合金車(chē)削表面完整性對(duì)疲勞性能的影響

武導(dǎo)俠，張定華，姚倡鋒

(西北工業(yè)大學(xué) 現(xiàn)代設(shè)計(jì)與集成制造技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

GH4169高溫合金車(chē)削表面完整性對(duì)疲勞性能的影響

武導(dǎo)俠，張定華，姚倡鋒

(西北工業(yè)大學(xué) 現(xiàn)代設(shè)計(jì)與集成制造技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

通過(guò)車(chē)削和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實(shí)驗(yàn)，研究直接時(shí)效態(tài)GH4169高溫合金車(chē)削進(jìn)給量對(duì)表面完整性的影響，以及表面完整性對(duì)疲勞壽命的影響。結(jié)果表明：當(dāng)進(jìn)給量f從0.2 mm/r減小到0.02 mm/r時(shí)，表面粗糙度Ra從1.497 μm減小到0.431 μm；表面殘余應(yīng)力從拉應(yīng)力狀態(tài)逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力狀態(tài)；表面塑性變形層從8 μm減小到2 μm左右；表面應(yīng)力集中系數(shù)是GH4169疲勞壽命的主要影響因素，隨著表面應(yīng)力集中系數(shù)增大，疲勞壽命顯著下降；在實(shí)驗(yàn)參數(shù)范圍內(nèi)，當(dāng)f=0.13 mm/r時(shí)，可獲得好的表面完整性，表面應(yīng)力集中系數(shù)Kst為1.166，表面顯微硬度為405.27HV0.025，表面殘余應(yīng)力為82.08 MPa，獲得的平均疲勞壽命為6.98×104周次；車(chē)削表面疲勞斷口具有多源疲勞斷裂特征，疲勞源起始于試件加工表面的缺陷處。

GH4169合金；表面應(yīng)力集中系數(shù)；殘余應(yīng)力；顯微硬度；疲勞壽命

GH4169高溫合金(國(guó)外牌號(hào)為Inconel 718)是以fcc奧氏體為基，以γ″-Ni3Nb為主要強(qiáng)化相，并輔以γ′-Ni3(Al，Ti，Nb)強(qiáng)化的鎳基高溫合金[1]。GH4169高溫合金具有優(yōu)異的高溫強(qiáng)度、抗氧化、抗蠕變、抗腐蝕能力和良好的疲勞特性。尤其在650 ℃高溫下，其力學(xué)性能具有很好的穩(wěn)定性，能夠在600～1200 ℃下承受一定的工作壓力；因此，GH4169高溫合金被廣泛地制造工作葉片、導(dǎo)向葉片、渦輪盤(pán)和燃燒室等[2]。

表面完整性是指零件加工所形成的表面和表層特征，包括表面粗糙度、表面形貌、表面應(yīng)力集中系數(shù)、殘余應(yīng)力、顯微硬度、微觀組織等?，F(xiàn)有研究表明，高強(qiáng)度合金構(gòu)件具有明顯的疲勞強(qiáng)度應(yīng)力集中敏感性，高強(qiáng)度構(gòu)件疲勞失效中80%以上的裂紋從加工刀痕、劃傷或夾雜物等缺陷處起始[3-4]。表面完整性的優(yōu)劣對(duì)于構(gòu)件的疲勞性能有著重要的影響，在高強(qiáng)度合金的加工中必須重視對(duì)表面完整性的控制。

Thakur等[5]應(yīng)用K20硬質(zhì)合金刀具高速切削Inconel 718時(shí)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)切削速率vc介于45～55 m/min之間，進(jìn)給量f為0.08 mm/r時(shí)，得到最佳的表面質(zhì)量。Akhtar[6]發(fā)現(xiàn)小的切削進(jìn)給量，中等的切削速率和切削深度可獲得較好的GH4169表面完整性。劉維偉等[7]發(fā)現(xiàn)GH4169的表面粗糙度隨車(chē)削速度的增加而減小，隨進(jìn)給量和切削深度的增加而增大；減小進(jìn)給量，降低車(chē)削速率可減小殘余應(yīng)力；顯微硬度隨車(chē)削速率的增大而增加。Amini等[8]發(fā)現(xiàn)在使用陶瓷刀具高速切削Inconel 718時(shí)，切削速率與進(jìn)給速率對(duì)表面粗糙度的影響比切削深度要明顯許多，且在速率為200 m/min、進(jìn)給量為0.08 mm/r、切深為0.4 mm時(shí)得到最小粗糙度0.894 μm。Pawade等[9]研究發(fā)現(xiàn)，采用較高的切削速率，較低的進(jìn)給量和中等切深，并使用刃磨過(guò)的切削刃加工Inconel 718時(shí)，能保證已加工表面產(chǎn)生的是殘余壓應(yīng)力，亞表面具有明顯的加工硬化。Devillez等[10]研究了干切削Inconel 718的表面完整性，發(fā)現(xiàn)干切削時(shí)材料近表面出現(xiàn)最大拉應(yīng)力，殘余拉應(yīng)力層深較淺，隨著深度的增加，出現(xiàn)較深的壓應(yīng)力層，且峰值拉應(yīng)力隨著加工速度的增加而減小。姚倡鋒等[11]研究了GH4169合金車(chē)削過(guò)程中的殘余應(yīng)力場(chǎng)，發(fā)現(xiàn)刀具磨損致使表面圓周和進(jìn)給方向的殘余拉應(yīng)力峰值和表層殘余壓應(yīng)力峰值均增大。金潔茹等[12]研究發(fā)現(xiàn)隨著車(chē)削速率的增大，GH4169表面粗糙度減小，表層存在晶?；疲韺佑捕仍龃?，拉應(yīng)力先增大后減小。武導(dǎo)俠等[13]發(fā)現(xiàn)車(chē)削進(jìn)給量對(duì)GH4169表面粗糙度的影響最大；當(dāng)切削速率在190～230 m/min、進(jìn)給量在0.1～0.2 mm/r時(shí)，表面粗糙度Ra≤1.2 μm。楊茂奎等[14]研究發(fā)現(xiàn)在低周疲勞條件下，表面粗糙度是影響GH4169高溫合金疲勞壽命的主要因素。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)GH4169高溫合金的車(chē)削加工進(jìn)行了大量研究，并獲得了切削工藝參數(shù)對(duì)GH4169高溫合金表面粗糙度、殘余應(yīng)力和顯微硬度的影響規(guī)律。目前，車(chē)削表面完整性對(duì)GH4169疲勞壽命的綜合影響的研究較少。傳統(tǒng)研究將表面粗糙度作為評(píng)價(jià)表面形貌對(duì)疲勞壽命影響的重要指標(biāo)。相比表面粗糙度，表面應(yīng)力集中系數(shù)作為三維表面形貌的綜合評(píng)價(jià)指標(biāo)能更加精確地反映表面幾何形貌特征對(duì)疲勞壽命的影響。本研究以GH4169高溫合金為對(duì)象，進(jìn)行車(chē)削和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實(shí)驗(yàn)，研究GH4169合金車(chē)削工藝對(duì)表面完整性(表面粗糙度、表面應(yīng)力集中系數(shù)、殘余應(yīng)力、顯微硬度、微觀組織)的影響，以及表面完整性對(duì)疲勞壽命的影響。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

1.1實(shí)驗(yàn)材料與實(shí)驗(yàn)過(guò)程

采用直接時(shí)效態(tài)GH4169高溫合金。表1是GH4169高溫合金的化學(xué)成分。GH4169高溫合金的熱處理工藝為：鍛后水冷+720 ℃×8 h/以50 ℃/h爐冷到620 ℃×8 h空冷。材料熱處理后的力學(xué)性能見(jiàn)表2。為了研究車(chē)削表面完整性對(duì)GH4169高溫合金疲勞壽命的影響機(jī)制，采用光滑無(wú)缺口圓棒形疲勞試樣(Kt=1)進(jìn)行常溫下GH4169高溫合金的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命實(shí)驗(yàn)。疲勞試件形狀及尺寸設(shè)計(jì)如圖1所示，試件總長(zhǎng)52 mm，夾持部分直徑為6.25 mm，工作部分圓弧半徑為36 mm，最窄處直徑為4 mm。

表1 GH4169高溫合金化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)[4]Table 1 Chemical composition of GH4169 alloy (mass fraction/%)[4]

表2 GH4169高溫合金力學(xué)性能Table 2 Mechanical properties of GH4169 alloy

車(chē)削試樣表面采用數(shù)控車(chē)削技術(shù)，刀具采用牌號(hào)為VBMT160408-F1,CP2000的車(chē)刀，刀尖圓弧半徑為0.8 mm。固定機(jī)床主軸轉(zhuǎn)速n=1000 r/min，切削深度ap=0.2 mm。采用4種車(chē)削進(jìn)給量f，即0.2 mm/r (T1)，0.13 mm/r (T2)，0.06 mm/r (T3)，0.02 mm/r (T4)，獲得4種車(chē)削表面狀態(tài)。室溫疲勞壽命實(shí)驗(yàn)在QBWP-10000高頻旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。載荷900 MPa；加載頻率100 Hz，正弦波；應(yīng)力比R=-1；實(shí)驗(yàn)溫度為室溫。

1.2表面完整性及疲勞測(cè)試

表面粗糙度和三維表面形貌采用MarSurf XT 20接觸式輪廓儀進(jìn)行測(cè)量。測(cè)量表面粗糙度時(shí)，取樣長(zhǎng)度為0.8 mm，評(píng)估長(zhǎng)度為4 mm。每組疲勞試件測(cè)4條粗糙度輪廓求取平均值。測(cè)試三維表面形貌時(shí)，所選測(cè)量區(qū)域?yàn)? mm×1 mm。表層殘余應(yīng)力采用LXRD MG2000殘余應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試。X射線管為MnKα，布拉格角為151.88°，測(cè)試電壓25 kV，測(cè)試電流20 mA，光圈大小為φ1 mm，曝光時(shí)間為1 s，曝光次數(shù)為10次。采用電解拋光機(jī)對(duì)試樣進(jìn)行剝層，測(cè)試殘余應(yīng)力沿深度分布。表層顯微硬度采用FEM-8000顯微硬度測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試。實(shí)驗(yàn)加載力為0.245 N，飽載時(shí)間為10 s。微觀組織采用JSM-6360掃描電鏡進(jìn)行觀察。疲勞斷口采用場(chǎng)發(fā)射掃描電鏡Sigma 500進(jìn)行觀測(cè)。

2 結(jié)果與分析

2.1GH4169車(chē)削表面完整性

2.1.1 表面粗糙度和表面應(yīng)力集中系數(shù)

車(chē)削進(jìn)給量對(duì)表面粗糙度高度參數(shù)(Ra，Rq，Rz，Rt)和空間參數(shù)(Rs，Rsm)的影響規(guī)律如圖2所示。其中：Ra為輪廓算術(shù)平均偏差；Rq為輪廓均方根偏差；Rz為微觀不平度十點(diǎn)高度；Rt為輪廓峰谷總高度；Rs

為輪廓單峰平均間距；Rsm為輪廓微觀不平度平均間距。由圖2可知，當(dāng)車(chē)削進(jìn)給量從0.2 mm/r變化到0.02 mm/r時(shí)，表面粗糙度越來(lái)越小，其變化規(guī)律基本呈線性，Ra從1.497 μm減小到0.431 μm。由幾何因素可知，減小車(chē)削進(jìn)給量可降低已加工表面殘留面積的高度，同時(shí)也可以降低積屑瘤和鱗刺的高度，因而減小進(jìn)給量可以使表面粗糙度值減小。

不同車(chē)削工藝下GH4169高溫合金的表面形貌如圖3所示。在進(jìn)給方向上都呈現(xiàn)了有規(guī)律的波峰和波谷分布，這主要是因?yàn)檐?chē)削使用具有固定幾何形狀的單個(gè)切削刃來(lái)生成加工表面形貌。車(chē)削參數(shù)和切削刃幾何形狀共同決定了試件的表面形貌。圖3(a)中，表面存在嚴(yán)重的溝槽和耕犁現(xiàn)象，表面平均波峰高度和波谷深度分別為Rp=4.094 μm和Rv=3.363 μm。這主要是因?yàn)椴捎昧舜蟮倪M(jìn)給量0.2 mm/r。圖3(b)中，進(jìn)給量為0.13 mm/r時(shí)，表面形貌出現(xiàn)“雙波峰”現(xiàn)象，表面平均波峰高度和波谷深度分別為Rp=2.427 μm和Rv=2.953 μm。隨著進(jìn)給量的繼續(xù)減小，表面形貌沿進(jìn)給方向的溝槽分布越來(lái)越緊密，加工表面越來(lái)越平整。當(dāng)進(jìn)給量為0.02 mm/r時(shí)，表面波峰和波谷分布細(xì)密，表面平均波峰高度和波谷深度分別為Rp=1.169 μm和Rv=1.377 μm。

Arola[15]研究了表面紋理對(duì)疲勞的影響，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)表面粗糙度參數(shù)建立的加工表面應(yīng)力集中系數(shù)計(jì)算公式如下：

(1)

表3 表面完整性和平均疲勞壽命Table 3 Surface integrity and average fatigue lives

2.1.2 殘余應(yīng)力分布

不同車(chē)削工藝下GH4169高溫合金的殘余應(yīng)力分布如圖4所示，由圖4可以看出，試件X方向(軸向)的車(chē)削殘余應(yīng)力場(chǎng)出現(xiàn)明顯規(guī)律，而Y方向(周向)的殘余應(yīng)力基本無(wú)變化。在圖4(a)中，隨著進(jìn)給量的減小，表面殘余應(yīng)力從拉應(yīng)力變?yōu)閴簯?yīng)力狀態(tài)，且壓應(yīng)力層深度逐漸增加。當(dāng)進(jìn)給量為0.2 mm/r時(shí)，表面殘余應(yīng)力σr,sur=89.74 MPa，在表面下5 μm處出現(xiàn)殘余壓應(yīng)力最大值-211.21 MPa，殘余壓應(yīng)力層深度hr=25 μm。當(dāng)進(jìn)給量為0.13 mm/r時(shí)，表面殘余應(yīng)力σr,sur=82.08 MPa，殘余壓應(yīng)力最大值-234 MPa出現(xiàn)在表面下10 μm處，殘余壓應(yīng)力層深度hr=30 μm。當(dāng)進(jìn)給量減小到0.06 mm/r時(shí)，表面殘余應(yīng)力σr,sur=-231.37 MPa，在表面下10 μm處出現(xiàn)殘余壓應(yīng)力最大值-390.84 MPa，殘余壓應(yīng)力層深度hr=25 μm。當(dāng)進(jìn)給量為0.02 mm/r時(shí)，表面殘余應(yīng)力σr,sur=-640.03 MPa，最大殘余壓應(yīng)力出現(xiàn)在試件表面，殘余壓應(yīng)力層深度hr=55 μm。

2.1.3 微觀組織

圖5為不同車(chē)削工藝下GH4169高溫合金的微觀組織圖。所有工藝下微觀組織都可以觀察到沿晶界彌散分布的δ相，近表面均可觀察到沿刀具進(jìn)給方向的塑性變形層，這主要是由機(jī)械加工中的熱效應(yīng)和機(jī)械效應(yīng)引起的。當(dāng)應(yīng)力達(dá)到屈服強(qiáng)度后，材料便會(huì)發(fā)生塑性流動(dòng)，形成塑性變形層。在塑性變形層中，材料基體相和δ相均產(chǎn)生沿刀具進(jìn)給方向的晶粒拉長(zhǎng)和偏轉(zhuǎn)。進(jìn)給為0.2 mm/r時(shí)，塑性變形層深度hm=8 μm(圖5(a))。當(dāng)進(jìn)給減小到0.13 mm/r時(shí)，塑性變形層深度hm=6 μm(圖5(b))。隨著進(jìn)給量的進(jìn)一步減小，塑性變形層深度hm減小到2 μm左右(圖5(c)和(d))。

2.1.4 顯微硬度分布

圖6為不同車(chē)削工藝下GH4169高溫合金的顯微硬度分布。由圖6可知，四種車(chē)削工藝下，顯微硬度沿深度方向的分布規(guī)律基本一致，硬度最小值均出現(xiàn)在試件表面，表層存在明顯的軟化現(xiàn)象，沿深度方向硬度不斷增大，當(dāng)表面下深度達(dá)到25 μm左右時(shí)，顯微硬度趨于一個(gè)穩(wěn)定的波動(dòng)范圍，達(dá)到材料基體顯微硬度。四種工藝下的表面顯微硬度HVsur在382～409HV0.025之間，軟化層深度均為25 μm左右，軟化程度約為19%左右。這主要是因?yàn)镚H4169合金導(dǎo)熱系數(shù)小，在表層下5 μm左右區(qū)域聚積了過(guò)多的熱量，導(dǎo)致硬度下降。

2.2表面完整性對(duì)疲勞壽命的影響

圖7為不同車(chē)削工藝下GH4169合金的平均疲勞壽命。由圖7可以看出，不同工藝加工疲勞試件的疲勞壽命均具有較大分散性。采用0.13 mm/r的進(jìn)給量加工疲勞試件的壽命最高，其平均疲勞壽命表面完整性各項(xiàng)特征對(duì)疲勞壽命的影響如圖8所示。由圖8可以看出，對(duì)于車(chē)削加工GH4169高溫合金，其室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命隨表面粗糙度和表面應(yīng)力集中系數(shù)的增大而下降；隨表面顯微硬度的增大而提高。表面殘余應(yīng)力對(duì)疲勞壽命的影響不顯著。從圖8(a)和(b)可以看出，相比表面粗糙度，表面應(yīng)力集中系數(shù)能更加精確的反應(yīng)表面幾何形貌特征對(duì)疲勞壽命的影響。

Nf=6.98×104周次。與T1，T3和T4車(chē)削工藝相比，T2車(chē)削工藝條件下的平均疲勞壽命Nf分別提高了67%，8.9%和13.1%。不同加工條件下的表面完整性和平均疲勞壽命Nf如表3所示。

零件的疲勞壽命是表面完整性各項(xiàng)特征綜合作用的結(jié)果。圖9為表面完整性對(duì)疲勞壽命的綜合影響示意圖。由圖9可見(jiàn)，在常溫服役狀態(tài)下GH4169高溫合金車(chē)削加工，表面應(yīng)力集中系數(shù)是疲勞壽命的主要影響因素。隨著表面應(yīng)力集中系數(shù)的增大，疲勞壽命顯著下降。在實(shí)驗(yàn)參數(shù)范圍內(nèi)：當(dāng)f=0.13 mm/r時(shí)，表面應(yīng)力集中系數(shù)Kst最小為1.166；表面顯微硬度為405.27HV0.025；表面殘余應(yīng)力為82.08 MPa；獲得的平均疲勞壽命最高，為6.98×104周次。

2.3疲勞斷口分析

T2試件的疲勞斷口如圖10所示。疲勞斷口可以分為3個(gè)區(qū)域：疲勞裂紋萌生區(qū)域(Region 1)，疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)域(Region 2)，疲勞瞬斷區(qū)(Region 3)。由圖10(a)可見(jiàn)，GH4169合金車(chē)削表面疲勞斷口具有多源疲勞斷裂特征。裂紋源萌生區(qū)可觀察到光滑細(xì)膩的扇形小區(qū)域，疲勞裂紋從多個(gè)方向同時(shí)以角裂紋的形式向內(nèi)部擴(kuò)展，在斷口偏心處韌窩區(qū)逐漸匯合。由圖10(b)中可觀察到刀痕不連續(xù)，裂紋起源于表面加工缺陷處，可見(jiàn)疲勞壽命的分散性主要受樣品的表面加工狀態(tài)制約，改善試件的表面完整性，有助于降低疲勞壽命的分散性和提高疲勞壽命[16]。在圖10(c)中可觀察到大量明顯的疲勞條帶，疲勞條帶相互平行且垂直于疲勞應(yīng)力方向。圖10(d)中，試樣斷面分布有大量韌窩。

3 結(jié)論

(1)當(dāng)車(chē)削進(jìn)給量從0.2 mm/r減小到0.02 mm/r時(shí)，試件表面粗糙度呈線性下降趨勢(shì)，Ra從1.497 μm減小到0.431 μm；表面殘余應(yīng)力從拉應(yīng)力狀態(tài)逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力狀態(tài)；表面塑性變形層從8 μm減小到2 μm左右；加工表面均存在25 μm左右的軟化層。

(2)在常溫服役狀態(tài)下GH4169高溫合金車(chē)削加工，表面應(yīng)力集中系數(shù)是疲勞壽命的主要影響因素。隨著應(yīng)力集中系數(shù)的增大，疲勞壽命顯著下降。

(3)當(dāng)f=0.13 mm/r時(shí)，可獲得好的表面完整性，表面應(yīng)力集中系數(shù)Kst為最小值1.166；表面顯微硬度為405.27HV0.025；表面殘余應(yīng)力為82.08 MPa；獲得的平均疲勞壽命為6.98×104周次。

(4)車(chē)削表面疲勞斷口具有多源疲勞斷裂特征，疲勞源起始于試件加工表面的缺陷處。疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)可觀察到明顯的疲勞條帶和韌窩特征。

[1] 謝錫善，董建新，付書(shū)紅，等．γ″和γ′相強(qiáng)化的Ni-Fe基高溫合金GH4169的研究與發(fā)展[J]．金屬學(xué)報(bào)，2010，46(11)：1289-1302．

(XIE X S，DONG J X，F(xiàn)U S H，etal．Research and development of γ″ and γ′ strengthened Ni-Fe base superalloy GH4169[J]．Acta Metallurgica Sinica，2010，46(11)：1289-1302．)

[2] 齊歡．INCONEL 718(GH4169)高溫合金的發(fā)展與工藝[J]．材料工程，2012(8)：92-100．

(QI H．Review of Inconel 718 alloy：its history，properties，processing and developing substitutes[J]．Journal of Materials Engineering，2012(8)：92-100．)

[3] 趙振業(yè)．材料科學(xué)與工程的新時(shí)代[J]．航空材料學(xué)報(bào)，2016，36(3)：1-6．

(ZHAO Z Y．A new age of materials science and engineering[J]．Journal of Aeronautical Materials，2016，36(3)：1-6．)

[4] 謝孝昌，李旭東，湯春峰，等．直接時(shí)效對(duì)GH4169合金應(yīng)力集中敏感性的影響[J]．材料工程，2016，44(2)：88-93．

(XIE X C，LI X D，TANG C F，etal．Effect of direct aging on stress concentration sensitivity of GH4169 superalloy[J]．Journal of Materials Engineering，2016，44(2)：88-93．)

[5] THAKUR D G，RAMAMOORTHY B，VIJAYARAGHAVAN L．Study on the machinability characteristics of superalloy Inconel 718 during high speed turning[J]．Materials amp;Design，2009，30(5)：1718-1725．

[6] AKHTAR W，SUN J，CHEN W．Effect of machining parameters on surface integrity in high speed milling of super alloy GH4169/Inconel 718[J]．Materials and Manufacturing Processes，2016，31(5)：620-627．

[7] 劉維偉，李曉燕，萬(wàn)旭生，等．GH4169高速車(chē)削參數(shù)對(duì)加工表面完整性影響研究[J]．機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2013，32(8)：1093-1097．

(LIU W W，LI X Y，WAN X S，etal．The effects of turning parameters on machining surface integrity in high speed turning GH4169[J]．Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering，2013，32(8)：1093-1097．)

[8] AMINI S，F(xiàn)ATEMI M H，ATEFI R．High speed turning of Inconel 718 using ceramic and carbide cutting tools[J]．Arabian Journal for Science and Engineering，2014，39(3)：2323-2330．

[9] PAWADE R S，JOSHI S S，BRAHMANKAR P K．Effect of machining parameters and cutting edge geometry on surface integrity of high-speed turned Inconel 718[J]．International Journal of Machine Tools and Manufacture，2008，48(1)：15-28．

[10] DEVILLEZ A，LE C G，DOMINIAK S，etal．Dry machining of Inconel 718，workpiece surface integrity[J]．Journal of Materials Processing Technology，2011，211(10)：1590-1598．

[11] 姚倡鋒，陳廣超，劉超，等．GH4169車(chē)削過(guò)程的熱力耦合作用及殘余應(yīng)力場(chǎng)研究[J]．航空制造技術(shù)，2017，521(增刊1)：42-47．

(YAO C F，CHEN G C，LIU C，etal．Research on thermal-mechanical coupling and residual stress fied on turning GH4169[J]．Aeronautical Manufacturing Technology，2017，521(Suppl 1)：42-47．)

[12] 金潔茹，張顯程，涂善東，等．車(chē)削速度對(duì)GH4169加工表面完整性的影響[J]．中國(guó)表面工程，2015，28(3)：108-113．

(JIN J R，ZHANG X C，TU S D，etal．Effect of cutting speed on maching surface integrity of GH4169[J]．China Surface Engineering，2015，28(3)：108-113．)

[13] 武導(dǎo)俠，姚倡鋒，趙磊，等．陶瓷刀具車(chē)削GH4169表面粗糙度研究[J]．航空制造技術(shù)，2012，415(19)：70-72．

(WU D X，YAO C F，ZHAO L，etal．Study on surface roughness in turning GH4169 superalloy by using ceramic tool[J]．Aeronautical Manufacturing Technology，2012，415(19)：70-72．)

[14] 楊茂奎，任敬心．加工表面完整性對(duì)GH4169高溫合金疲勞壽命的影響[J]．航空精密制造技術(shù)，1996，32(6)：28-31．

(YANG M K，REN J X．Effect of surface integrity on fatigue life of superalloy GH4169[J]．Aviation Precision Manufacturing Technology，1996，32(6)：28-31．)

[15] AROLA D，WILLIAMS C L．Estimating the fatigue stress concentration factor of machined surfaces[J]．International Journal of Fatigue，2002，24(9)：923-930．

[16] 謝孝昌，柴志剛，李權(quán)，等．直接時(shí)效GH4169合金疲勞斷口分析研究[J]．航空材料學(xué)報(bào)，2015，35(5)：46-56．

(XIE X C，CHAI Z G，LI Q，etal．Fracture performance of direct aging GH4169 superalloy[J]．Journal of Aeronautical Materials， 2015，35(5)：46-56．)

(責(zé)任編輯：徐永祥)

EffectofSurfaceIntegrityofTurnedGH4169SuperalloyonFatiguePerformance

WU Daoxia，ZHANG Dinghua，YAO Changfeng

(The Key Laboratory of Contemporary Design and Integrated Manufacturing Technology,Ministry of Education,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710072,China)

Through turning and rotary bending fatigue test,the effect of turning feed on GH4169 superalloy surface integrity,and the effect of surface integrity on fatigue life were studied.The results show that the surface roughnessRadecreases from 1.497 μm to 0.431 μm when the turning feed decreases from 0.2 mm/r to 0.02 mm/r.The surface residual stresses are changed from tensile stress to compressive stress.The depth of plastic deformation layer decreases from 8 μm to 2 μm.The surface stress concentration factor has the most significant effect on the fatigue life of GH4169.With the increase of stress concentration factor,the fatigue life decreases significantly.Whenfis 0.13 mm/r,the surface stress concentration factorKstis 1.166;the surface micro-hardness is 405.27HV0.025;the surface residual stress is 82.08MPa;and the average fatigue life is 6.98×104cycles.The multiple cracks are initiated at the machined surface defects of GH4169 superalloy specimen.

GH4169 superalloy；surface stress concentration factor；residual stress；micro-hardness；fatigue life

10.11868/j.issn.1005-5053.2017.000100

TG51；TG146.1+5

A

1005-5053(2017)06-0059-09

2017-06-30；

2017-08-22

973項(xiàng)目資助

姚倡鋒(1975—)，男，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要從事表面完整性、高速切削技術(shù)、抗疲勞制造技術(shù)方面研究， (E-mail) chfyao@nwpu.edu.cn。