冷擠壓強化對GH4169合金孔結(jié)構(gòu)室溫低循環(huán)疲勞壽命影響

許春玲,王 欣,宋穎剛,王 強,羅學(xué)昆,湯智慧

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院 表面工程研究所，北京 100095；2.中國航發(fā)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）

GH4169合金具有良好的疲勞和蠕變性能，能承受復(fù)雜應(yīng)力變化并能在嚴(yán)苛的環(huán)境下服役，被大量應(yīng)用于航空發(fā)動機渦輪盤、壓氣機盤等重要零部件[1-3]。由于螺栓連接、均壓等需要，盤件設(shè)置有螺栓孔或均壓孔?？捉Y(jié)構(gòu)在發(fā)動機服役過程中受到高溫和交變載荷作用，同時應(yīng)力集中顯著；若發(fā)生疲勞失效，將導(dǎo)致嚴(yán)重的安全問題[4-5]。

從工藝角度提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能，可采用噴丸強化、激光沖擊強化、冷擠壓等表面強化工藝，引入殘余應(yīng)力場，緩和外加拉應(yīng)力，提高孔結(jié)構(gòu)的疲勞抗力。噴丸[6]被大量應(yīng)用于鎳基高溫合金輪盤表面，但針對孔結(jié)構(gòu)，其存在殘余應(yīng)力場深度小、表面粗糙度高等問題；同樣，激光沖擊強化[7]也存在可達(dá)性差、工藝過程復(fù)雜的問題，未能在發(fā)動機輪盤孔結(jié)構(gòu)得到應(yīng)用。相比之下，冷擠壓強化工藝過程簡單、強化效果好，在航空領(lǐng)域得到了大量應(yīng)用[8-10]。冷擠壓強化利用一定過盈量的芯棒強行通過孔結(jié)構(gòu)產(chǎn)生周向塑性形變，在孔壁引入殘余壓應(yīng)力和組織強化層，在產(chǎn)生較小塑性變形量的前提下實現(xiàn)孔邊可控的深層高值殘余壓應(yīng)力，且能在高溫和高交變載荷下更加穩(wěn)定地保持，因而更適用于提高孔結(jié)構(gòu)疲勞性能。目前國內(nèi)外針對高溫合金、高強度鋁合金等材料開展了一系列冷擠壓強化工藝的研究。龔澎等[11]發(fā)現(xiàn)采用4%～6%的擠壓量對兩種鋁合金厚板進行擠壓強化，7B50-T7451厚板的疲勞壽命提高28倍，而7050-T7451厚板的疲勞壽命僅提高4.5倍。羅學(xué)昆等[12]的研究結(jié)果顯示1.90%過盈量的Inconel718中心孔試樣的疲勞壽命增益效果優(yōu)于2.85%過盈量的試樣。

此前高溫合金孔擠壓強化研究多針對高溫交變載荷下的疲勞[12-13]，而發(fā)動機啟動時，輪盤在接近室溫狀態(tài)下受到一次拉應(yīng)力作用，反復(fù)啟動過程中孔結(jié)構(gòu)受到較低溫度的拉應(yīng)力交變作用。

本研究重點針對室溫低循環(huán)疲勞，研究擠壓前后中心孔板材疲勞性能的變化，并分析疲勞過程殘余應(yīng)力的演化。

1 實驗材料及方法

原材料為GH4169合金鍛造盤坯，化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)%）為：C 0.04，Cr 19.97，Ni 52.34，Co 0.55，Mo 3.04，Al 0.51，Ti 0.96，Nb 5.22，F(xiàn)e余量。采用固溶965 ℃/1 h+一級時效720 ℃/1 h+二級時效625 ℃/8 h的標(biāo)準(zhǔn)熱處理，力學(xué)性能如表1所示。中心孔板材試樣在盤坯上下料，下料方向為徑向，試樣如圖1所示，初孔尺寸為

表1 GH4169高溫合金的力學(xué)性能Table 1 Mechanical property of GH4169 superalloy

擠壓前用丙酮清洗孔壁，再涂覆潤滑劑，確定干燥后進行擠壓。擠壓過程為：①安裝專用的連接軸和鼻頂帽；②清理鼻頂帽的接觸部位；③將試樣置于鼻頂帽之上；④將芯棒穿過中心孔固定在連接軸上；⑤啟動設(shè)備，使芯棒通過中心孔完成擠壓過程。芯棒進入端為進口，擠出端為出口。

采用Quanta 600環(huán)境掃描顯微鏡觀察疲勞試樣斷口形貌。采用PROTO LXRD型X射線衍射儀測定冷擠壓強化后的孔邊殘余應(yīng)力場分布情況，以及疲勞過程殘余應(yīng)力場的演化，分別在循環(huán)數(shù)為1、10、1000、10000、20000、30000、50000周次下停機卸載后完成應(yīng)力場分析，測試條件為MnKα靶，測試方向為試樣長度方向。在MTS-810疲勞試驗機上進行軸向加載疲勞實驗，實驗參數(shù)如下：σmax=663 MPa，T=20 ℃，應(yīng)力比R=0.1，載荷頻率f=4 Hz。采用FTS-I120型表面輪廓儀測試孔壁表面粗糙度值。

圖1 中心孔板材試樣（a）正視圖；（b）側(cè)視圖Fig.1 Plate specimen with central hole（a）front view；（b）side view

2 結(jié)果與分析

2.1 疲勞性能與斷口

在663 MPa/20 ℃下，原始和冷擠壓后疲勞壽命如表2所示，可知：①相比原始試樣的中值疲勞壽命估計量33909周次，冷擠壓強化后為88688周次，是原始試樣的2.6倍；②冷擠壓前后中心孔板材試樣疲勞壽命方差均小于0.002，說明分散度都很小；③冷擠壓強化試樣的最短疲勞壽命80568周次是未擠壓試樣的最長疲勞壽命38583周次的2倍。由參考文獻[12]可知，在663 MPa/600 ℃、同樣結(jié)構(gòu)中心孔板材條件下，GH4169合金中值疲勞壽命估計量40411周次，大于本研究結(jié)果33909周次；此外，文獻[1]可知，在Kt=3、R=-1、軸向加載的條件下，該合金300 ℃/1×107條件疲勞極限為122 MPa，低于650 ℃/1×107條件疲勞極限173 MPa。上述結(jié)果說明：冷擠壓可實現(xiàn)中心孔板材試樣室溫疲勞強化；GH4169合金在較低的溫度下缺口疲勞性能敏感性更強。

圖2為原始試樣和冷擠壓試樣的疲勞斷口形貌。其中，圖（a）和圖（b）分別為中心孔試樣3-1-12同側(cè)斷口的兩個斷面，圖（c）和圖（d）分別為中心孔試樣6-5-3同側(cè)斷口的兩個斷面?？梢钥闯?，無論是原始試樣還是擠壓試樣，兩個截面均萌生了疲勞裂紋，但裂紋位置差別明顯。原始試樣的疲勞源萌生于孔壁位置，呈現(xiàn)多源特征；經(jīng)過冷擠壓強化后，疲勞源位置轉(zhuǎn)移到進口端倒角位置，呈現(xiàn)單側(cè)單源特征。

2.2 疲勞強化機理分析

2.2.1 殘余應(yīng)力的變化

對于室溫下的疲勞性能，殘余應(yīng)力是疲勞強化的重要原因[14]。圖3為擠壓后沿孔壁深度的殘余應(yīng)力場分布，可知經(jīng)過冷擠壓后，進出口殘余壓應(yīng)力場四特征分別為：①表面殘余壓應(yīng)力-563 MPa、-651 MPa；②最大殘余壓應(yīng)力-581 MPa、-651 MPa；③最大殘余壓應(yīng)力位置在距離孔壁400 μm、0 μm處；④殘余壓應(yīng)力場深度均大于1.4 mm。表面存在數(shù)值較大的殘余壓應(yīng)力梯度可以抵抗外加拉應(yīng)力的作用，延長萌生壽命；在深度方向，產(chǎn)生深度大于1400 μm的殘余壓應(yīng)力場，可以在疲勞過程中產(chǎn)生裂紋擴展抗力，提高擴展壽命，因此起到疲勞強化的作用。此外，還可觀察到，出口端殘余壓應(yīng)力數(shù)值大于進口端，這可能與擠壓使孔壁金屬發(fā)生塑性流動，導(dǎo)致實際擠壓過程中過盈量逐步加大有關(guān)；結(jié)合疲勞斷口起源分析，擠壓強化后，進口端殘余應(yīng)力數(shù)值較小，則抵抗外載能力弱于出口端，而兩者在疲勞過程中的受力狀態(tài)接近，導(dǎo)致擠壓后試樣疲勞源出現(xiàn)在殘余應(yīng)力較小的進口端。

表2 冷擠壓前后疲勞壽命對比Table 2 Comparison of fatigue life as-received and CE

圖2 原始試樣和冷擠壓試樣的斷口形貌（a）3-1-12斷口（左）；（b）3-1-12斷口（右）；（c）6-5-3斷口（左）；（d）6-5-3斷口（右）Fig.2 Fatigue fractures of as-received and CE specimens（a）No.3-1-12（left）；（b）No.3-1-12（right）；（c）No.6-5-3（left）；（d）No.6-5-3（right）

圖3 擠壓后沿孔壁深度的殘余壓應(yīng)力場分布Fig.3 Residual stress profile along depth of hole wall after CE

同時也有文獻指出，殘余壓應(yīng)力在循環(huán)載荷作用下存在不穩(wěn)定的特點，會發(fā)生松弛。部分研究表明殘余應(yīng)力松弛主要發(fā)生在初始的100個循環(huán)周次內(nèi)，初始的10個周次發(fā)生較大程度松弛[15-16]。在本研究的663 MPa/20 ℃條件下，冷擠壓強化殘余應(yīng)力隨循環(huán)周次的演化規(guī)律如圖4所示。從圖中可以看出：①循環(huán)1個周次，殘余壓應(yīng)力數(shù)值增大；②循環(huán)10個周次，殘余壓應(yīng)力發(fā)生較大程度松弛；③循環(huán)10個周次后，隨循環(huán)周次增加，殘余壓應(yīng)力松弛不明顯；④循環(huán)50000個周次與循環(huán)0個周次相比，進口端與出口端表面殘余壓應(yīng)力分別松弛約45%和25%。

由此可見，殘余壓應(yīng)力的松弛過程受到外加載荷的影響。對殘余壓應(yīng)力隨周次演化的特點，有如下解釋。首次加載時，由于孔結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中系數(shù)超過Kt=2，實際載荷（663 MPa×Kt）超過材料屈服極限（表1中的1 200 MPa），發(fā)生應(yīng)變硬化作用，作用與冷擠壓過程的塑性形變過程類似，全系統(tǒng)形變能進一步增加，使得循環(huán)1個周次，殘余壓應(yīng)力數(shù)值略有增大，即發(fā)生單次變形的“硬化作用”；繼續(xù)循環(huán)加載在10個周次以內(nèi)，在外加應(yīng)力下位錯不斷發(fā)生移動和消除，系統(tǒng)塑性形變能減小，導(dǎo)致位錯密度減小，殘余壓應(yīng)力數(shù)值明顯減小，即發(fā)生“循環(huán)軟化作用”；繼續(xù)施加循環(huán)載荷，由于此前的應(yīng)變硬化作用，使得加載拉應(yīng)力與穩(wěn)定殘余壓應(yīng)力之和小于“應(yīng)變硬化后的彈性極限”，系統(tǒng)塑性形變能不變，則殘余應(yīng)力無明顯松弛，處于較穩(wěn)定狀態(tài)。

應(yīng)該看到，即使經(jīng)過50000周次循環(huán)，進出口端殘余應(yīng)力仍然保持了55%和75%，表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值分別為300 MPa和450 MPa，上述穩(wěn)定的殘余壓應(yīng)力與外加拉應(yīng)力疊加，減小了拉應(yīng)力幅，對疲勞性能起到了強化作用。進口端應(yīng)力仍然小于出口端，這是進口端萌生疲勞裂紋的原因。

2.2.2 表面粗糙度

表3為冷擠壓前后的孔壁表面粗糙度值。原始試樣的孔壁表面粗糙度為0.354 μm，經(jīng)過冷擠壓孔壁表面的粗糙度降低到0.297 μm。冷擠壓過程可以降低孔壁的表面粗糙度。研究[17-18]表明，表面粗糙度值可以反映材料表面應(yīng)力集中情況，其值越大表示局部應(yīng)力集中現(xiàn)象越嚴(yán)重，越易誘發(fā)疲勞裂紋的萌生。因此，表面粗糙度值越低，越有利于提高材料的疲勞抗力。

表3 冷擠壓前后的孔壁表面粗糙度值Table 3 Surface roughness of hole wall before and after CE

由于原始試樣不具備殘余壓應(yīng)力場，在孔壁位置無法緩和外加拉應(yīng)力作用；同時，孔壁存在粗糙度較大的機械加工刀痕，在拉應(yīng)力作用下產(chǎn)生應(yīng)力集中，進一步加劇了受力狀態(tài)，導(dǎo)致孔壁萌生多源疲勞裂紋。相比之下，試樣經(jīng)過冷擠壓強化后，孔壁表面粗糙度降低，孔壁加工刀痕被撫平，且孔壁處形成了一定深度的強化層，產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力場，冷擠壓對孔壁的強化作用有效抑制了應(yīng)力集中，使孔壁得到了強化[19]。

3 結(jié)論

（1）在663 MPa/20 ℃條件下，冷擠壓強化后GH4169中心孔板材試樣的疲勞壽命是原始試樣的2.6倍，強化效果顯著，疲勞壽命穩(wěn)定性好。冷擠壓對孔壁的強化作用有效抑制了應(yīng)力集中，冷擠壓后疲勞源為單源且萌生于倒角，而原始試樣為多源且萌生于孔壁。

（2）冷擠壓強化后的中心孔板材試樣在663 MPa/20 ℃條件下，循環(huán)1個周次，由于應(yīng)變硬化作用，殘余壓應(yīng)力數(shù)值增大；循環(huán)10個周次，殘余壓應(yīng)力發(fā)生較大程度松弛；經(jīng)過50000周次疲勞實驗，進出口端表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值分別為300 MPa和450 MPa，與初始表面壓殘余應(yīng)力相比分別保留了55%和75%。冷擠壓后孔壁表面粗糙度Ra由0.354 μm減小到0.297 μm。