孔擠壓強(qiáng)化對(duì)2024鋁合金疲勞性能的影響

王連慶,卞 江,張 晗,吳圣川

（1．北京科技大學(xué)新金屬材料國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100083；2．北京科技大學(xué)數(shù)理學(xué)院，北京100083；3．西南交通大學(xué)牽引動(dòng)力國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，成都610031）

螺接和鉚接是飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的主要連接方法，然而，螺栓孔、鉚接孔等導(dǎo)致材料及結(jié)構(gòu)不連續(xù)，嚴(yán)重的孔邊應(yīng)力集中會(huì)對(duì)飛機(jī)服役造成重大威脅，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞斷裂失效，甚至引發(fā)災(zāi)難性事故[1]。為此，通常采用孔擠壓處理來(lái)強(qiáng)化帶孔制件，以改善整體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命[2-3]。

應(yīng)用孔擠壓提升材料及結(jié)構(gòu)的服役行為效果明顯。伊琳娜等[4]和靳盛哲等[5]分別采用實(shí)驗(yàn)和仿真研究了孔邊過(guò)盈量對(duì)2124鋁合金疲勞壽命及微觀組織的影響，并確定了最佳過(guò)盈量。王亮等[6]發(fā)現(xiàn)，孔擠壓強(qiáng)化7085鋁合金鍛件的疲勞壽命最高是未強(qiáng)化處理的11倍，孔壁處一定深度的壓縮殘余應(yīng)力和位錯(cuò)密度是材料疲勞性能提高的主要機(jī)制。劉淵等[7]結(jié)合超聲噴丸彈丸動(dòng)力學(xué)分析結(jié)果，模擬了超聲噴丸過(guò)程，并結(jié)合孔擠壓強(qiáng)化7075鋁合金，進(jìn)一步驗(yàn)證了疲勞壽命的提升主要源于孔壁應(yīng)力分布的改善作用。劉曉龍等[8]模擬了孔擠壓后孔邊三維應(yīng)力場(chǎng)分布，仿真結(jié)果與實(shí)測(cè)值基本一致。最近，王燕禮等[9]從孔擠壓技術(shù)發(fā)展、強(qiáng)化機(jī)理、影響因素、疲勞增益等方面進(jìn)行了系統(tǒng)總結(jié)，較為全面地分析了孔擠壓強(qiáng)化研究的不足與未來(lái)發(fā)展方向。這些研究，都為孔擠壓在航空結(jié)構(gòu)延壽及輕量化提供了重要的科學(xué)依據(jù)。

2024鋁合金是一種可熱處理強(qiáng)化的Al-Cu-Mg系合金，具有較高的強(qiáng)度和優(yōu)異的切削性能，可用于150℃以下的重要承載零部件，其熱狀態(tài)、退火和淬火狀態(tài)下成形性能均比較好，廣泛用于飛機(jī)整體主承力結(jié)構(gòu)（蒙皮、骨架、肋梁、隔框等）、鉚釘、導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)等各種結(jié)構(gòu)中。然而，迄今鮮見(jiàn)有關(guān)2024-T351鋁合金孔擠壓強(qiáng)化機(jī)制及其與疲勞性能的公開(kāi)報(bào)道研究。

本工作以薄板2024-T351鋁合金為研究對(duì)象，進(jìn)行孔擠壓前后板狀試樣的疲勞實(shí)驗(yàn)及孔邊殘余應(yīng)力的有限元數(shù)值模擬，利用X射線衍射（XRD）測(cè)試孔邊殘余應(yīng)力分布，借助掃描電子顯微鏡（SEM）與透射電子顯微鏡（TEM）觀察試樣斷口與微結(jié)構(gòu)特征，探索該鋁合金孔擠壓前后疲勞壽命的變化規(guī)律。

1 材料與試樣

實(shí)驗(yàn)材料為可熱處理強(qiáng)化2024-T351鋁合金，主要化學(xué)成分見(jiàn)表1。沿板材縱向切取試樣，拉伸試樣厚度 4mm，標(biāo)距寬度 12.5mm，直線段40mm。依照 GB/T228—2010《金屬材料室溫拉伸試驗(yàn)方法》，測(cè)試不含內(nèi)孔鋁合金板材的屈服強(qiáng)度、抗拉強(qiáng)度、彈性模型及伸長(zhǎng)率等力學(xué)性能，分別為σ0.2=358MPa、σb=467MPa、E=73GPa和ψ=12%。

表1 高強(qiáng)度鋁合金 2024-T351 化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table1 Chemical composition of2024-T351aluminum alloy（mass fraction/%）

加工平板試樣如圖1所示。試樣總長(zhǎng)度300mm，夾持段寬度80mm，厚度與拉伸試樣保持一致，為4mm，中間段寬度 44mm。試樣孔徑 9.3mm，為飛行器結(jié)構(gòu)常用孔徑。利用有限元仿真探索5種過(guò)盈量下殘余應(yīng)力分布，驗(yàn)證0.4mm過(guò)盈量為最優(yōu)過(guò)盈量，隨后在液壓機(jī)上采用過(guò)盈量為0.4mm的芯棒對(duì)孔進(jìn)行擠壓。

圖1 孔擠壓強(qiáng)化的高周疲勞試樣尺寸Fig.1 Dimension of high cycle fatigue specimen reinforced by hole cold expansion

疲勞試樣分為兩組：擠壓與未擠壓。每組試樣件數(shù)為25件（其中12件測(cè)定高周疲勞極限）。測(cè)試溫度 22℃ ， 測(cè)試設(shè)備為 Amsler HFP5000高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)，執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn) HB5287—1996，軸向加載，應(yīng)力比R=0.1，測(cè)試頻率f=120Hz。為考察芯棒擠壓對(duì)疲勞壽命的影響，分別采用X stress Robot X 射 線 衍 射 儀 和 ZEISS SUPRA 55掃描電鏡對(duì)孔邊緣附近殘余應(yīng)力和疲勞斷口進(jìn)行分析，并將應(yīng)力測(cè)試結(jié)果與有限元仿真結(jié)果對(duì)比。

2 疲勞性能分析

高周疲勞S-N曲線采用4～5級(jí)應(yīng)力水平進(jìn)行測(cè)試。其中，疲勞極限作為疲勞S-N曲線的最低應(yīng)力水平，疲勞極限用升降法測(cè)得（見(jiàn)圖2，其中Nf表示疲勞壽命）。未擠壓強(qiáng)化與孔擠壓強(qiáng)化的試樣在升降法中的應(yīng)力升降水平分別為5MPa和6MPa，其他應(yīng)力水平一般采用成組實(shí)驗(yàn)法進(jìn)行測(cè)試，每個(gè)應(yīng)力水平至少3個(gè)試樣，每組試樣的個(gè)數(shù)是由測(cè)試結(jié)果的分散性與所滿足的置信度來(lái)決定。測(cè)試結(jié)果在50%的存活率下需滿足95%的置信度。

圖2 確定疲勞極限的升降圖 （a）未強(qiáng)化；（b）孔擠壓Fig.2 Lifting diagram of the determination of fatigue limit（a）without reinforcement；（b）hole cold expansion

為便于同一應(yīng)力水平下疲勞壽命的比較分析，未擠壓試樣的成組法測(cè)試4個(gè)應(yīng)力水平，分別為200MPa、180MPa、150MPa 和 120MPa，孔擠壓試樣的成組測(cè)試3個(gè)應(yīng)力水平，分別為 200MPa、180MPa和150MPa。根據(jù)每個(gè)試樣的測(cè)量截面積乘以相應(yīng)的應(yīng)力水平獲得施加載荷。依照上述程序，可獲得不同應(yīng)力水平下未擠壓強(qiáng)化與孔擠壓強(qiáng)化平板試樣的疲勞壽命測(cè)試結(jié)果，見(jiàn)表2。

根據(jù)表2中疲勞壽命數(shù)據(jù)和圖2中疲勞極限測(cè)試數(shù)據(jù)，用最小二乘法回歸得到未強(qiáng)化與擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞S-N曲線方程（見(jiàn)表3）。

根據(jù)各應(yīng)力水平測(cè)試結(jié)果與疲勞極限，回歸得到圖3所示未擠壓強(qiáng)化與擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞S-N曲線。由圖3可知，未擠壓試樣的疲勞壽命和強(qiáng)度明顯低于擠壓強(qiáng)化處理試樣。與此同時(shí)，擠壓強(qiáng)化試樣疲勞壽命還與應(yīng)力水平有關(guān)，低應(yīng)力水平的增壽效果好于高應(yīng)力水平，表明擠壓強(qiáng)化后疲勞性能提升明顯，疲勞極限增幅約為42%。

表2 未強(qiáng)化與擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞測(cè)試結(jié)果Table2 Fatigue test results of unreinforced and expanded reinforced specimens

表3 未強(qiáng)化試樣與強(qiáng)化試樣的疲勞性能測(cè)試結(jié)果比較Table3 Comparison of the fatigue test results of unreinforced and reinforced specimens

圖3 未強(qiáng)化與強(qiáng)化試樣的疲勞實(shí)驗(yàn) S-N 曲線Fig.3 S-Ncurves for the fatigue test of unreinforced and reinforced specimens

3 殘余應(yīng)力模擬與測(cè)試

文獻(xiàn)研究表明[2-9]，孔過(guò)盈量對(duì)材料疲勞壽命有直接影響，過(guò)大或者過(guò)小均不能獲得最優(yōu)的抗疲勞性能。過(guò)盈量過(guò)小則殘余壓應(yīng)力不足，增壽效果有限；過(guò)盈量過(guò)大則需要較大外力才能使芯棒擠過(guò)，工藝實(shí)現(xiàn)困難，且大的過(guò)盈量還會(huì)造成材料孔壁形成擠壓微裂紋，增大孔壁表面粗糙度，破壞孔壁表面完整性，增壽效果反而下降。因此，有必要研究過(guò)盈量大小對(duì)殘余應(yīng)力的影響以及不同殘余應(yīng)力下的延壽作用。伊琳娜等[4]對(duì)2124-T851鋁合金板材孔分別采用 0.2mm、0.4mm、0.6mm的過(guò)盈量進(jìn)行強(qiáng)化，發(fā)現(xiàn)過(guò)盈量為0.4mm時(shí)拉伸疲勞壽命提升最為明顯。基于此，本工作有限元仿真采用 0.2mm、0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm 5種過(guò)盈量進(jìn)行建模分析，考慮到試樣與載荷的對(duì)稱特性，選取試樣的1/4建模。由于孔擠壓過(guò)程中芯棒是連續(xù)、緩慢、均勻地穿過(guò)孔，因此忽略擠壓速率的影響，預(yù)測(cè)2024-T351鋁合金試件的三維殘余應(yīng)力場(chǎng)分布，如圖4所示。

利用X射線衍射法測(cè)量孔擠壓強(qiáng)化后殘余應(yīng)力分布，并與仿真結(jié)果對(duì)比。由于孔邊應(yīng)力集中效應(yīng)，受拉伸載荷作用時(shí)，可以確定孔邊垂直于X方向截面為危險(xiǎn)截面，用危險(xiǎn)截面上X方向的殘余應(yīng)力場(chǎng)表征擠壓強(qiáng)化后孔邊的應(yīng)力場(chǎng)分布。從圖4可知，孔邊沿厚度方向呈梯形分布，擠入端殘余壓應(yīng)力最小，所以預(yù)測(cè)擠入端表面是裂紋產(chǎn)生及擴(kuò)展易于發(fā)生的部位。5種過(guò)盈量下殘余應(yīng)力與實(shí)測(cè)結(jié)果趨勢(shì)如圖5所示。實(shí)測(cè)孔邊最大殘余壓應(yīng)力是275MPa，出現(xiàn)在孔邊 1mm 左右，并隨著孔邊距離逐漸減小，有限元計(jì)算殘余應(yīng)力變化趨勢(shì)與實(shí)測(cè)應(yīng)力基本保持一致。其中，過(guò)盈量為0.4mm時(shí)模擬的殘余應(yīng)力分布與實(shí)測(cè)結(jié)果較為接近。從仿真結(jié)果來(lái)看，隨著孔擠壓過(guò)盈量的逐漸增大，孔邊最大殘余壓應(yīng)力數(shù)值大小和含殘余壓應(yīng)力強(qiáng)化層厚度會(huì)增加；但是，當(dāng)過(guò)盈量超過(guò)0.4mm后二者增幅趨緩，這說(shuō)明過(guò)盈量超過(guò)0.4mm后孔擠壓強(qiáng)化的效果有限。必須指出，有限元建模忽略了開(kāi)縫襯套的影響，會(huì)造成計(jì)算得到的殘余應(yīng)力大小與實(shí)際測(cè)量結(jié)果有所偏差。結(jié)合文獻(xiàn)研究，可以認(rèn)為0.4mm過(guò)盈量為最優(yōu)強(qiáng)化方案。

圖4 5種過(guò)盈量下有限元模型X方向殘余應(yīng)力分布Fig.4 Simulated residual stress alongXdirection with5kinds of expansion

圖5 5 種過(guò)盈量下殘余應(yīng)力與實(shí)測(cè)殘余應(yīng)力結(jié)果Fig.5 Results of the residual stress and measured residual stress under five kinds of expansion and measurement

4 擠壓強(qiáng)化效應(yīng)

4.1 擠壓強(qiáng)化機(jī)制

圖6給出了擠壓前后試樣孔邊TEM組織形貌。圖6（a）、（b）是未擠壓時(shí)孔邊組織形貌，可以看出是晶內(nèi)原始組織形貌；圖6（c）、（d）是擠壓后孔邊緣組織特征。與原始組織相比，擠壓后晶體內(nèi)部形成了高密度的位錯(cuò)，并纏結(jié)成位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)。

由圖6可知，擠壓強(qiáng)化后，在孔內(nèi)壁局部形成了高密度的位錯(cuò)組織，并纏繞成位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)。在疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程中，位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)能夠起到釘扎作用[10-11]，從而阻礙裂紋尖端的擴(kuò)展。結(jié)合有限元分析，擠壓強(qiáng)化后在試樣孔內(nèi)壁的表層存在殘余壓應(yīng)力，可以抵消試樣上承受的部分拉拉交變載荷，從而降低疲勞裂紋擴(kuò)展速率[12-13]，延長(zhǎng)試樣的疲勞壽命。

4.2 斷口特征分析

利用ZEISS SUPRA55掃描電鏡觀察2024-T351鋁合金板的高周疲勞斷口形貌，確定出疲勞裂紋源位置，并對(duì)比疲勞條帶寬度在裂紋擴(kuò)展過(guò)程中的變化特征。圖7是最大應(yīng)力為150MPa條件下未強(qiáng)化與強(qiáng)化試樣斷口的宏觀形貌。從圖7可以看出，未強(qiáng)化試樣斷口的疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)域小于強(qiáng)化試樣，但瞬斷區(qū)明顯大于強(qiáng)化試樣。這說(shuō)明在相同的應(yīng)力狀態(tài)下，擠壓強(qiáng)化試樣的力學(xué)性能和疲勞壽命均高于未強(qiáng)化試樣。例如，圖7（b）疲勞裂紋萌生區(qū)較為平坦，表明其強(qiáng)度高，疲勞裂紋萌生壽命較長(zhǎng)[14-15]；同時(shí)裂紋萌生后，具有相對(duì)較長(zhǎng)的穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)，這一本質(zhì)是形成了從表面至內(nèi)部的梯度材料結(jié)構(gòu)。

圖6 孔邊 TEM 組織形貌 （a）、（b）未擠壓強(qiáng)化；（c）、（d）經(jīng)擠壓強(qiáng)化Fig.6 TEM structure morphologies of hole edge （a），（b）without expansion；（c），（d）with expansion

圖7 含孔試樣斷口宏觀形貌 （a）未強(qiáng)化試樣；（b）擠壓試樣Fig.7 Fracture macro morphologies of the specimens （a）specimen without expansion；（b）specimen with expansion

圖8 給出了含孔鋁合金板的高周疲勞斷口微觀形貌。從圖8看出，未擠壓強(qiáng)化時(shí)，疲勞裂紋源位于孔壁與試樣表面相交處（見(jiàn)圖8（a）），是一個(gè)應(yīng)力集中效應(yīng)幾何特征；而在擠壓強(qiáng)化后，疲勞裂紋源轉(zhuǎn)移至孔內(nèi)壁處，并具有多裂紋萌生特征（見(jiàn)圖8（c）），表明經(jīng)過(guò)循環(huán)加載后，壓應(yīng)力得到釋放，同時(shí)高硬度的強(qiáng)化層因韌性不足易于形成微裂紋。在距離疲勞源相同的距離處，未強(qiáng)化試樣的疲勞條帶寬度（見(jiàn)圖8（b））明顯比強(qiáng)化試樣的疲勞條帶（見(jiàn)圖8（d））更寬。眾所周知，疲勞條帶寬度與循環(huán)塑性區(qū)尺寸和裂紋擴(kuò)展速率成正比，疲勞條帶寬度越窄，對(duì)應(yīng)疲勞裂紋的擴(kuò)展速率越低，表明試樣具有更長(zhǎng)的疲勞壽命。

圖8 含孔試樣斷口微觀形貌 （a）、（b）未擠壓強(qiáng)化；（c）、（d）經(jīng)擠壓強(qiáng)化Fig.8 Fracture micro morphologies of the specimens with holes （a），（b）without expansion；（c），（d）with expansion

5 結(jié)論

（1）孔擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞壽命明顯高于未擠壓強(qiáng)化的試樣，擠壓強(qiáng)化效果與應(yīng)力水平有關(guān)，在低應(yīng)力水平下增壽效果好于高應(yīng)力水平。

（2）三維彈塑性有限元分析發(fā)現(xiàn)，孔邊殘余應(yīng)力沿厚度方向呈梯形分布，入口殘余壓應(yīng)力最小，所以入口表面是疲勞裂紋易于起裂與擴(kuò)展的部位。

（3）經(jīng)過(guò)孔擠壓強(qiáng)化后，在試樣孔內(nèi)壁表層形成高密度位錯(cuò)胞狀結(jié)構(gòu)，并產(chǎn)生梯度分布的殘余壓應(yīng)力，從而降低疲勞裂紋擴(kuò)展速率，提高疲勞壽命。