TB6鈦合金孔二次擠壓殘余應(yīng)力及疲勞壽命仿真研究

姜廷宇，王 洋，王 鵬，萬(wàn)志城，張全利，蘇宏華

（1.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，南京 210016；2.航空工業(yè)昌河飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，景德鎮(zhèn)333000）

直升機(jī)槳轂作為旋翼系統(tǒng)的核心部件，其服役過(guò)程中承受高頻交變載荷，孔壁存在嚴(yán)重的應(yīng)力集中，導(dǎo)致連接孔系存在較高的疲勞失效風(fēng)險(xiǎn)，直升機(jī)的可靠性得不到保障。研究表明，孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)作為一種便捷、高效的抗疲勞制造方法，可以在孔壁引入殘余壓應(yīng)力，緩解孔壁應(yīng)力集中，提高連接孔疲勞壽命[1–3]。TB6鈦合金是一種具有高強(qiáng)度及韌性的近β相鈦合金，被廣泛應(yīng)用于直升機(jī)槳轂中央件的制備，在其中央件連接孔中安裝銅或不銹鋼襯套，可以減少孔壁的磨損[4–5]。早在20世紀(jì)50年代波音公司便在707機(jī)型部件的連接中使用孔冷擠壓加干涉配合鉚接的方法[6]。干涉配合法雖然能提高連接孔疲勞壽命[7]，但研究表明干涉量不易控制，過(guò)高會(huì)對(duì)孔壁造成損傷，較低則會(huì)在孔壁引入殘余拉應(yīng)力，且增加了孔壁與襯套間的微動(dòng)磨損，降低連接孔疲勞性能[5,8]。

針對(duì)上述孔抗疲勞制造技術(shù)的不足，目前二次擠壓強(qiáng)化技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于含襯套孔的制造生產(chǎn)中。作為一種新型的抗疲勞制造技術(shù)，二次擠壓強(qiáng)化指的是先用傳統(tǒng)的冷擠壓方法，對(duì)底孔進(jìn)行擠壓強(qiáng)化，保證孔壁具有一定深度的殘余壓應(yīng)力層，然后安裝襯套，采用一定過(guò)盈量的擠壓芯棒，對(duì)襯套進(jìn)行二次擠壓，使襯套與孔壁緊密貼合。研究表明二次擠壓強(qiáng)化技術(shù)可以顯著改善孔壁表面粗糙度，提高鈦合金表面硬度，并形成一定的殘余壓應(yīng)力層，從而有效提高耳片孔的疲勞壽命[5，9]。

殘余應(yīng)力是評(píng)價(jià)孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)的重要指標(biāo)，通常來(lái)說(shuō)，切向殘余壓應(yīng)力越高，孔的軸向拉伸疲勞壽命越高。但限于當(dāng)前的測(cè)量技術(shù)，只能得到孔壁某一區(qū)域平均殘余應(yīng)力值，不能得到可靠的測(cè)量結(jié)果。隨著數(shù)值模擬技術(shù)的發(fā)展，研究人員通過(guò)仿真分析的方法研究孔擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力分布。Yasniy等[10]進(jìn)行了Al 2024–T3鋁合金冷擠壓強(qiáng)化過(guò)程有限元分析，發(fā)現(xiàn)冷擠壓殘余應(yīng)力沿厚度方向?yàn)榉菍?duì)稱分布，擠入面殘余壓應(yīng)力最?。挥^察了疲勞試樣斷口形貌，發(fā)現(xiàn)強(qiáng)化孔疲勞裂紋源通常出現(xiàn)在擠壓入口處，與仿真得到的結(jié)果有較好的一致性。疲勞試驗(yàn)可以獲得強(qiáng)化后孔的疲勞壽命，但開(kāi)展疲勞試驗(yàn)存在較長(zhǎng)的試驗(yàn)周期，試驗(yàn)投入成本較高，且不可控因素過(guò)多會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果不理想。通過(guò)合理的疲勞壽命仿真可以較好地預(yù)測(cè)產(chǎn)品疲勞壽命，判斷零部件疲勞壽命薄弱位置，優(yōu)化疲勞試驗(yàn)參數(shù)，減少試驗(yàn)樣機(jī)數(shù)量，指導(dǎo)工藝方案的制定，減少試驗(yàn)成本[11]。

鈦合金材料高強(qiáng)度、高韌性等優(yōu)良的物化性能也給加工帶來(lái)了困難，制孔過(guò)程易出現(xiàn)加工精度及孔壁質(zhì)量較差的問(wèn)題，對(duì)于使用統(tǒng)一規(guī)格的擠壓芯棒，孔徑存在偏差使實(shí)際擠壓量與理論值有一定誤差；由于加工后孔壁質(zhì)量得不到保證，在擠壓強(qiáng)化過(guò)程中的潤(rùn)滑作用顯得尤為重要。

因此，有必要考慮孔徑偏差及潤(rùn)滑條件對(duì)二次擠壓強(qiáng)化后孔壁殘余應(yīng)力影響。

為了彌補(bǔ)試驗(yàn)方法的不足，本文借助商用有限元分析軟件ABAQUS及疲勞分析軟件MSC.Fatigue，提出了一種二次擠壓孔疲勞性能預(yù)測(cè)方法，綜合考慮加工后孔徑偏差及強(qiáng)化過(guò)程潤(rùn)滑情況對(duì)二次擠壓強(qiáng)化后孔壁殘余應(yīng)力孔疲勞性能的影響。

1 有限元模型建立

1.1 二次擠壓強(qiáng)化有限元模型

本文借助ABAQUS強(qiáng)大的非線性計(jì)算能力對(duì)二次孔擠壓強(qiáng)化過(guò)程進(jìn)行建模。其中耳片試樣的材料為T(mén)B6鈦合金，襯套材料為1Cr17Ni3A不銹鋼。材料的本構(gòu)模型是影響有限元計(jì)算結(jié)果的重要影響因素，耳片和襯套兩種材料的基本力學(xué)性能如表1所示，通過(guò)SANS電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)測(cè)得兩種材料在準(zhǔn)靜態(tài)條件下的應(yīng)力–應(yīng)變曲線（圖1）。擠壓芯棒材料為M42高鈷鋼，因擠壓結(jié)束后僅需考慮耳片及襯套的殘余應(yīng)力分布，將擠壓芯棒定義為剛體，楊氏模量為218GPa。

表1 TB6鈦合金和1Cr17Ni3A不銹鋼基本力學(xué)性能Table 1 Basic mechanical properties of TB6 titanium alloy and 1Cr17Ni3A stainless steel

圖1 兩種材料在準(zhǔn)靜態(tài)加載塑性階段應(yīng)力–應(yīng)變曲線Fig.1 Plastic stage stress-strain curves of two materials at quasistatic loading

圖2所示為基于ABAQUS所建立的孔的擠壓強(qiáng)化三維有限元模型。設(shè)置單元類型為C3D8R六面體減縮積分單元，為了在保證計(jì)算精度的前提下減少計(jì)算成本，在孔壁周?chē)耙r套處進(jìn)行了網(wǎng)格局部加密。為了準(zhǔn)確模擬孔的二次擠壓強(qiáng)化過(guò)程，本文采用的有限元模型可以實(shí)現(xiàn)兩次擠壓過(guò)程的連續(xù)仿真分析，這樣可以直接在繼承一次擠壓的計(jì)算結(jié)果基礎(chǔ)上完成二次擠壓仿真，大大提高了計(jì)算效率。具體做法是：通過(guò)為擠壓芯棒施加位移載荷，使擠壓芯棒強(qiáng)制通過(guò)底孔，在一次擠壓完成后，將襯套與底孔同軸裝配，并利用二次擠壓芯棒擠壓襯套。強(qiáng)化過(guò)程中為底板添加支撐約束，擠壓完成后改變耳片面約束為點(diǎn)約束，模擬擠壓后的回彈過(guò)程，同時(shí)避免零件發(fā)生剛體位移。二次擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)中采用干膜潤(rùn)滑劑（GH–51）潤(rùn)滑孔壁，加工后孔壁表面質(zhì)量難以控制，若潤(rùn)滑狀況不佳，在擠壓過(guò)程中易出現(xiàn)斷棒、卡棒等現(xiàn)象，同時(shí)會(huì)對(duì)孔壁造成劃傷，對(duì)強(qiáng)化后孔的疲勞壽命也會(huì)造成影響，在模擬過(guò)程中分別設(shè)置0.05、0.1、0.2、0.3這4種接觸面的摩擦系數(shù)，研究潤(rùn)滑情況對(duì)二次擠壓強(qiáng)化后殘余應(yīng)力分布及疲勞壽命的影響[12–13]。

因?yàn)殁伜辖饘儆诘湫偷碾y加工材料[14]，孔壁加工精度難以控制，雖然已有研究表明存在某一個(gè)相對(duì)擠壓量可以使孔疲勞壽命增益最大[15]，但加工精度對(duì)孔疲勞性能的影響不可忽略。本文以孔徑偏差作為加工精度評(píng)價(jià)指標(biāo)，研究相同條件下，不同的孔徑偏差對(duì)二次擠壓強(qiáng)化后孔殘余應(yīng)力及疲勞性能影響。擠壓過(guò)程參數(shù)如表2所示，其中相對(duì)擠壓量如式（1）定義：

其中，Er為相對(duì)擠壓量；D為芯棒工作段直徑；d為底孔直徑或襯套內(nèi)徑。本文根據(jù)工程實(shí)際，選用的一次擠壓芯棒工作端直徑為20.4mm，二次擠壓芯棒工作端直徑為16.3mm，其余零件尺寸參數(shù)如表2所示。

1.2 單向拉伸有限元仿真

圖2 二次擠壓強(qiáng)化有限元模型Fig.2 Finite element model of double cold expansion

為了探究二次擠壓強(qiáng)化對(duì)孔疲勞壽命的增益效果，需要對(duì)強(qiáng)化前及強(qiáng)化后的耳片構(gòu)件進(jìn)行拉–拉疲勞試驗(yàn)，利用有限元軟件可以模擬耳片在峰值疲勞載荷下的應(yīng)力分布情況，同時(shí)可以在后續(xù)疲勞仿真中確定疲勞載荷施加位置。試驗(yàn)過(guò)程中，將螺栓桿安裝于襯套孔內(nèi)，沿兩孔軸線方向施加拉–拉疲勞載荷。有限元模擬過(guò)程中，對(duì)襯套內(nèi)壁施加一級(jí)疲勞載荷，峰值應(yīng)力σmax=165MPa，根據(jù)實(shí)際工裝對(duì)耳片施加約束，如圖3所示為單向拉伸有限元模型受載狀態(tài)。

為了研究二次擠壓強(qiáng)化對(duì)受載耳片孔壁應(yīng)力分布影響，首先對(duì)孔壁進(jìn)行了二次擠壓強(qiáng)化有限元模擬，之后對(duì)襯套內(nèi)壁施加拉伸均布載荷。

2 二次擠壓強(qiáng)化孔疲勞仿真

由上述有限元模擬可以得到二次擠壓強(qiáng)化后構(gòu)件殘余應(yīng)力分布結(jié)果，再利用MSC.Fatigue疲勞分析軟件計(jì)算二次擠壓強(qiáng)化構(gòu)件疲勞壽命。圖4為疲勞分析流程圖。

對(duì)于二次擠壓強(qiáng)化構(gòu)件的疲勞分析，需要導(dǎo)入孔擠壓強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力分布以及單位靜載工況。即在ABAQUS的.inp文件中添加輸出指令，生成可導(dǎo)入疲勞分析軟件MSC.Fatigue中的.fil文件[16]。為了確定疲勞仿真分析中試樣的受載位置以及定義疲勞載荷的大小，需要將擠壓強(qiáng)化后的殘余應(yīng)力工況與靜態(tài)時(shí)間歷程相關(guān)聯(lián)，單位靜載工況與疲勞載荷譜相關(guān)聯(lián)。疲勞仿真載荷為恒幅正弦載荷譜，具體信息如表3所示。

表2 二次擠壓試件尺寸參數(shù)Table 2 Dimension parameters of double cold expansion samples

圖3 單向拉伸有限元模型受載情況Fig.3 Loading situation of uniaxial tensile finite element model

3 結(jié)果與討論

3.1 殘余應(yīng)力仿真分析

大量研究表明，交變疲勞載荷下對(duì)零件疲勞壽命影響最大的是切向殘余應(yīng)力[2]，因此本文主要關(guān)注切向殘余應(yīng)力分布。二次擠壓強(qiáng)化有限元模型中板長(zhǎng)方向?yàn)閄方向，因此擠壓完成后S11方向的應(yīng)力即為耳片最小截面切向殘余應(yīng)力σθ。圖5所示為二次擠壓完成后切向殘余應(yīng)力分布云圖，不同厚度下殘余應(yīng)力分布規(guī)律如圖6所示?？梢钥闯?，殘余應(yīng)力沿孔軸線方向?yàn)閷?duì)稱分布，襯套受擠壓后，內(nèi)部均為切向殘余壓應(yīng)力，在襯套與孔壁接觸位置殘余壓應(yīng)力最大?？妆诒砻鏆堄鄩簯?yīng)力達(dá)到400MPa以上，有較好的強(qiáng)化效果。在距底孔2mm范圍內(nèi)，均為殘余壓應(yīng)力，且距孔壁越遠(yuǎn)，殘余壓應(yīng)力越小，之后逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)闅堄嗬瓚?yīng)力，且殘余拉應(yīng)力先逐漸增大后減小到0。耳片孔壁處，擠出面切向殘余應(yīng)力最大，擠入面殘余應(yīng)力最小，但整體差別不大，這是因?yàn)樵跀D壓過(guò)程中孔壁材料的軸向流動(dòng)，導(dǎo)致擠出面參與塑性變形的金屬較多，其周向殘余壓應(yīng)力較高。但由于二次擠壓襯套的作用，襯套緊密壓合孔壁使其殘余應(yīng)力重新分布，耳片孔壁殘余應(yīng)力在厚度方向上分布趨于一致。在襯套內(nèi)部，擠出面殘余應(yīng)力相較于擠入面和中間面較低，主要因?yàn)樵谝淮螖D壓孔壁過(guò)程中，擠出面存在較大的變形，二次擠壓襯套過(guò)程中，襯套在擠出面受到孔壁約束較弱，所以殘余壓應(yīng)力水平較低。本文中殘余應(yīng)力分布與文獻(xiàn)[9]中二次擠壓孔壁表層殘余應(yīng)力分布有較好的一致性，驗(yàn)證了本文建立的二次擠壓強(qiáng)化有限元模型的合理性。

圖4 疲勞仿真流程圖Fig.4 Flow chart of fatigue simulation

表3 疲勞載荷信息Table 3 Fatigue load information

圖7為未擠壓強(qiáng)化構(gòu)件單向拉伸應(yīng)力分布云圖，圖8為受拉耳片構(gòu)件最小截面應(yīng)力分布規(guī)律。由仿真結(jié)果可知，襯套內(nèi)部應(yīng)力基本為零，但耳片孔壁處出現(xiàn)嚴(yán)重的應(yīng)力集中現(xiàn)象。

圖9所示為二次擠壓強(qiáng)化后受拉試樣最小截面應(yīng)力分布，在165MPa的均布載荷作用下，孔壁處由未擠壓時(shí)的應(yīng)力集中轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力狀態(tài)，應(yīng)力水平低于截面平均值，且距離孔壁1.15mm內(nèi)均為壓應(yīng)力，隨著距孔壁距離的增加，逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)槔瓚?yīng)力。由此可見(jiàn)，二次擠壓強(qiáng)化可以有效緩解孔壁應(yīng)力集中現(xiàn)象，使拉應(yīng)力主要分布于不危險(xiǎn)區(qū)域，避免孔疲勞性能的削弱，增強(qiáng)危險(xiǎn)區(qū)域的疲勞性能。

圖5 最小截面切向殘余應(yīng)力分布Fig.5 Tangential residual stress contour plotat minimum cross section

圖6 二次擠壓切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律Fig.6 Distribution of tangential residual stress in double cold expansion

圖7 單向拉伸應(yīng)力分布云圖Fig.7 Uniaxial tensile stress distribution contour plot

通常由于擠壓入口面切向殘余應(yīng)力較低，疲勞裂紋源有較大概率出現(xiàn)在擠入面，因此主要研究孔徑與潤(rùn)滑對(duì)擠入面的孔壁應(yīng)力分布的影響。圖10所示為4種不同孔徑下耳片構(gòu)件切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律，可以看到，相同條件下，不同孔徑耳片最小截面方向存在一個(gè)應(yīng)力不受影響區(qū)域，對(duì)于擠入面，該應(yīng)力不變點(diǎn)在距孔壁約3.2mm處。隨著孔徑的增加，由于相對(duì)擠壓量的減小，在應(yīng)力不變點(diǎn)前切向殘余壓應(yīng)力減小。因耳片內(nèi)部應(yīng)力平衡，應(yīng)力不變點(diǎn)之后殘余拉應(yīng)力隨著孔徑減小而增大。

圖8 最小截面拉伸應(yīng)力分布規(guī)律Fig.8 Distribution of tensile stress at minimum cross section

圖9 強(qiáng)化受載試樣應(yīng)力分布規(guī)律Fig.9 Stress distribution of strengthened specimen under load

圖10 不同孔徑試樣殘余應(yīng)力分布規(guī)律Fig.10 Residual stress distribution in different diameters

二次擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)中使用了GH–51干膜潤(rùn)滑劑，摩擦系數(shù)越低代表潤(rùn)滑效果越好，圖11為不同摩擦系數(shù)下耳片在擠入面殘余應(yīng)力分布規(guī)律，可以看出在孔壁附近，潤(rùn)滑情況越差，周向殘余壓應(yīng)力越大，這是因?yàn)闈?rùn)滑不佳產(chǎn)生的較大擠壓力使材料發(fā)生軸向流動(dòng)，孔壁產(chǎn)生更高的壓應(yīng)力。在距孔壁約1～3mm區(qū)域，殘余應(yīng)力分布基本一致，但在遠(yuǎn)離孔壁位置，隨著摩擦系數(shù)的增大，即潤(rùn)滑效果變差，殘余拉應(yīng)力增加。對(duì)比圖12可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)摩擦系數(shù)f為0.05及0.1，即潤(rùn)滑情況較好時(shí)，擠入面孔壁切向殘余壓應(yīng)力約為360MPa，且應(yīng)力分布趨勢(shì)基本一致。隨著潤(rùn)滑情況變差，孔壁整體殘余應(yīng)力變大，擠入面與擠出面應(yīng)力差值減小，摩擦系數(shù)為0.3時(shí)孔壁切向殘余壓應(yīng)力達(dá)到575MPa。

圖11 不同潤(rùn)滑條件殘余應(yīng)力分布規(guī)律Fig.11 Residual stress distribution in different lubrication conditions

圖12 孔壁在厚度方向殘余應(yīng)力分布規(guī)律Fig.12 Residual stress distribution of hole edge in direction of thickness

3.2 疲勞壽命仿真分析

圖13為在一級(jí)載荷下未經(jīng)二次擠壓強(qiáng)化受載試樣疲勞壽命仿真云圖，可以看出孔壁為構(gòu)件最先發(fā)生疲勞失效的部位，疲勞壽命為2.99×105次循環(huán)，襯套在使用過(guò)程中不發(fā)生疲勞失效，對(duì)構(gòu)件疲勞壽命沒(méi)有影響。圖14為完整四級(jí)載荷下經(jīng)二次擠壓強(qiáng)化后的構(gòu)件疲勞壽命仿真云圖，對(duì)比未擠壓試樣及圖9可以看出，因二次擠壓強(qiáng)化緩解了孔壁應(yīng)力集中，疲勞危險(xiǎn)部位向遠(yuǎn)離孔壁方向轉(zhuǎn)移，一級(jí)載荷下疲勞壽命為6.98×105次循環(huán)，是無(wú)擠壓強(qiáng)化試樣的2.33倍。觀察圖14可以看出，隨著疲勞載荷的增加，疲勞危險(xiǎn)區(qū)域明顯增大，且疲勞壽命降低。采用MTS322.21試驗(yàn)機(jī)（100kN）對(duì)未強(qiáng)化及二次擠壓強(qiáng)化后試樣進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)，根據(jù)《中國(guó)航空材料手冊(cè)》第四卷[17]中關(guān)于TB6鈦合金耳片元件軸向加載疲勞S–N曲線及疲勞試驗(yàn)方法，將試驗(yàn)載荷頻率定為：一級(jí)載荷最大應(yīng)力σmax=165MPa，應(yīng)力比R=0.1，試驗(yàn)頻率6Hz。疲勞試驗(yàn)過(guò)程將螺栓桿插入襯套孔中，沿試樣長(zhǎng)軸線方向施加疲勞載荷，其試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)裝夾方式如圖15所示。不同的裝配工藝下，試樣的破壞模式一致，均在耳孔處發(fā)生疲勞失效，圖16為一級(jí)載荷下溫差配合試驗(yàn)件疲勞破壞形式，因襯套材料剛度大于耳片剛度，且由上述仿真結(jié)果可知，耳片孔壁附近出現(xiàn)嚴(yán)重應(yīng)力集中，而襯套內(nèi)部應(yīng)力較為平緩，因此疲勞破壞均發(fā)生在耳孔處。圖17為仿真與試驗(yàn)疲勞壽命對(duì)比情況，因仿真過(guò)程基于孔壁無(wú)微觀缺陷的假設(shè)，所以仿真值較試驗(yàn)值普遍偏低，仿真誤差為8%～20%，考慮到疲勞試驗(yàn)的波動(dòng)性，可以認(rèn)為該仿真誤差在允許范圍內(nèi)。對(duì)比圖13、14及圖16可以看出，仿真與試驗(yàn)疲勞破壞位置均在耳孔處，且預(yù)測(cè)疲勞壽命誤差也在允許范圍內(nèi)，仿真結(jié)果與試驗(yàn)有較好的一致性。

圖13 未擠壓構(gòu)件疲勞壽命仿真云圖（d = 20mm，f = 0.1）Fig.13 Fatigue life simulation contour plot of unexpanded component (d = 20mm，f = 0.1)

圖14 二次擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命分布云圖 （d = 20mm，f = 0.1）Fig.14 Fatigue life simulation contour plot of double expanded component (d = 20mm，f = 0.1)

圖15 試驗(yàn)裝夾方式Fig.15 Test fixing method

圖16 試驗(yàn)件疲勞破壞形式Fig.16 Fatigue failureform of test specimen

圖17 仿真與試驗(yàn)對(duì)比Fig.17 Comparison between simulation and experiment

對(duì)不同孔徑及摩擦系數(shù)的耳片孔進(jìn)行了二次擠壓強(qiáng)化疲勞壽命仿真分析，圖18為摩擦系數(shù)為0.1的條件下不同孔徑偏差的疲勞壽命規(guī)律，發(fā)現(xiàn)對(duì)于同一應(yīng)力水平，因?yàn)榭讖狡钶^小，擠壓量及殘余應(yīng)力差別不大，不同孔徑試樣的疲勞壽命圍繞某一固定值上下波動(dòng)，隨著應(yīng)力幅值的增加，疲勞壽命降低。整體看來(lái)，直徑為19.96mm及20.1mm的底孔疲勞壽命較低，這是因?yàn)橹睆捷^小雖然可以在孔壁引入較大的殘余壓應(yīng)力，但襯套安裝過(guò)程中與孔壁發(fā)生接觸，造成孔壁殘余應(yīng)力波動(dòng)較大，同時(shí)遠(yuǎn)離孔壁處過(guò)大的殘余拉應(yīng)力也可能導(dǎo)致構(gòu)件過(guò)早疲勞失效；直徑過(guò)大會(huì)導(dǎo)致一次擠壓量不足，強(qiáng)化效果不佳，同樣也會(huì)削弱孔擠壓強(qiáng)化的疲勞壽命增益。圖19為直徑20mm孔在不同摩擦系數(shù)下二次擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命規(guī)律，可以看出隨著摩擦系數(shù)的增加，即定性地表示潤(rùn)滑情況的變差，二次擠壓強(qiáng)化孔疲勞壽命逐漸降低。在實(shí)際生產(chǎn)過(guò)程中，若潤(rùn)滑情況不佳，會(huì)造成孔壁材料的軸向流動(dòng)，使孔壁殘余應(yīng)力在厚度方向上分布不均勻，從而削弱疲勞壽命的增益。此外，本仿真模擬是基于孔壁無(wú)微觀缺陷的假設(shè)下進(jìn)行的，在實(shí)際二次擠壓強(qiáng)化中，潤(rùn)滑效果不佳，會(huì)出現(xiàn)斷棒、卡棒等問(wèn)題，且芯棒與襯套在擠壓裝配過(guò)程中會(huì)對(duì)孔壁造成較大的損傷，增加了裂紋萌生的概率，也會(huì)大幅降低構(gòu)件的疲勞壽命。

圖18 孔徑對(duì)疲勞壽命影響 （f = 0.1）Fig.18 Effect of diameter on fatigue life ( f = 0.1)

圖19 潤(rùn)滑對(duì)疲勞壽命影響 （d = 20mm）Fig.19 Effect of lubrication on fatigue life (d = 20mm)

4 結(jié)論

（1）建立了TB6鈦合金孔的二次擠壓強(qiáng)化有限元模型，可以準(zhǔn)確地模擬二次擠壓強(qiáng)化過(guò)程。在有限元模擬結(jié)果的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了二次擠壓強(qiáng)化孔疲勞壽命仿真分析，仿真結(jié)果與實(shí)際生產(chǎn)試驗(yàn)有較好的一致性。

（2）二次擠壓強(qiáng)化后孔壁殘余壓應(yīng)力可達(dá)400MPa以上，保證了孔壁有足夠的切向殘余壓應(yīng)力，能有效緩解孔壁應(yīng)力集中。在襯套內(nèi)部均為切向殘余壓應(yīng)力，且擠出面應(yīng)力水平較低，因二次擠壓襯套的緣故，耳片孔壁殘余應(yīng)力分布在厚度方向上趨于一致。

（3）對(duì)不同孔徑的底孔進(jìn)行二次擠壓強(qiáng)化，在同一厚度上，孔壁最小截面方向存在一個(gè)應(yīng)力不變點(diǎn)，在該點(diǎn)之前，切向殘余壓應(yīng)力與孔徑呈負(fù)相關(guān)，在該點(diǎn)之后趨勢(shì)相反。潤(rùn)滑情況越好，孔壁附近殘余壓應(yīng)力越小，遠(yuǎn)離孔壁處拉應(yīng)力越小。

（4）在一級(jí)疲勞載荷下，二次擠壓強(qiáng)化構(gòu)件疲勞壽命為未擠壓試樣的2.33倍。當(dāng)擠壓芯棒規(guī)格一定時(shí)，孔徑偏差較大及潤(rùn)滑情況不佳都會(huì)削弱二次擠壓強(qiáng)化的疲勞增益，其中潤(rùn)滑狀況對(duì)二次擠壓強(qiáng)化孔疲勞壽命影響較大。在實(shí)際生產(chǎn)中，應(yīng)盡量保證較好的孔加工精度及擠壓潤(rùn)滑條件。