鈦合金TB6 連接孔擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力及疲勞壽命試驗(yàn)研究*

馮平法，劉嘉輝，王子標(biāo)，馮 峰，張翔宇，沈 岳，張建富，王健健，吳志軍，郁鼎文

（1.清華大學(xué)精密超精密制造裝備及控制北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100084；2.清華大學(xué)高端裝備界面科學(xué)與技術(shù)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100084；3.清華大學(xué)深圳國際研究生院，深圳 518055；4.中國科學(xué)院力學(xué)研究所非線性力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室（LNM），北京 100190）

鈦合金具有質(zhì)量輕、比強(qiáng)度高、耐腐蝕性好、熱硬性好等優(yōu)勢，是航空航天領(lǐng)域不可或缺的重要材料[1–2]。以飛機(jī)制造為例，大量機(jī)械零部件通過螺栓或鉚釘連接，在產(chǎn)品服役過程中，鈦合金連接孔承受較大的應(yīng)力載荷，極易發(fā)生疲勞失效，甚至釀成嚴(yán)重后果[3]。為了提高連接孔的安全性和可靠性，諸多學(xué)者開展了大量研究。

眾多研究結(jié)果均表明，擠壓強(qiáng)化是一種直接高效的內(nèi)孔抗疲勞制造方法，可以成倍提高連接孔的疲勞壽命[4–8]。其中，直接芯棒擠壓強(qiáng)化是通過外力使一個(gè)直徑大于孔徑的擠壓芯棒穿過連接孔，迫使孔壁材料發(fā)生彈塑性變形，以改善連接孔的疲勞性能。因工藝簡單、成本低廉、強(qiáng)化效果顯著，直接芯棒擠壓強(qiáng)化在實(shí)際生產(chǎn)中應(yīng)用廣泛[9]。Elajrami 等[10]試驗(yàn)得知經(jīng)過一次擠壓后的鋁合金2024–T3 孔疲勞壽命可以延長6～7倍。Liu 等[11]發(fā)現(xiàn)即使在溫度600 ℃下，擠壓強(qiáng)化后的鎳基高溫合金孔的低周疲勞壽命仍可提高2.1～3.5 倍。Hou 等[12]試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)經(jīng)過5.7%擠壓量擠壓后的鋁合金7B04–T6 孔的腐蝕疲勞壽命提升了3 倍。Wang 等[13]觀察疲勞斷口發(fā)現(xiàn)，擠壓強(qiáng)化后的試件在疲勞裂紋擴(kuò)展中繞過了三向壓應(yīng)力區(qū)域，認(rèn)為殘余壓應(yīng)力的引入是疲勞壽命提升的主要原因。由于連接孔的空間局限性，現(xiàn)有試驗(yàn)研究大多在孔端面測量殘余應(yīng)力，受限于X 射線光斑大小或鉆孔直徑，無法直接測得強(qiáng)化表面及亞表面殘余應(yīng)力[5，7，10–14]。而疲勞裂紋通常萌生于此，因此表層及亞表層的應(yīng)力分布尤為重要。一些學(xué)者通過有限元仿真的方式得到了強(qiáng)化后孔壁殘余應(yīng)力分布規(guī)律[4，8，15–17]。

本文進(jìn)行了鈦合金TB6 耳片直接芯棒擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)，分析了擠壓量和擠壓次數(shù)對(duì)塑性變形量、孔壁殘余應(yīng)力及表面粗糙度的影響規(guī)律，通過疲勞壽命試驗(yàn)對(duì)比了不同工藝參數(shù)下的擠壓強(qiáng)化效果，結(jié)合疲勞斷口形貌分析了擠壓強(qiáng)化提升疲勞壽命的原因。

1 試驗(yàn)及方法

1.1 試驗(yàn)件及擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)

試驗(yàn)用原始材料為鈦合金TB6，經(jīng)預(yù)加工得到如圖1（a）所示的耳片狀試驗(yàn)件，耳片孔公稱直徑為20 mm，尺寸公差為0～0.021 mm，孔深為16 mm。所有用于強(qiáng)化試驗(yàn)的耳片孔均由鉆孔–鏜孔得到。擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)為直接芯棒擠壓，擠壓芯棒材料為M42 高速鋼，其結(jié)構(gòu)如圖1（b）所示，可以分為導(dǎo)向段、前錐段、工作段和后錐段。其中，工作段的直徑與擠壓前耳片孔的直徑差定義為擠壓強(qiáng)化的擠壓量。

圖1 耳片試件及擠壓芯棒Fig.1 Lug sample and expansion mandrel

擠壓過程中，試件材料由于彈塑性變形，與擠壓芯棒間存在巨大的正壓力。擠壓芯棒與孔壁之間沿軸向相對(duì)滑動(dòng)會(huì)導(dǎo)致劇烈的摩擦。為了減少軸向殘余拉應(yīng)力的引入，避免因軸向摩擦造成孔壁表面的微裂紋等缺陷，使用MoS2表面處理劑（中國航發(fā)北京航空材料研究院）進(jìn)行擠壓過程中的潤滑減摩。擠壓強(qiáng)化前用MoS2表面處理劑分3 次均勻涂抹于孔壁表面，在常溫下靜置1 h，待表面處理劑完全固化。

擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)在LEGEND 1000MDX 型液壓機(jī)（美國Instron 公司）上進(jìn)行，該液壓機(jī)最大能夠提供100 t 壓力。

擠壓強(qiáng)化過程中，在擠壓芯棒的徑向推擠作用下，孔壁材料發(fā)生了劇烈的塑性變形，由于耳片試件的兩端缺少約束，擠壓入口端和出口端的孔壁材料會(huì)向兩端面發(fā)生明顯的塑性流動(dòng)，導(dǎo)致擠壓強(qiáng)化后的孔徑呈現(xiàn)兩端大、中間小的“沙漏”形狀，同時(shí)耳片兩端面也會(huì)因?yàn)椴牧隙逊e形成“凸瘤”，不僅會(huì)導(dǎo)致孔徑超過尺寸設(shè)計(jì)公差，而且會(huì)導(dǎo)致服役過程中在材料堆積處產(chǎn)生應(yīng)力集中，更容易萌生疲勞裂紋，不利于耳片試件疲勞壽命的提高。因此，使用如圖2（a）和（b）所示的工裝進(jìn)行耳片孔擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)。上壓板和下墊塊均設(shè)計(jì)有孔徑略大于擠壓芯棒工作段直徑的通孔。試驗(yàn)前首先將定位芯棒依次穿過上壓板、耳片試件和下墊塊，使待強(qiáng)化孔與上壓板孔及下墊塊孔同軸，其次用螺栓將上壓板與下墊塊連接，對(duì)耳片試件上端面施加一定的預(yù)壓力，然后將定位芯棒取出，改換為擠壓芯棒，最后通過液壓機(jī)擠壓，實(shí)現(xiàn)對(duì)耳片孔的擠壓強(qiáng)化。圖2（c）和（d）所示是擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)現(xiàn)場圖。

圖2 擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)過程Fig.2 Experimental process of cold expansion

圖3 所示是擠壓量0.4 mm 時(shí)，直接擠壓及使用工裝擠壓后耳片孔入口端和出口端材料堆積對(duì)比?？梢钥闯觯褂霉ぱb后，擠壓入口端的材料堆積高度由51 μm 下降至48 μm，擠壓出口端的材料堆積高度由121 μm 下降至77 μm；該工裝對(duì)抑制擠壓入口端和出口端材料軸向流動(dòng)具有一定的效果，可以在一定程度上改善擠壓強(qiáng)化后孔壁“沙漏”形貌及“凸瘤”材料堆積問題，使擠壓強(qiáng)化得到的耳片孔僅需孔邊倒角即可去除尺寸超差部分，符合設(shè)計(jì)公差要求。因此，以下試驗(yàn)均在該工裝上進(jìn)行。設(shè)計(jì)了擠壓強(qiáng)化工藝參數(shù)試驗(yàn)，擠壓量試驗(yàn)范圍選取1%～3%，擠壓次數(shù)試驗(yàn)范圍選取1～3 次，如表1 所示。

表1 擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)方案Table 1 Experimental parameters of cold expansion

圖3 入口端及出口端材料堆積對(duì)比Fig.3 Comparison of material accumulation at inlet end and outlet end

1.2 擠壓強(qiáng)化測試及表征

耳片孔入口和出口端面材料堆積使用Zygo NexView 9000 型白光三維形貌干涉儀進(jìn)行觀察測量?？妆谳喞褂肏exagon Global S 型三坐標(biāo)測量機(jī)進(jìn)行自適應(yīng)同心圓掃描。孔壁表面粗糙度使用Mahr MarSurf PS 10 型觸針式表面粗糙度儀進(jìn)行測量，對(duì)每個(gè)孔壁沿軸向測量5 次，取平均值作為該孔壁的表面粗糙度Ra。

由于空間位置的局限性，直接對(duì)孔壁進(jìn)行殘余應(yīng)力測試存在困難。圖4 為耳片試件擠壓強(qiáng)化后的測試。將耳片線切割得到圖4（a）所示的試件，再進(jìn)行殘余應(yīng)力測試?？妆诒砻鏆堄鄳?yīng)力使用XL–640 型X 射線應(yīng)力儀（愛斯特應(yīng)力技術(shù)有限公司）進(jìn)行測試，測量方法及參數(shù)如表2 所示，測試過程如圖4（b）所示。由于鈦合金屬于晶粒粗大的難測材料，使用擺動(dòng)法進(jìn)行測量，以盡量提高測量結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性?？妆跉堄鄳?yīng)力沿徑向的分布使用芬蘭Prism激光干涉應(yīng)力儀（ESPI）進(jìn)行測試，該設(shè)備是將剝層法和電子散斑干涉技術(shù)相結(jié)合對(duì)內(nèi)部殘余應(yīng)力進(jìn)行測量，鉆孔直徑為1 mm，測試過程如圖4（c）所示。孔壁縱截面經(jīng)金相制樣后由日本OLYMPUS–BX51M 光學(xué)顯微鏡觀察得到。

表2 X 射線衍射殘余應(yīng)力測試參數(shù)Table 2 Measurement parameters of residual stress by X–ray diffraction

圖4 擠壓強(qiáng)化后測試Fig.4 Measurement for characterization of cold expansion

疲勞性能使用QBG–250 型高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)（美國Instron 公司）進(jìn)行拉–拉疲勞壽命測試，試驗(yàn)前將銷軸插入耳片孔內(nèi)，試驗(yàn)過程中通過銷軸沿耳片試件的長軸施加載荷，如圖5（a）所示。疲勞應(yīng)力載荷選用σmax=250 MPa，應(yīng)力比R=0.1，載荷頻率約為100 Hz。疲勞斷裂后的耳片試件如圖5（b）所示。疲勞斷裂后的試件經(jīng)線切割后，使用ZEISS GeminiSEM 300 掃描電子顯微鏡（SEM）觀察疲勞斷口形貌。

圖5 疲勞壽命試驗(yàn)試件裝夾及試驗(yàn)后耳片F(xiàn)ig.5 Fatigue test set up and lug samples after test

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 塑性變形量

圖6 所示是擠壓前后的孔徑差，即塑性變形量與擠壓工藝參數(shù)關(guān)系?？梢钥闯?，隨著擠壓量的增大，擠壓芯棒對(duì)孔壁材料的徑向推擠效果增大，孔壁材料塑性變形加劇，塑性變形區(qū)域增大，孔徑擴(kuò)張量顯著提高。對(duì)于1 次擠壓，擠壓量由0.2 mm 增大到0.6 mm，對(duì)應(yīng)的塑性變形量由25 μm 增大到276 μm。

圖6 擠壓強(qiáng)化后塑性變形量Fig.6 Plastic deformation after cold expansion

而當(dāng)擠壓量相同時(shí)，隨著擠壓次數(shù)的增加，擠壓強(qiáng)化后的孔徑略有增大，對(duì)于0.2 mm 擠壓量，3 次擠壓相比于1 次擠壓塑性變形量僅增大3 μm，對(duì)于0.4 mm 和0.6 mm 擠壓量，塑性變形量分別增大了9 μm和22 μm，但也僅相當(dāng)于1 次擠壓塑性變形量的6.7%和7.9%，可見塑性變形量受擠壓次數(shù)影響不大。

2.2 殘余應(yīng)力分布

擠壓強(qiáng)化過程中，孔壁材料發(fā)生了劇烈的不均勻彈塑性變形，引入了一定的殘余應(yīng)力。而線切割會(huì)導(dǎo)致孔壁部分殘余應(yīng)力釋放，影響殘余應(yīng)力測量結(jié)果。因此，在線切割前后分別使用三坐標(biāo)測量機(jī)測量孔壁輪廓，得到線切割前后孔壁輪廓變形量，通過有限元仿真得到變形對(duì)應(yīng)的殘余應(yīng)力釋放量，對(duì)殘余應(yīng)力測量結(jié)果進(jìn)行修正。

考慮到試件結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，建立線切割后1/2 試件的二維簡化模型，并得到仿真結(jié)果，如圖7 所示。圖7（a）為簡化模型，網(wǎng)格單元尺寸為0.1 mm，在孔壁處局部細(xì)化網(wǎng)格。在對(duì)稱面上施加對(duì)稱約束，在線切割面上施加力矩載荷，使得孔壁輪廓發(fā)生與三坐標(biāo)測量機(jī)測量結(jié)果對(duì)應(yīng)的擴(kuò)張變形。仿真過程中的材料屬性參數(shù)如表3 所示[15]，使用ABAQUS/Standard 求解器。圖7（b）所示是仿真得到的應(yīng)力分布云圖，從中可以獲取殘余應(yīng)力測點(diǎn)處的切向應(yīng)力，以修正試驗(yàn)測試結(jié)果。

表3 有限元仿真材料屬性參數(shù)[15]Table 3 Material property parameters of finite element simulation[15]

圖7 線切割致殘余應(yīng)力釋放有限元修正Fig.7 Finite element correction of residual stress release caused by wire cutting

圖8（a）所示是經(jīng)有限元仿真修正后的擠壓強(qiáng)化后孔壁表面切向殘余應(yīng)力X 射線衍射測量結(jié)果?？梢钥闯?，隨著擠壓量的增大，孔壁塑性變形增大，表面殘余壓應(yīng)力引入量明顯增大，由–450 ～ –530 MPa 增大到–700 ～ –800 MPa。而擠壓次數(shù)對(duì)表面殘余應(yīng)力的影響相對(duì)較小，上下偏差不超過10%，且未呈現(xiàn)明顯的影響規(guī)律，這也與擠壓前后孔壁塑性變形量測量結(jié)果吻合。在多次擠壓強(qiáng)化的過程中，擠壓變形量主要是彈性變形，引入的塑性變形極少，所以引入額外的殘余壓應(yīng)力也較小。

圖8 擠壓強(qiáng)化后孔壁切向殘余應(yīng)力Fig.8 Tangential residual stress of hole wall after cold expansion

X 射線衍射測得的僅是表面數(shù)μm 范圍內(nèi)的殘余應(yīng)力，而殘余壓應(yīng)力的引入層深度和峰值對(duì)疲勞壽命有重要影響。圖8（b）所示是ESPI測得的1 次擠壓后孔壁切向殘余應(yīng)力沿徑向分布結(jié)果（經(jīng)過有限元仿真修正）?？梢钥闯觯瑪D壓強(qiáng)化后均引入了不同程度的殘余壓應(yīng)力，且最大殘余壓應(yīng)力均出現(xiàn)在亞表層。隨著擠壓量的增大，其表面殘余壓應(yīng)力數(shù)值越大，且殘余壓應(yīng)力層的深度也越大，這是由于擠壓量越大，強(qiáng)化時(shí)產(chǎn)生擠壓變形的程度和深度越大。當(dāng)擠壓量為0.2 mm 時(shí)，在徑向0.1 mm 深度處殘余壓應(yīng)力達(dá)到最大，約為–680 MPa，隨后迅速衰減，在徑向0.3 mm 深度處僅有–240 MPa。當(dāng)擠壓量為0.4 mm 時(shí)，在徑向0.15 mm 深度處殘余壓應(yīng)力達(dá)到最大，約為–850 MPa，隨著徑向深度的增大有所衰減，在徑向深度0.6 mm 處仍存在約–400 MPa 的殘余壓應(yīng)力。當(dāng)擠壓量為0.6 mm 時(shí)，殘余壓應(yīng)力峰值進(jìn)一步增大，超過了–1000 MPa 且接近材料的屈服強(qiáng)度，且隨著深度的增大衰減緩慢，即使在徑向0.7 mm 深度處仍存在約–740 MPa 的殘余壓應(yīng)力。如此數(shù)值大且影響層深的殘余壓應(yīng)力將有效抑制裂紋的萌生和擴(kuò)展，從而顯著提高試件的疲勞壽命。

2.3 表面粗糙度

圖9（a）所示是擠壓強(qiáng)化前后孔壁表面粗糙度Ra測量結(jié)果對(duì)比，擠壓強(qiáng)化前后表面粗糙度均在Ra0.30～0.53 μm 之間，且數(shù)值變化不超過5%，可以看出擠壓強(qiáng)化過程對(duì)孔壁表面粗糙度幾乎沒有影響，擠壓強(qiáng)化后孔壁表面仍呈現(xiàn)明顯的鏜孔痕跡，如圖9（b）所示。這是因?yàn)殓M孔后孔壁表面沿孔軸向呈現(xiàn)周期性的峰谷交替的鋸齒形貌。涂抹的表面處理劑固化后，在擠壓強(qiáng)化過程中，MoS2顆粒被封存于鏜孔得到的“波谷”中。由于MoS2顆粒具有良好的承載能力，擠壓芯棒沿徑向同時(shí)擠壓“波峰”與“波谷”，使之發(fā)生同步塑性變形和回彈，如圖9（c）所示。因此，擠壓強(qiáng)化完成后未能實(shí)現(xiàn)表面光整，孔壁表面質(zhì)量沒有明顯改善，表面粗糙度幾乎不發(fā)生改變。

圖9 擠壓強(qiáng)化后表面粗糙度Fig.9 Surface roughness after cold expansion

2.4 疲勞壽命試驗(yàn)及斷口分析

根據(jù)表面完整性測試結(jié)果分析可知，對(duì)擠壓強(qiáng)化后孔壁表面完整性影響最為顯著的因素是擠壓量。因此選取擠壓次數(shù)為1 次，研究擠壓量對(duì)擠壓強(qiáng)化后耳片試件疲勞壽命的影響規(guī)律。為避免孔徑差異對(duì)疲勞試驗(yàn)結(jié)果造成影響，根據(jù)試驗(yàn)得到的擠壓強(qiáng)化塑性變形量，對(duì)擠壓強(qiáng)化前耳片孔徑進(jìn)行預(yù)補(bǔ)償，使得擠壓強(qiáng)化后孔徑滿足公稱直徑20 mm、尺寸公差0～0.021 mm 的設(shè)計(jì)要求。每組擠壓強(qiáng)化工藝參數(shù)的疲勞試驗(yàn)至少重復(fù)3 次，取平均值作為試驗(yàn)結(jié)果。所有耳片試件均在最小截面處發(fā)生疲勞斷裂。強(qiáng)化前后耳片的疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果如圖10 所示。隨著擠壓量的增大，擠壓強(qiáng)化對(duì)疲勞壽命的改善效果顯著提高。

圖10 擠壓強(qiáng)化后耳片試件疲勞壽命Fig.10 Fatigue life of lug samples after cold expansion

未強(qiáng)化耳片試件的疲勞壽命循環(huán)次數(shù)為3.2×104次。圖11 所示是未強(qiáng)化耳片的疲勞斷口SEM 形貌，圖11（a）中的各點(diǎn)對(duì)應(yīng)后面各分圖。疲勞斷口由裂紋萌生區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)和脆性斷裂區(qū)組成。裂紋萌生于孔壁表面，如圖11（b）所示，且沿連接孔軸向觀察到多處裂紋源。在距離主裂紋源8 mm 范圍內(nèi)的裂紋擴(kuò)展前期為輝紋擴(kuò)展機(jī)制，隨著擴(kuò)展的進(jìn)行，輝紋間距逐漸增大，反映裂紋擴(kuò)展速率的提高（圖11（c）～（f））。隨著擴(kuò)展的進(jìn)一步進(jìn)行，實(shí)際受力面積減小，實(shí)際載荷增大，材料出現(xiàn)撕裂并伴有明顯的塑性變形（圖11（g））。最終，耳片試件出現(xiàn)瞬斷，脆性斷裂區(qū)呈現(xiàn)出大量等軸韌窩特征（圖11（h））。

圖11 未強(qiáng)化耳片試件疲勞斷口Fig.11 Fatigue fracture of samples without cold expansion

經(jīng)過0.2 mm 擠壓量1 次擠壓后，耳片試件的疲勞壽命循環(huán)次數(shù)提升至7.3×104次，疲勞壽命提升約128%。圖12 所示是擠壓量0.2 mm耳片試件疲勞斷口。疲勞裂紋萌生于孔壁表面靠近擠壓入口一側(cè)，且呈現(xiàn)單源起裂，如圖12（b）所示。在裂紋擴(kuò)展前期亦為輝紋擴(kuò)展機(jī)制，且輝紋間距與未強(qiáng)化試件基本相當(dāng)，在裂紋擴(kuò)展初期（距裂紋源1 mm 處）略小于未強(qiáng)化試件，裂紋擴(kuò)展區(qū)面積沒有明顯改變（圖12（c）～（f））。隨著擴(kuò)展的進(jìn)行，亦呈現(xiàn)撕裂和脆斷（圖12（g）～（h））。脆性斷裂區(qū)的韌窩尺寸略小于未強(qiáng)化試件。因此，疲勞壽命的提升可認(rèn)為是殘余壓應(yīng)力的引入在一定程度上延緩了裂紋的擴(kuò)展速率。

圖12 擠壓量0.2 mm 耳片試件疲勞斷口Fig.12 Fatigue fracture of samples with 0.2 mm cold expansion

經(jīng)過0.4 mm 擠壓量一次擠壓后，耳片試件的疲勞壽命循環(huán)次數(shù)提高至9.8×106次，疲勞壽命顯著提高，提升超過300 倍。圖13 所示是擠壓量0.4 mm 耳片試件疲勞斷口。疲勞裂紋萌生于孔壁表面靠近擠壓入口一側(cè)，如圖13（b）所示。在裂紋擴(kuò)展前期，隨著裂紋擴(kuò)展的進(jìn)行，輝紋間距逐漸增大，且均明顯小于未強(qiáng)化試件（圖13（c）～（f））。在距離裂紋源8 mm 處，輝紋間距差距最大，但僅約為未強(qiáng)化試件的1/3，且裂紋擴(kuò)展區(qū)的面積小于未強(qiáng)化試件。峰值達(dá)到–850 MPa 的殘余壓應(yīng)力有效提高了疲勞壽命。在脆性斷裂區(qū)亦呈現(xiàn)大量韌窩，且韌窩尺寸明顯小于未強(qiáng)化試件（圖13（h））。

經(jīng)過0.6 mm 擠壓量一次擠壓后，3 個(gè)耳片試件的疲勞壽命循環(huán)次數(shù)均超過1.2×107次，直至載荷提高20%后發(fā)生疲勞破壞。對(duì)比《中國航空材料手冊(cè)》[18]TB6 合金耳片元件軸向加載疲勞S–N曲線，如以107為循環(huán)基數(shù)，經(jīng)0.6 mm 擠壓量一次擠壓后，鈦合金TB6 耳片試件疲勞極限由約180 MPa 至少提高至250 MPa，提升38%以上。數(shù)值大且影響層深的殘余壓應(yīng)力對(duì)疲勞壽命提升發(fā)揮了重要作用。

3 結(jié)論

（1）隨著擠壓強(qiáng)化擠壓量的增大，孔壁塑性變形量增大，孔壁切向殘余壓應(yīng)力引入峰值和深度均顯著增大，在徑向0.1～0.2 mm 深度處達(dá)到峰值，且沿徑向衰減速率明顯降低，擠壓次數(shù)對(duì)塑性變形量及切向殘余壓應(yīng)力引入量的影響相對(duì)較小。

（2）擠壓強(qiáng)化對(duì)孔壁表面粗糙度、形貌質(zhì)量幾乎沒有影響，表面粗糙度數(shù)值變化量不超過5%。

（3）擠壓強(qiáng)化后疲勞壽命顯著提高，且隨擠壓量的增大而提高。以3%擠壓量擠壓強(qiáng)化后的鈦合金TB6耳片試件疲勞極限由180 MPa 至少提升至250 MPa，提升超過38%。