開縫襯套擠壓工藝對TA15孔結(jié)構(gòu)疲勞增益的影響

王燕禮，許光群，符 彬，曹 強

(1.國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241000)(2.陸軍裝甲兵學(xué)院，北京 100072)

0 引 言

TA15鈦合金是一種中強近α型鈦合金，常在退火狀態(tài)下使用，長期工作溫度可達500 ℃，具有中等室溫強度和高溫強度、良好的熱穩(wěn)定性和可焊接性，但工藝塑性稍低于TC4鈦合金[1]。該合金與廣泛使用的TC4鈦合金相比，當(dāng)工作溫度提高到450～500 ℃時，強度高出100～150 MPa，優(yōu)勢明顯，因此TA15鈦合金被廣泛用于制造飛行器的主承力框、大型整體壁板、接頭、蒙皮及焊接承力部件。而這些部件中常存在大量的孔結(jié)構(gòu)用于結(jié)構(gòu)件連接，在疲勞載荷下，連接孔因為孔邊應(yīng)力集中和孔邊表面積增大，極容易在孔邊和孔壁萌生疲勞裂紋，甚至發(fā)生早期疲勞斷裂，影響飛行器的結(jié)構(gòu)完整性和航空安全性。

孔擠壓是目前國際上應(yīng)用最為廣泛的連接孔強化手段，在工藝控制良好情況下，可將緊固孔疲勞壽命提高3倍以上[2-4]。其原理是將一個直徑大于孔徑、硬度高于連接孔材料的芯棒或圓球擠過連接孔，迫使孔壁材料發(fā)生彈塑性變形，在孔壁引入大深度高幅值可控殘余壓應(yīng)力層，改善孔結(jié)構(gòu)在外載荷作用下的孔邊局部應(yīng)力分布狀態(tài)和孔壁附近材料的微觀組織結(jié)構(gòu)，大幅提高連接孔的疲勞強度、抗應(yīng)力腐蝕和抗腐蝕疲勞性能[5]。

在飛行器制造和維修中使用孔擠壓強化技術(shù)，具有以下作用：恢復(fù)或提高已損傷孔結(jié)構(gòu)和新制孔結(jié)構(gòu)疲勞強度，提高飛行器結(jié)構(gòu)安全性和可靠性；減少補強件使用，達到飛行器減重的目的；大幅提高孔結(jié)構(gòu)疲勞強度和疲勞壽命，降低后期維修成本；提高孔結(jié)構(gòu)疲勞強度的同時不需要改變原始設(shè)計結(jié)構(gòu)，不需要改變原結(jié)構(gòu)使用材料，不需要增加結(jié)構(gòu)尺寸。另外，值得關(guān)注的是，因為孔擠壓強化對提高孔結(jié)構(gòu)疲勞裂紋萌生壽命和疲勞裂紋擴展壽命都有好處，尤其是能夠大幅提高疲勞裂紋擴展壽命，因此其受益是雙方面的，即一方面可提高構(gòu)件的抗疲勞性能，另一方面可增大構(gòu)件的可檢測裂紋尺寸，從而當(dāng)裂紋還不足以使構(gòu)件發(fā)生斷裂而造成飛行事故時，便可以通過簡單的裂紋檢測技術(shù)檢測到?；谝陨蟽?yōu)勢，孔擠壓技術(shù)已被廣泛應(yīng)用于機翼和機身之間連接孔、機翼下表面螺栓孔等飛機關(guān)鍵承力構(gòu)件連接孔的強化處理?？梢灶A(yù)見，孔擠壓在未來仍將會是應(yīng)用非常廣泛的一種重要的連接孔抗疲勞強化技術(shù)。

有多篇文獻[6-12]報道了2024、2B06、6061、7B04、7055、7A85、TC4、300M、30CrMnSiNi2A、A100等多種航空常用鈦合金、鋁合金和高強度合金鋼材料的孔擠壓疲勞增益評價和孔擠壓工藝優(yōu)化研究，以及擠壓孔疲勞壽命預(yù)測研究。從這些已發(fā)表文獻來看，研究主要集中在擠壓量參數(shù)優(yōu)化上，而對于終鉸參量和襯套放置角度的影響卻鮮有報道。實際上對于開縫襯套擠壓(Split sleeve cold expansion, SSCX)技術(shù)來講，因為要去除襯套遺留在孔壁的材料凸脊，擠壓后鉸孔是必不可少的工序，而鉸孔去除材料勢必會改變擠壓后孔壁材料的彈塑性狀態(tài)，進而影響殘余應(yīng)力和組織結(jié)構(gòu)，這一定會對擠壓疲勞增益造成影響。襯套開縫這種不連續(xù)的結(jié)構(gòu)對擠壓孔壁殘余應(yīng)力場和擠壓疲勞增益的影響也需要評估，以完整對開縫襯套擠壓技術(shù)的認(rèn)知。楊洪源等[13]研究了應(yīng)力水平對TA15孔結(jié)構(gòu)疲勞增益的影響，但是目前為止，關(guān)于相對擠壓量、終鉸參量以及襯套放置特征對TA15孔結(jié)構(gòu)擠壓疲勞增益的影響尚未見報道。

本研究采用對比疲勞試驗方法，研究相對擠壓量、終鉸參量、襯套開縫放置角度等工藝參數(shù)對開縫襯套擠壓TA15鈦合金連接孔疲勞增益的影響，對于制定TA15孔結(jié)構(gòu)開縫襯套擠壓工藝具有工程指導(dǎo)意義。

1 實 驗

1.1 實驗材料

實驗材料為寶雞鈦業(yè)股份有限公司生產(chǎn)的35 mm厚退火態(tài)TA15鈦合金板材，其化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)，%)為：C 0.006 9，Si 0.066，O 0.071，F(xiàn)e 0.034，V 2.3，Al 6.7，Mo 1.7，Zr 2.3，余量為Ti。板材的室溫抗拉強度為985 MPa，屈服強度為915 MPa。

1.2 試樣設(shè)計

按照HB 5287—1996《金屬材料軸向加載疲勞試驗方法》和HB-Z170—2005《航空金屬零件孔擠壓強化工藝》標(biāo)準(zhǔn)要求，模擬某型飛機實際結(jié)構(gòu)，設(shè)計含φ10.00H9中心圓孔的板狀軸向拉伸疲勞試樣，如圖1所示。

圖1 疲勞試樣示意圖Fig.1 Schematic diagram of fatigue sample

1.3 試樣處理

A組：采用φ10.505 mm鉸刀將φ10.00H9孔鉸至φ10.50H9，模擬傳統(tǒng)的鉆-擴-鉸制孔工藝，處理試樣編號為1#～4#。

B組：采用φ10.105 mm鉸刀初鉸φ10.00H9，用特定擠壓芯棒擠壓，再用φ10.750 mm鉸刀進行終鉸處理，模擬第1種孔擠壓工藝，處理試樣編號為5#～6#。

C組：采用φ10.05 mm鉸刀初鉸φ10.00H9孔后，用特定擠壓芯棒擠壓，再用φ10.750 mm鉸刀進行終鉸處理，模擬第2種孔擠壓工藝，處理試樣編號為7#～8#。

D組：采用φ10.05 mm鉸刀初鉸φ10.00H9孔后，用特定擠壓芯棒擠壓，再用φ10.40、φ10.405、φ10.45、φ10.475、φ10.505 mm鉸刀依次進行鉸削處理，模擬第3種孔擠壓工藝，處理試樣編號為9#～10#。

E組：采用φ10.04 mm鉸刀初鉸φ10.00H9孔后，用特定擠壓芯棒擠壓，再用φ10.40、φ10.405、φ10.45、φ10.475、φ10.505 mm鉸刀依次進行鉸削處理，且擠壓時襯套開縫平行于孔結(jié)構(gòu)最窄截面處(即疲勞危險區(qū))放置，模擬第4種孔擠壓工藝，處理試樣編號為11#～13#。

F組：擠壓時除襯套開縫與孔結(jié)構(gòu)最窄截面呈90°放置(非疲勞危險區(qū))外，其他工藝條件與E組相同，模擬第5種孔擠壓工藝，處理試樣編號為14#～17#。以上所有試樣在擠壓強化后孔邊均不倒角，以模擬飛機實際某疊層結(jié)構(gòu)中受工具可達性限制孔邊無法實現(xiàn)倒角的工況；B、C、D組試樣擠壓時襯套開縫與孔結(jié)構(gòu)最窄截面呈90°放置；每個孔徑測量4次，取平均值作為孔徑實際尺寸。實驗中使用開縫襯套擠壓芯棒工作段直徑(D)為9.80 mm，開縫襯套厚度(t)為0.40 mm。

實驗中發(fā)現(xiàn)，所有擠壓孔在使用φ10.40 mm鉸刀鉸削后，即可去除開縫襯套擠壓遺留在孔壁的軸向材料凸脊。

表1列出了A～F組不同工藝處理條件下，孔結(jié)構(gòu)的孔徑變化情況、相對擠壓量以及終鉸參量。

1.4 疲勞試驗

在室溫下，采用MTS810電子液壓伺服疲勞試驗機開展恒幅拉-拉疲勞試驗，試驗參數(shù)：Fmax=400 MPa，R=0.1，f=10 Hz。

2 結(jié)果與討論

2.1 疲勞壽命

表2記錄了A～F組試樣的疲勞壽命及斷裂位置。

表1 A～F組試樣孔徑尺寸變化和開縫襯套擠壓工藝參數(shù)

Table 1 Change of hole diameters and SSCX parameters of A～F sample

表2不同工藝處理后試樣的疲勞壽命(Cycle)及斷裂位置

Table 2 Fatigue life and fracture location of samples treated by different processes

從表2可以看到，經(jīng)過開縫襯套擠壓強化的試樣，孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命有明顯的延長，至少延長4倍以上。在F工藝條件下，疲勞壽命延長了9.5倍。此外，還注意到，所有未擠壓強化試樣均在孔結(jié)構(gòu)處斷裂，而擠壓強化試樣出現(xiàn)了在過渡圓弧處斷裂的個例，結(jié)合疲勞壽命測量結(jié)果，可以斷定，擠壓強化確實提高了孔結(jié)構(gòu)疲勞強度。

2.2 開縫襯套擠壓效果

實驗中，A、D、E、F組試樣的終孔徑相同，所不同的是A組試樣采用傳統(tǒng)鉆-擴-鉸方法制孔，D、E、F組試樣采用鉆-擴-鉸-擠壓強化-鉸方法制孔。顯然，擠壓強化后，孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命有明顯提升，這表明開縫襯套擠壓可以有效提高TA15孔結(jié)構(gòu)的疲勞強度和抗疲勞特性。同時，又因為D、E、F擠壓工藝不完全相同，其疲勞壽命表現(xiàn)出明顯的差異性，這說明擠壓工藝對疲勞增益有很大的影響。

2.3 擠壓量影響分析

實驗中，B組和C組試樣相對擠壓量不同，分別為4.95%和5.45%，其他工藝條件則完全相同，但是，疲勞壽命卻相差較大，分別為150 216周次和341 222周次。這表明擠壓量越大，疲勞增益越大。另外，雖然B組和C組試樣的相對擠壓量僅相差0.5%，但疲勞增益卻相差了5倍(均為相對于A組試樣疲勞壽命的疲勞增益)。D、E、F組試樣，同樣是除相對擠壓量不同外，其他工藝條件完全相同，例如D組試樣的相對擠壓量為5.45%，E和F組試樣的相對擠壓量為5.56%，D與E、F的相對擠壓量僅差0.11%，同樣出現(xiàn)了疲勞壽命相差較大的現(xiàn)象，孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分別為248 532、307 133、384 024周次，疲勞增益差達到了1.6～3.7倍。

通常來講，擠壓量越大，開縫襯套擠壓后孔壁殘余壓應(yīng)力峰值會越高，殘余壓應(yīng)力區(qū)域會越深，且擠壓強化疲勞增益和疲勞增益穩(wěn)定性越大，該特征與D、F組試樣疲勞壽命更長、疲勞壽命穩(wěn)定性更好的現(xiàn)象是吻合的。本研究還說明，在處理TA15孔結(jié)構(gòu)時，當(dāng)擠壓芯棒確定后，孔初始結(jié)構(gòu)加工精度和尺寸穩(wěn)定性非常重要，擠壓量越大可獲得相對更大的疲勞增益，而且特別需要注意的是，微小的相對擠壓量波動會導(dǎo)致疲勞增益的顯著波動。

2.4 終鉸參量影響分析

實驗中，C和D組樣品除了終鉸參量分別為單邊鉸削0.190 mm和0.065 mm不同外，其他條件均相同，但疲勞壽命出現(xiàn)明顯區(qū)別，分別為341 222和248 532周次，小鉸削量較大鉸削量的疲勞壽命降低了約100 000周次。以A組試樣疲勞壽命為歸一化基數(shù)，則0.190 mm和0.065 mm單邊終鉸削量的疲勞增益分別為9.41倍和6.85倍，大鉸削量條件下疲勞增益反而更大。

文獻[13]指出，終鉸削去除擠壓強化孔壁材料會減小孔壁殘余壓應(yīng)力，從而削弱孔擠壓疲勞增益，且終鉸削量參數(shù)與殘余壓應(yīng)力呈線性或近似線性遞減關(guān)系，即鉸削量越大，孔擠壓殘余壓應(yīng)力越小，相應(yīng)的疲勞增益損失越大。文獻[14]認(rèn)為，一般孔擠壓后，在其鉸削量與初孔直徑比小于10%時，鉸削對擠壓疲勞壽命無明顯影響。但是，本實驗結(jié)果表明，在文中所述工藝條件下，并沒有出現(xiàn)文獻中的預(yù)期結(jié)果，反而是在鉸削量為0.065 mm(孔初始直徑的0.6%)時的疲勞壽命比鉸削量為0.190 mm(孔初始直徑的1.9%)時的還小。分析認(rèn)為這是因為鉸削過程本身也會造成孔壁表面材料發(fā)生彈塑性變形，在擠壓工藝產(chǎn)生的孔壁材料彈塑性變形層的疊加作用下，孔壁殘余應(yīng)力特別是孔壁表層殘余應(yīng)力的行為非常復(fù)雜，終鉸參量與疲勞壽命增益并不是線性或近似線性遞減關(guān)系，而有可能存在一個極值，當(dāng)鉸削量小于或大于該極值時，疲勞增益均不是最佳的，如圖2所示(圖中r表示孔半徑)。這表明，終鉸削量是一個需要試驗優(yōu)化研究的參量，在優(yōu)化擠壓強化工藝中，不可以忽視。特別是在開縫襯套擠壓工藝中，要消除擠壓中襯套開縫在孔壁遺留下的材料凸脊，終鉸削過程必不可少。

圖2 終鉸參量對鈦合金疲勞壽命增益的影響示意圖Fig.2 Relation of final reaming value and fatigue gain for titanium alloy

2.5 襯套放置影響分析

實驗中，E組和F組試樣孔擠壓處理過程相同，唯一區(qū)別在于E組試樣擠壓時襯套開縫與孔最窄截面平行放置(即疲勞危險區(qū))，F(xiàn)組試樣擠壓時襯套開縫與孔最窄截面呈90°放置(即避開了孔疲勞危險區(qū))，結(jié)果表明E組的平均疲勞壽命為307 133周次，而F組為384 024周次，相差76 891周次(分別是E組和F組疲勞壽命的25%和20%)，這說明襯套放置角度會影響孔擠壓疲勞增益，即在文中所述實驗條件下，將襯套開縫放置在孔結(jié)構(gòu)的疲勞危險區(qū)，會降低擠壓疲勞增益。

據(jù)文獻[15]報道，擠壓過程中，襯套開縫張開對孔壁材料會形成“切割”效應(yīng)，從而可能在凸脊根部形成微裂紋，在開縫對應(yīng)孔壁區(qū)域引入殘余拉應(yīng)力，因此，如果擠壓時襯套開縫放置在孔結(jié)構(gòu)疲勞危險區(qū)，擠壓強化效應(yīng)會降低，甚至起到反作用，降低孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命。理論上講終鉸孔工藝應(yīng)該可以完全去除襯套開縫“切割”效應(yīng)可能在“凸脊”根部遺留的微裂紋，本研究也沒有觀察到“凸脊”根部產(chǎn)生微裂紋。研究還發(fā)現(xiàn)，所有擠壓孔在用φ10.40 mm鉸刀鉸削后即可去除開縫襯套擠壓遺留在孔壁的軸向材料凸脊，按照擠壓后最小孔徑φ10.37 mm計算，高度不足0.015 mm的凸脊是很小的，如使用φ10.50 mm鉸刀鉸削后，凸脊處材料鉸削量達到了0.065 mm，可完全去除凸脊根部可能存在的微裂紋，因此微裂紋影響疲勞增益的因素可以排除。文獻[7]研究發(fā)現(xiàn)，擠壓后襯套開縫對應(yīng)孔壁區(qū)域仍然是壓應(yīng)力，但壓應(yīng)力值有波動且較小，開縫對徑向殘余應(yīng)力影響巨大。文獻[16]專門通過有限元計算了開縫襯套擠壓工藝并分析了開縫對殘余應(yīng)力的影響，發(fā)現(xiàn)襯套開縫對應(yīng)孔壁截面的殘余壓應(yīng)力較其他區(qū)域整體要低，孔壁中間厚度位置的殘余壓應(yīng)力峰值較其他位置稍低，這意味著若擠壓時襯套開縫與孔疲勞危險截面平行放置，該殘余應(yīng)力會在一定程度上削弱該區(qū)域材料的抗疲勞裂紋擴展能力(相對開縫與孔疲勞危險截面呈90°放置來講)，會使疲勞擴展壽命有所降低，從而降低開縫襯套擠壓的孔結(jié)構(gòu)疲勞增益。該研究結(jié)果與本研究結(jié)果一致，說明是由于殘余壓應(yīng)力的減小而影響了擠壓疲勞增益。同時可以進一步說明，在開縫襯套擠壓強化工程應(yīng)用中，襯套開縫即使不嚴(yán)格按照FTI (Fatigue Technology Inc.) 和WCI (West Coast Inc.) 公司規(guī)定的要與疲勞危險截面呈90°放置的要求，甚至開縫與疲勞危險截面平行放置，擠壓強化后仍然會有明顯的疲勞增益，但是確實會因為開縫對應(yīng)孔壁區(qū)域殘余壓縮應(yīng)力幅值相對較小，而降低該技術(shù)原本可以獲得的更高的疲勞增益。

3 結(jié) 論

(1)開縫襯套擠壓可有效提高TA15孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命，且較大的相對擠壓量可獲得更高的擠壓疲勞增益，考慮到過大的相對擠壓量可能會在孔壁引入擠壓微裂紋，因此擠壓量選擇為5.5%較好。

(2)TA15鈦合金對相對擠壓量參數(shù)敏感，微小的相對擠壓量波動會導(dǎo)致疲勞增益的顯著波動，這要求嚴(yán)格控制初孔的加工精度。

(3)開縫襯套擠壓后需鉸削去除襯套開縫遺留在孔壁的材料凸脊，受擠壓和鉸削彈塑性變形的疊加作用，鉸削量并非越小越好，而是可能存在一個鉸削參量極值。實際鉸削量需要進行工藝優(yōu)化研究確定。對于TA15孔結(jié)構(gòu)，擠壓后單邊終鉸參量選擇為0.190 mm較為合適。

(4)襯套開縫平行于孔結(jié)構(gòu)疲勞危險截面放置實施開縫襯套擠壓，會降低孔擠壓疲勞增益，但仍然可以顯著提高孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命，在開縫襯套孔擠壓工藝應(yīng)用中放置開縫襯套時，最好使其開縫遠離孔結(jié)構(gòu)疲勞危險截面，這樣可以獲得更好的擠壓強化疲勞增益。

2019年1—6月中國鈦、鋯產(chǎn)品進出口統(tǒng)計

來源：海關(guān)信息網(wǎng)