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    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*

    2023-07-03 01:04:10馮平法劉嘉輝王子標(biāo)張翔宇張建富王健健吳志軍郁鼎文
    航空制造技術(shù) 2023年11期
    關(guān)鍵詞:耳片芯棒塑性變形

    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%。

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