7B50-T7451鋁合金板材孔擠壓工藝性能研究

龔 澎， 鄭林斌， 張 坤， 伊琳娜， 宋德玉

(1.北京航空材料研究院，北京 100095;2.成都飛機工業(集團）有限責任公司，成都 610092）

7B50-T7451鋁合金板材孔擠壓工藝性能研究

龔 澎1， 鄭林斌2， 張 坤1， 伊琳娜1， 宋德玉1

(1.北京航空材料研究院，北京 100095;2.成都飛機工業(集團）有限責任公司，成都 610092）

采用擠壓棒直接冷擠壓的方法對7B50-T7451鋁合金厚板進行了孔擠壓強化，對比分析了其孔擠壓前后疲勞壽命;并與第三代高純7050-T7451鋁合金厚板孔擠壓強化效果進行對比。通過掃描電鏡(SEM）、透射電子顯微鏡(TEM）以及X射線應力(XRD）等方法，研究了兩種合金的疲勞斷口形貌特征、微觀組織變化以及孔表層的殘余應力場。結果表明，采用4%～6%的擠壓量對7B50-T7451厚板進行擠壓強化可取得較好的疲勞強化效果，試件的疲勞壽命是未擠壓強化前的29倍;而7050-T7451鋁合金厚板疲勞壽命僅是未擠壓強化的5.5倍。孔擠壓后，7B50-T7451厚板在強化層產生位錯纏結及殘余壓應力，壓應力層深度約為7.3mm，最大殘余壓應力出現在距孔邊約1mm處，應力值為387MPa。強化層內形成的位錯胞狀結構和殘余壓應力可有效延緩疲勞裂紋的擴展速率，從而提高試件的疲勞壽命。

7B50-T7451厚板;孔擠壓強化;疲勞壽命;殘余應力

7 B50 -T7451合金是第四代高性能鋁合金，該合金是在7050合金的基礎上，通過調整合金元素的含量，采用提高合金中Cu元素的含量及Zn/Mg比等方法，研制出來的高強鋁合金，其主要應用于飛機的整體框、梁、接頭等主承力結構件。由于在孔連接處容易出現應力集中，產生疲勞裂紋，降低零件疲勞壽命，因此，通常采用孔擠壓技術強化帶孔制件，以改善其疲勞壽命［1］。

在過去的30年中，孔擠壓強化技術廣泛應用于航空、航天領域。通常采用芯棒直接擠壓或開縫襯套擠壓孔壁的方式對孔進行強化，孔擠壓強化后會在孔壁淺表層形成殘余壓應力層，從而提高帶孔制件的疲勞壽命［1～4］。現階段對孔擠壓強化機理的研究主要集中于殘余應力場的分布方面，而針對微觀組織方面的研究則鮮有報道。

本工作針對7B50-T7451合金孔連接處應力集中問題，采用孔擠壓強化工藝對其帶孔制件進行強化，并與目前大量使用的第三代鋁合金7050-T7451厚板孔擠壓強化效果進行對比。采用SEM，TEM及XRD等分析方法，從微觀組織結構方面及殘余應力層面，更深入地對孔擠壓強化機理進行了分析討論。

1 實驗材料與方法

實驗材料為東輕公司提供的7B50-T7451厚板，合金成分見表1。室溫拉伸性能如下:σb=552MPa，σ0.2=488 MPa，δ5=14.8% 。

沿7B50-T7451和7050-T7451鋁合金厚板(厚度為65mm）的L向切取疲勞試樣，疲勞試樣尺寸見圖 1，圖中孔邊距(e/D）為 2.37，孔直徑為φ 9.3H8，深4mm。孔擠壓強化采用芯棒直接冷擠壓方式在液壓設備上進行，擠壓量為4%～6%，每組采用5個疲勞試樣。

室溫條件下，在MTS810型疲勞試驗機上對7B50-T7451，7050-T7451鋁合金原板材疲勞試樣和擠壓強化后的疲勞試樣分別進行軸向加載疲勞試驗，應力比 R=0.1，頻率 f=5～6Hz，加載應力 σmax=220MPa。

利用線切割沿孔壁表層切取透射電鏡試樣，采用JEM 2010型透射電鏡觀察孔擠壓前后7B50-T7451，7050-T7451合金厚板帶孔試件孔壁表層的微觀組織形貌特征;采用Quanta 600型掃描電鏡觀察疲勞斷口，確定疲勞源位置，分析疲勞斷口形貌特征以及疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的變化情況。采用X-350A型X射線應力分析儀，測定孔擠壓強化后，孔壁表層的殘余應力分布狀態，測試條件為Cu Kα靶材，衍射晶面為(211）。

表17 B50合金成分(質量分數/%）Table 1 7B50 chemical composition(mass fraction/%）

圖1 試樣加工圖Fig.1 The dimension of cold-worked sample

2 實驗結果

2.1 疲勞壽命

在4%～6%的擠壓量下，7B50-T7451，7050-T7451孔擠壓前后的疲勞壽命疲勞性能結果見表2。從表2中可以看出，未進行孔擠壓強化的7B50-T7451，7050-T7451合金厚板的疲勞壽命相當，在指定條件下，疲勞壽命均達到3×104次以上。經孔擠壓強化后，7B50-T7451合金的疲勞壽命為9.2×105次，是未擠壓強化時疲勞壽命的29倍，而7050-T7451合金疲勞壽命為1.8×105次，是未擠壓強化時疲勞壽命的5.5倍。結果表明7B50-T7451合金不僅具有良好的綜合性能，而且經孔擠壓強化后，合金表現出更好的強化效果。

表2 疲勞性能結果Table 2 Results of fatigue test

2.2 微觀組織分析

2 .2 .1 疲勞試樣斷口觀察

利用 SEM觀察7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞斷口形貌，確定疲勞源位置，并測量疲勞條帶寬度在裂紋擴展過程中的變化情況。7B50-T7451斷口形貌如圖2所示。未擠壓強化時，疲勞源位于孔內壁表層(圖2a），在距疲勞源0.5mm處能觀察到較清晰的疲勞條帶，疲勞裂紋擴展區延伸到距疲勞源4mm處(圖2b），隨后疲勞條帶消失，并觀察到韌窩組織(圖2c）。孔擠壓強化后，疲勞源仍位于孔壁表層(圖2d），在距疲勞源4mm處方能觀察到較為清晰的疲勞條帶(圖2e），疲勞裂紋擴展區延伸到距疲勞源9mm處，隨后出現韌窩組織(圖2f）。7050-T7451斷口形貌如圖3所示。未擠壓強化條件下，疲勞源位于孔壁表層(圖3a），在距疲勞源1mm處能觀察到疲勞條帶(圖3b），疲勞裂紋擴展區(圖3c）延伸到距疲勞源4mm處，最終裂紋擴展至瞬斷區。孔擠壓強化以后，疲勞源位于孔內壁處(圖d），在距疲勞源1mm處觀察到較為清晰的疲勞條帶(圖3e），疲勞裂紋擴展區(圖3f）延伸到距疲勞源8mm處，隨后疲勞條帶消失，裂紋擴展至瞬斷區。圖4給出7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的變化情況。從圖中可以觀察到，未擠壓強化條件下，7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的變化情況相似，1mm處疲勞條帶寬度相當，并擴展到4mm處;在裂紋擴展過程中，相同長度下，兩種合金的疲勞條帶寬度接近。而孔擠壓強化后，7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的變化速率明顯低于未強化條件下裂紋擴展速率;7B50-T7451合金在4mm處疲勞裂紋條帶寬度僅為0.06μm，裂紋擴展到9mm處時，疲勞條帶寬度為1.13μm;7050-T7451合金在1mm處疲勞裂紋條帶寬度為0.21μm，裂紋擴展到8mm處時，疲勞條帶寬度為 1.31μm;結果表明，7B50-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的增幅速率最低。

2 .2 .2 疲勞試樣透射結果

未擠壓條件下，7B50-T7451合金組織形貌如圖5所示。從圖中可以看出，晶內為原始組織形貌，且在＜110＞晶帶軸下，7B50-T7451合金析出強化相以圓盤狀的η'相為主，并且析出相分布均勻、彌散;而7050-T7451合金析出較多的針狀強化相和尺寸較小的圓盤狀析出相。孔擠壓后，7B50-T7451及7050-T7451合金組織形貌如圖6所示，從圖中可以觀察到晶體內部產生高密度位錯，并纏結成位錯胞狀結構;7B50-T7451合金位錯密度明顯高于7050-T7451合金，并且位錯胞尺寸較小。

2.3 殘余應力實驗結果

利用 X射線應力-應變儀測量 7B50-T7451，7050-T7451合金孔擠壓后殘余應力分布情況，實驗結果如圖7所示。從圖7可以看出，7B50-T7451合金殘余壓應力層深度為7.3mm;最大殘余壓應力在1mm處，為－387MPa。7050-T7451合金殘余應力層深度為4.2mm;最大殘余壓應力在1mm處，為－352MPa。實驗結果表明，經孔擠壓強化后，7B50-T7451合金殘余壓應力層深度及最大值均大于7050-T7451合金。

圖7 孔擠壓后殘余應力分布曲線Fig.7 Compressive residual stress with cold-worked

3 分析及討論

3.1 孔擠壓強化機理分析

從7B50-T7451，7050-T7451合金的疲勞斷口形貌，及疲勞條帶寬度隨裂紋擴展的變化情況實驗結果來看，擠壓后疲勞條帶寬度隨裂紋擴展速率增幅明顯低于未擠壓條件下疲勞條帶寬度，并且7B50-T7451疲勞條帶寬度隨裂紋擴展變化速率最低。文獻表明［5～8］疲勞條帶寬度與裂紋擴展速率成正比，疲勞條帶寬度越窄，對應于疲勞裂紋擴展速率越低，從而使疲勞試樣獲得更長的疲勞壽命。因此，孔擠壓強化后，7B50-T7451合金疲勞條帶寬度隨裂紋擴展增幅速率最低，與此對應其疲勞壽命最長;7050-T7451合金孔擠壓強化后疲勞壽命次之，未強化處理的7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞壽命最短。為研究孔擠壓強化對疲勞壽命的影響，從顯微組織及殘余應力兩個方面對強化機理進行分析。透射電鏡結果(圖5，圖6）顯示孔內壁表層出現高密度位錯組織，并纏繞成位錯胞狀結構;在疲勞裂紋擴展過程中，位錯胞狀結構能夠起到釘扎的作用，從而阻礙裂紋尖端的擴展［9，10］。殘余應力結果(圖7）表明，孔擠壓強化后，在孔壁表層形成彈塑性變形層，宏觀表現為殘余壓應力;當零件承受外加交變載荷作用時，殘余壓應力可以起到減緩裂紋擴展速率da/dN的作用，延長疲勞壽命［11，12］。因此，孔擠壓強化能夠改變孔壁表層的組織結構，產生位錯纏結及殘余壓應力，阻礙裂紋擴展，提高 7B50-T7451，7050-T7451合金的疲勞壽命。

3.2 7B50-T7451，7050-T7451 合金孔擠壓強化效果對比分析

未孔擠壓強化時，7B50-T7451，7050-T7451合金疲勞壽命相當。經孔擠壓后，7B50-T7451疲勞壽命獲得顯著提高，說明較7050-T7451合金而言，7B50-T7451合金具有更優異的孔擠壓強化效果。微觀組織結構決定了合金的孔擠壓強化效果，通過透射電鏡可以觀察到7B50-T7451合金晶內析出尺寸較大的盤狀強化相，并且分布均勻、彌散(見圖5），而7050-T7451合金中分布著大量的針狀強化相，而盤狀強化相尺寸較小，并且密度較低。擠壓強化后(圖6），7B50-T7451獲得更高的位錯密度，這說明盤狀析出相能夠很好地起到釘扎位錯的作用，使擠壓后位錯纏結，并最終形成高密度的位錯胞狀結構，位錯胞狀結構能很好地起到阻礙裂紋擴展的作用。采用XRD測量 7B50-T7451和7050-T7451合金應力分布狀態，從實驗結果中(圖7）可以觀察到7B50-T7451合金殘余應力層深度明顯深于7050-T7451合金，并且最大殘余壓應力大于7050-T7451合金。殘余應力層越深，最大殘余壓應力值越大，當零件承受外加交變載荷作用時，殘余壓應力可以更好地起到降低外加交變載荷瞬時拉應力的作用，降低裂紋擴展速率，進而提高了疲勞壽命。

因此，7B50-T7451合金比7050-T7451合金具有更好的擠壓強化效果，經孔擠壓強化后，其疲勞壽命較7050-T7451合金而言提高更加明顯。

4 結論

(1）采用4%～6%的擠壓量擠壓7B50-T7451合金孔壁后，疲勞壽命得到顯著提高。

(2）孔擠壓強化后，在孔內壁表層形成高密度位錯胞狀結構，并產生殘余壓應力，從而降低了疲勞裂紋尖端的擴展速率，提高了疲勞壽命。

(3）鋁合金的微觀組織結構決定了孔擠壓強化效果，較7050-T7451合金相比，7B50-T7451合金擁有更顯著的孔擠壓強化效果。

［1］傅仕偉，王珉，左敦穩.冷擠壓孔抗疲勞增壽機理與實驗研究［J］.航空工藝技術，1998;1:24－26.

［2］ZHANG X，WANG Z.Fatigue life improvement in fatigueaged fastener holes using the cold expansion technique［J］.International Journal of Fatigue，2003，25(1）:1249 －1257.

［3］LACARAC V，SMITH D J ，PAVIER M J，et al.Fatigue crack growth from plain and cold expanded holes in aluminium alloys［J］.International Journal of Fatigue，2000，22(4）:189－203.

［4］CHAJHERLOU T N，VOVGWELL J.The effect of cold expansion on improving the fatigue life of fastener holes［J］.Engineering Failure Analysis，2003，10(3）:13 －24.

［5］高玉魁.孔擠壓強化對23C014Nil2Cr3MoE鋼疲勞性能的影響［J］.金屬熱處理，2007，32(11）:34－36.

［6］CHANDAWANNICH N，SHARPE Jr W N.An experimental study of fatigue crack initiation and growth from cold worked holes［J］.Engineering Fracture Mechanics，1979，1(1）:609－620.

［7］LIU J，SHAO X J.Effect of cold expansion on fatigue performance of open holes［J］.Materials Science and Engineering，2008，477(5）:271－276.

［8］DE MATOS P F P，MCEVILY A J.Material Analysis of the effect of cold-working of rivet holes on the fatigue life of an aluminum alloy［J］.International Journal of Fatigue，2007，29(3）:575 －586.

［9］E 647—88a，Standard test method for measurement of fatigue crack growth rates［S］.US:ASTM:1978.

［10］MCEVILY A J，MINAKAWA K，NAKAMUEA N.Fracture mechanics，microstructure，and the growth of long and short fatigue cracks［M］//Fracture.Warrendale(PA）:Metal Society AIME，1984.

［11］ AYATOLLAHI M R，NIK ARIAN M.Edge distance effects on residual stress distribution around a cold expanded hole in Al 2024 alloy［J］.Computational Materials Science，2009，45:1134 －1141.

［12］LAI M O，OH J T，NEE A Y C.Fatigue properties of holes with residual stresses［J］.Engineering Fracture Mechanics，1993，45(5）:551 －557.

Effects of Hole Cold-Expansion on Microstructure and Fatigue Property of 7B50-T7451 Aluminum Alloy Plate

GONG Peng1， ZHENG Lin-bin2， ZHANG Kun1， YI Lin-na1， SONG De-yu1
(1.Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China;2.Department of Manufacturing Engineering，Chengdu Aircraft Industrial Corporation，Chengdu 610092，China）

Cold hole-expansion was employed on the work of 7B50-T7451 aluminum alloy plate by using a mandrel.The effects of cold hole-expansion on the fatigue life and microstructures of 7B50-T7451 specimens were analyzed by fatigue tests under cyclic loading，and the results were compared with cold-worked holes of 7050-T7451 thick plate.The fatigue striation spacing was observed and measured by SEM.The magnitude of the residual stresses and dislocations introduced into the specimens by hole-expansion were evaluated by an X-ray diffraction and TEM methods.The results show that the 7B50-T7451 aluminum alloy obtained good fatigue enhancement effect with the shrink range of 4%～6%and the fatigue lifetime were improved up to 29 times compared to the non-cold-expanded ones.The depth of strengthening layer was about 7.3mm，and the maximum residual compressive stress of 387MPa was observed at a distance of 1mm to the border of the hole.The residual compressive stress and dislocation cell structure around the cold-worked holes retard the fatigue crack growth rate in propagation stages，and then the whole fatigue life is increased.

7B50-T7451 thick plate;cold-expansion;fatigue life;residual stress

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.4.009

TG146

A

1005-5053(2011）04-0045-06

2010-01-25;

2011-05-14

龔澎(1982—），女，碩士，主要從事鋁合金材料研究，(E-mail）penggong8206@gmail.com。