直升機(jī)旋翼關(guān)鍵零件孔擠壓強(qiáng)化工藝應(yīng)用研究

陳 忱,曹瑤琴,宋穎剛,何志平

(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.北京航空材料研究院,北京 100095)

直升機(jī)旋翼關(guān)鍵零件孔擠壓強(qiáng)化工藝應(yīng)用研究

陳 忱1,曹瑤琴1,宋穎剛2,何志平1

(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.北京航空材料研究院,北京 100095)

設(shè)計(jì)制造了直升機(jī)旋翼槳轂關(guān)鍵零件試件，研究了不同孔擠壓過盈量對試件疲勞性能的增益，分析了其對本體表面形貌、斷口、殘余壓應(yīng)力的影響。另外，通過旋翼槳轂關(guān)鍵零件模擬件的實(shí)際應(yīng)用實(shí)施和考核，優(yōu)化了孔擠壓工藝參數(shù)，驗(yàn)證了其對提升和保證旋翼槳轂關(guān)鍵零件連接區(qū)域疲勞性能的有效性。

旋翼槳轂；孔擠壓工藝；一次擠壓；二次擠壓；疲勞

0 引言

直升機(jī)旋翼槳轂是直升機(jī)關(guān)鍵部件，作為槳葉與機(jī)身的連接件，要求有高的韌性和高周疲勞性能。對于先進(jìn)直升機(jī)采用的球柔性槳轂，其中的某些關(guān)鍵零件是其重要受力部件，起到傳遞和平衡槳葉高周旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的作用，疲勞斷裂是其失效的主要模式之一[1]。

目前，直升機(jī)旋翼槳轂主要采用高強(qiáng)鈦合金制成，而高強(qiáng)度鈦合金雖然靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度均較高，但在疲勞過程中的應(yīng)力集中敏感性高，疲勞強(qiáng)度隨應(yīng)力集中系數(shù)提高下降非?？靃2,3]。槳轂關(guān)鍵零件加工時，表面加工刀痕、過大的殘余拉應(yīng)力等缺陷時常出現(xiàn)，加之連接關(guān)系處于旋翼系統(tǒng)高周疲勞應(yīng)力作用下，襯套與耳片孔之間存在的微動磨蝕特別容易在耳片孔周邊萌生疲勞裂紋，導(dǎo)致零件提前破壞，從而影響零件的疲勞壽命。因此，提高構(gòu)件的抗疲勞性能是非常有必要的。

1 孔擠壓強(qiáng)化原理

孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)是對孔內(nèi)壁表面進(jìn)行強(qiáng)化，使孔周圍產(chǎn)生有益殘余應(yīng)力強(qiáng)化區(qū)的有效手段[4]。它的工作原理是采用與孔形狀相同或相似、帶有一定過盈量的擠壓棒或擠壓棒與襯套組合，在一定的壓力作用下推過或拉過孔，使零件內(nèi)壁達(dá)到一定的尺寸精度、表面粗糙度，并在內(nèi)表面產(chǎn)生強(qiáng)烈的塑性變形區(qū)，形成冷作硬化層或擠壓強(qiáng)化層，產(chǎn)生與基體有別的組織結(jié)構(gòu)和應(yīng)力狀態(tài)，顯著增加裂紋形核壽命，并延緩裂紋擴(kuò)展提高結(jié)構(gòu)的受損容限，從而改善帶孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能[5]。

2 孔擠壓強(qiáng)化工藝研究

2.1 一次擠壓強(qiáng)化工藝研究

擠壓強(qiáng)化量是影響疲勞增益的直接因素。為篩選出最好的強(qiáng)化工藝，根據(jù)直升機(jī)用材情況，設(shè)計(jì)、加工了鈦合金單耳片(圖1)試件，配合適應(yīng)的不銹鋼襯套，開展了不同過盈量(0.15mm≤X1

圖1 單耳片試件

為評估工藝對性能的影響，將實(shí)施了強(qiáng)化和用于進(jìn)行對比的未強(qiáng)化試件進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)和試驗(yàn)后組織性能等分析。

2.1.1 疲勞影響

在低頻伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上完成不同試件應(yīng)力比R=0.1的低頻拉-拉應(yīng)力循環(huán)疲勞試驗(yàn)，各工藝參數(shù)及對應(yīng)的疲勞循環(huán)周次見表1。

表1 擠壓工藝試驗(yàn)件的低頻疲勞壽命

注：試件經(jīng)低頻疲勞試驗(yàn)后，均斷裂在鈦合金本體孔位置；所有襯套保持完好，無斷裂失效。

由表1可以看出試驗(yàn)件的疲勞壽命隨過盈量的增大而增大，其中工藝3的5#試件的壽命達(dá)到未強(qiáng)化的9#試驗(yàn)件的2倍以上。在一定的擠壓量范圍內(nèi)，隨著過盈量的增大，擠壓強(qiáng)化后孔壁塑變量隨之增大，強(qiáng)化效果亦逐步明顯。

2.1.2 斷口影響

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采用GAUNT600型環(huán)境掃描電子顯微鏡對5#和9#試件的斷口進(jìn)行了分析，具體斷口情況見圖2。由圖可以看出，未經(jīng)擠壓工藝處理的9#試件的內(nèi)孔壁明顯更粗糙于經(jīng)過襯套間接擠壓處理的5#試件，9#試件的裂紋起始于耳片內(nèi)壁粗糙位置處，呈典型摩擦損傷特征，經(jīng)過孔擠壓的5#試件的內(nèi)孔壁較9#試件光滑很多。

圖2 (a)9#試件(b)5#試件疲勞失效斷口裂紋

2.1.3 殘余應(yīng)力影響

對擠壓強(qiáng)化后的5#試件孔壁和襯套進(jìn)行了殘余應(yīng)力對比測試，具體應(yīng)力情況見圖3。由圖可看出，經(jīng)過擠壓鈦合金耳片獲得了穩(wěn)定的殘余壓應(yīng)力分布層，該殘余壓應(yīng)力場對提高試件的疲勞壽命起到了決定性作用。

雖然圖4中顯示襯套內(nèi)表面殘余壓應(yīng)力提高不明顯，但那是由于擠壓工序后，我們?yōu)檫_(dá)到后續(xù)裝配孔壁所需尺寸和精度，對襯套內(nèi)表面進(jìn)行了磨削，導(dǎo)致襯套內(nèi)壁附近的殘余壓應(yīng)力層被消除所致。

圖3 5#耳片孔附近殘余應(yīng)力場分布圖4 5#襯套附近殘余應(yīng)力場分布

2.1.4 組織分析

試驗(yàn)選取耳片孔位置附近組織進(jìn)行分析，經(jīng)過拋光腐蝕，得到5#與9#試件金相組織狀態(tài)對比，如圖5所示，其中a圖為5#耳片孔經(jīng)擠壓后孔邊組織狀態(tài)，b圖為5#試樣件遠(yuǎn)離擠壓孔位置組織狀態(tài)，c圖為9#原始件耳片孔邊組織狀態(tài)。

圖5 耳片孔邊組織狀態(tài)對比

對比原始件的9#耳片試驗(yàn)件孔邊組織呈現(xiàn)出粗化α相狀態(tài)，經(jīng)分析該種組織不會對材料的力學(xué)性能發(fā)生影響。通過對5#耳片試驗(yàn)件擠壓后耳片孔邊的組織狀態(tài)對比可以看出，受擠壓后孔邊的組織較遠(yuǎn)離孔邊區(qū)域的組織未發(fā)生明顯變化。由于本工藝是帶襯套間接擠壓耳片內(nèi)孔，擠壓力度較小，對于最大過盈量且疲勞壽命最高的5#試樣，其孔邊也沒有出現(xiàn)明顯的金屬塑性變形層。

2.2 孔擠壓強(qiáng)化工藝優(yōu)化

由于一次擠壓在擠壓后孔壁附近組織塑性變形較小，我們又開展了二次擠壓工藝研究，即分兩步實(shí)施擠壓，先對鈦合金耳片孔單獨(dú)強(qiáng)化，以得到本體的強(qiáng)化效果，再對襯套與耳片孔整體強(qiáng)化。為此，還開展了與一次擠壓和溫差配合的對比試驗(yàn)。表2、表3和圖6是對以上三種工藝的鈦合金本體孔表面進(jìn)行表面完整性(表面粗糙度、硬度和表面形貌)分析、試驗(yàn)的結(jié)果。

表2 粗糙度測試結(jié)果

表3 硬度測試結(jié)果

由上可見，擠壓法較溫差法對表面性能改善幅度較大，改變了表面組織結(jié)構(gòu)，引入了殘余應(yīng)力、硬度等的變化，使得試件性能大大改善。

2.3 擠壓強(qiáng)化工藝驗(yàn)證

2.3.1 模擬件工藝實(shí)施

根據(jù)直升機(jī)結(jié)構(gòu)和裝配要求，設(shè)計(jì)、加工了旋翼關(guān)鍵零件模擬件，具體見圖7，先采取一次擠壓工藝進(jìn)行驗(yàn)證。

圖6 不同工藝鈦合金本體孔壁表面形貌

圖7 槳轂關(guān)鍵零件模擬件

在襯套擠壓強(qiáng)化過程中(圖8)，發(fā)現(xiàn)襯套凸肩部位由于芯棒受外力P作用向下通過襯套，使得孔壁承受了向下和向孔壁的力(如圖8圓圈內(nèi)所示)，襯套發(fā)生了向下和向孔壁的塑性變形。雖然使襯套固定在孔中，完成了模擬件的強(qiáng)化和裝配，但材料產(chǎn)生的向下的塑性流變，使得以鈦合金本體孔邊倒角為支點(diǎn)，B箭頭所示位置向上翹起，襯套凸肩與鈦合金本體端面產(chǎn)生了縫隙。

端面縫隙在型號應(yīng)用中將留存腐蝕介質(zhì)，并可能產(chǎn)生磨蝕而影響制件疲勞性能，這是堅(jiān)決不允許的。為減少端面縫隙，分別從以下幾方面進(jìn)行了分析優(yōu)化：

1) 增加凸肩厚度，提高凸肩強(qiáng)度，減小其塑性變形傾向；

2) 增加襯套材料本體強(qiáng)度，提高其整體塑性變形抗力；

3) 將襯套凸肩與基體接觸面加工一個10°的斜角，作為對凸肩變形的補(bǔ)償；

4) 增加襯套凸肩與基體接觸面潤滑；

5) 采用分次擠壓，減小每次的擠壓塑變量。

圖8 槳轂關(guān)鍵零件模擬件擠壓受力示意圖

具體結(jié)構(gòu)更改示意見圖9。實(shí)際工程應(yīng)用時，受零件裝配空間影響，襯套厚度的增加將影響裝配的實(shí)施，擠壓強(qiáng)化裝配后如進(jìn)行凸肩的二次加工減薄又可能影響裝配質(zhì)量，工藝操作上不現(xiàn)實(shí)；另外，設(shè)計(jì)10°斜角將減弱凸肩的強(qiáng)度，也不合適。因此，通過分析及多次工藝改進(jìn)實(shí)施比對，最終確定采用增加襯套材料本體強(qiáng)度、增加襯套與基體接觸面潤滑，以及二次擠壓等聯(lián)合方式來控制端面縫隙的產(chǎn)生。

圖9 槳轂關(guān)鍵零件模擬件結(jié)構(gòu)更改示意

2.3.2 模擬件試驗(yàn)考核

為進(jìn)一步驗(yàn)證不同裝配方式對實(shí)際工程應(yīng)用疲勞性能的影響，根據(jù)型號零部件應(yīng)用特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了相應(yīng)疲勞試驗(yàn)臺架和試驗(yàn)方法，對溫差法、一次擠壓法和二次擠壓法進(jìn)行了對比試驗(yàn)考核。其中，試驗(yàn)裝置見圖10，試驗(yàn)結(jié)果見表4，試驗(yàn)破壞模式見圖11。

圖10 疲勞試驗(yàn)裝置

工藝載荷級/(kN)溫差/(萬次)第1件第2件第3件一次孔擠壓/(萬次)第1件第2件二次孔擠壓/(萬次)第1件第2件±3530//////±423030/30///±50303030303030/±603021.425.73023.33030±728.6//23.9/3030±86/////3030±103/////25.49.5破壞情況耳片裂耳片裂耳片裂耳片裂耳片裂耳片裂未破壞疲勞極限/(kN)41.136.937.544.837.164.659.3平均疲勞極限/(kN)38.540.761.9子樣標(biāo)準(zhǔn)差0.02510.0582/與溫差平均疲勞極限比較/105.9%160.9%

注：1、二次孔擠壓第2件做到9.5萬次未破壞就沒往下做。

2、計(jì)算模擬件疲勞極限時，材料疲勞極限采用115MPa、屈服極限采用1000MPa進(jìn)行計(jì)算。

圖11 模擬件疲勞破壞模式

3 結(jié)論

從以上工藝應(yīng)用研究和驗(yàn)證可以得出以下結(jié)論：

1) 在一定范圍內(nèi)，擠壓過盈量越大，可獲得的殘余壓應(yīng)力層越厚，強(qiáng)化效果越明顯；

2) 孔擠壓強(qiáng)化可改善孔壁表面性能，提高硬度，降低表面粗糙度，有益零件裝配疲勞性能的提高，并以二次擠壓更為明顯；

3) 凸肩端面縫隙可通過增加襯套材料本體強(qiáng)度、增加襯套與基體接觸面潤滑，以及二次擠壓等聯(lián)合方式予以控制。

對提升模擬件平均疲勞極限的驗(yàn)證顯示：二次孔擠壓法明顯高于一次孔擠壓法和溫差法。

[1] 艾劍波,郭俊賢,覃海鷹,等. Ti1023主槳轂的微動疲勞及其防護(hù)[J].直升機(jī)技術(shù),2011(2)：25-29.

[2] 黃利軍,齊立春，劉昌奎,等. Ti1023鈦合金的疲勞極限與拉伸強(qiáng)度的關(guān)系[J].中國有色金屬學(xué)報(bào),2010(20)：54-57.

[3] 楊冬雨,付艷艷,惠松驍,等.高強(qiáng)高韌鈦合金研究與應(yīng)用進(jìn)展[J].稀有金屬,2011,35(4)：575-580.

[4] 王 強(qiáng),王 欣,高玉魁,等.孔強(qiáng)化對TC18鈦合金疲勞壽命的影響[J].材料工程,2011(2)：84-86.

[5] 王仁智,姚 枚.疲勞斷裂萌生的微細(xì)觀過程理論與內(nèi)部疲勞極限理論[J].金屬熱處理學(xué)報(bào),1995,16(4)：26-29.

Application Research about Hole Extrusion Process of Key Component of Helicopter Rotor Hub

CHEN Chen1,CAO Yaoqin1,SONG Yingang2, HE Zhiping1

(1.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China；2.AVIC Beijing Institute of Aeronautical Materials ,Beijing 100095,China)

The key component test specimen of helicopter rotor hub was designed and manufactured. The gain of fatigue performance of different hole extrusion magnitude of interference was investigated. The influence of appearance, fracture and residual stress that caused by hole extrusion were analysed. Besides, the hole extrusion process parameters were optimized by the practical application and evaluation of key component simulating parts of rotor hub. The validity of the improvement of rotor hub key component fatigue performance was confirmed.

rotor hub; hole extrusion process; primary extrusion; secondary extrusion; fatigue

2016-05-06

陳 忱(1989-),男,江西九江人,碩士,工程師;主要研究方向：金屬材料應(yīng)用研究。

1673-1220(2016)04-038-05

V261.2

A