孔擠壓強化對2124鋁合金疲勞壽命及微觀組織的影響

伊琳娜，　汝繼剛，　黃　敏，　宋德玉，　王　亮

(北京航空材料研究院， 北京 100095)

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孔擠壓強化對2124鋁合金疲勞壽命及微觀組織的影響

伊琳娜，汝繼剛，黃敏，宋德玉，王亮

(北京航空材料研究院， 北京 100095)

采用疲勞試驗、透射電鏡、掃描電鏡及X射線衍射儀等方法研究了2124-T851鋁合金厚板不同參數孔擠壓強化后疲勞壽命與顯微組織的變化。結果表明：孔擠壓強化后試樣的疲勞壽命先隨擠壓量的增大而升高，隨后又迅速降低，擠壓量為0.4 mm時疲勞壽命達到峰值，較未強化增加12.66倍；組織觀察結果表明孔擠壓強化后，在孔壁強化層內形成了位錯胞狀結構和殘余壓應力，并且隨擠壓量增大先迅速增加然后趨于平緩，強化層的形成可以有效延緩疲勞裂紋的擴展速率；同時，適當的孔擠壓強化可改善表面粗糙度，降低裂紋萌生幾率，從而提高材料的疲勞壽命。

2124鋁合金；孔擠壓強化；疲勞壽命；殘余應力；表面粗糙度

飛機和發動機的重要承力件在服役過程中主要承受交變載荷，大量實驗數據和服役失效案例證明疲勞斷裂是高強度合金構件的主要失效模式。在帶孔的飛機零部件中，局部承受應力很高，尤其是孔邊的應力集中系數最大，導致這些零件的破壞形式主要是在孔邊產生疲勞破壞。因此，提高帶孔零件的疲勞壽命是提高飛機安全系數的有效措施之一[1-3]。

提高航空零件疲勞壽命的方法有很多，比如改進設計、合理選材、采用先進的加工工藝等方法。當設計、選材和工藝三大環節都定型以后，如果想再進一步挖掘材料強度的潛力，可采用零件表面強化(例如噴丸、孔擠壓、螺紋滾壓強化等)來進一步大幅度提高零件的疲勞壽命和抗應力腐蝕能力，提高航空零件的使用安全及可靠性。對于帶孔的航空零件采用孔擠壓強化，效率高、效果好、方法簡單可靠，并且穩定性好[4-10]。

2124-T851鋁合金厚板在飛機中可作為主承力結構件使用，一些框、肋等零件為減重或裝配等需加工各種孔，而帶孔零件的疲勞和斷裂性能大大降低，將嚴重影響飛機的使用壽命及安全性，迫切需要采用適當的強化方式來提高其性能。本工作針對應用需求研究國產2124-T851鋁合金厚板孔擠壓強化對孔邊殘余應力、微觀組織及粗糙度的影響，其目的是獲得合適的孔擠壓工藝，提高孔邊在承受交變載荷作用時的疲勞壽命。

1　實驗材料及方法

采用厚度70 mm的國產2124-T851狀態鋁合金厚板，其化學成分見表1。其熱處理制度為：固溶熱處理溫度490～500 ℃/180 min，保溫后水淬，淬火轉移時間不大于15 s。在淬火后2 h內進行預拉伸變形，以消除淬火時的殘余應力，變形量為2%。預拉伸后進行人工時效，其時效制度為185～195 ℃保溫12 h，空冷。其縱向室溫拉伸性能如表2所示。

采用中間帶孔的疲勞試片，沿板材縱向取樣，其形狀與尺寸精度如圖1所示。采用芯棒直接擠壓的方式對試樣進行孔擠壓強化，擠壓過盈量0.2～0.6 mm。

疲勞試驗在MTS-20疲勞試驗機上進行，頻率f=7 Hz，σmax=220 MPa，應力比R=0.1，試驗環境為室溫大氣。利用Quanta600型掃描電鏡觀察強化前后疲勞試樣的斷口形貌，確定疲勞源位置，結合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，分析孔擠壓強化提高疲勞壽命的原因。采用透射電鏡觀察強化前后強化層內位錯組態的變化，分析疲勞壽命提高的機理。同時采用X射線衍射儀測定孔擠壓強化后，強化層內宏觀殘余應力的分布狀態，最后采用TL表面光度儀測量孔擠壓前后孔壁表面的粗糙度。

表1　2124-T851合金化學成分(質量分數/%)

表2　2124-T851試樣室溫拉伸性能

圖1　試件示意圖Fig.1　Schematic diagram of sample

2　結果及分析

2.1疲勞試驗

對采用不同擠壓過盈量強化后的2124-T851試樣進行疲勞試驗，結果如表3所示。從表3可以看出，隨擠壓過盈量的增加，疲勞壽命先提高后降低，在0.4 mm時達到峰值，此時疲勞壽命是擠壓前的12.66倍。

表3　2124-T851試樣疲勞試驗結果

2.2殘余應力分布

利用X射線衍射法測量2124-T851鋁合金孔擠壓強化后殘余應力分布情況，測量結果如圖2所示。從圖2可以看出，隨著擠壓量的增加，強化層的深度也逐漸增大，但擠壓量超過0.4 mm后基本趨于穩定，擠壓量從0.2 mm增加到0.4 mm時，強化層增加了2.2 mm，從0.4 mm增加到0.6 mm，強化層增加了0.7 mm；最大殘余壓應力的數值也隨擠壓量增加而增大(-115 MPa→-185 MPa→-196 MPa)，最大值分布的位置也逐漸向內部拓展(1.5 mm→3.0 mm→4.0 mm)，變化趨勢也是逐步變緩。

孔擠壓過程中，殘余應力的大小及分布范圍與塑性變形區的大小密切相關，在初始階段，隨著擠壓過盈量的增大，孔壁處發生的塑性變形逐漸向內擴展，卸載后形成的殘余壓應力增大，而當過盈量增大到一定程度時，孔壁在擴展時局部發生的塑性變形量超出了材料承受范圍，局部區域發生微區破壞，限制了塑性區的增大，使殘余壓應力分布范圍趨于穩定。2124-T851鋁合金厚板孔擠壓強化后，由于殘余壓應力層的形成，當零件承受外加交變載荷作用時，殘余壓應力可以起到降低外加交變載荷中的瞬時拉應力的作用，從而延長裂紋萌生壽命，并且在裂紋擴展過程中，減緩了裂紋擴展速率da/dN，進而延長了裂紋擴展疲勞壽命，如表3所示。

圖2　不同擠壓量下強化層內殘余應力分布情況Fig.2　Compressive residual stress with differentexpanded deformation

2.3孔擠壓強化后孔壁粗糙度

采用TL表面光度儀測量擠壓前后的粗糙度，其結果見表4。從表4可以看出,當擠壓過盈量小于0.4 mm時，隨擠壓過盈量的增加強化后孔壁粗糙度迅速降低，從原來的Ra1.6降低到Ra0.15，當過盈量達到0.6 mm，表面粗糙度迅速增加，甚至超過了機加工表面。這是因為在小過盈量的孔擠壓強化過程中，由于機械加工的刀痕造成的凸峰和凹谷被拉平，同時減少了機加中的劃傷等缺陷，從而降低了孔壁的表面粗糙度，當過盈量較大時，孔內壁會出現局部微區破壞，導致粗糙度增大。粗糙度的降低，意味著表面缺陷的減少，減少了孔表面的應力集中處，因此延長了無裂紋壽命即裂紋萌生壽命，提高了材料疲勞壽命[11]。

2.4微觀組織分析

2.4.1強化層表面形貌

孔擠壓強化在實施過程中，會使孔壁表層金屬產生劇烈的擠壓塑性變形，從而導致晶體的滑移，晶格發生畸變[12]。圖3是經過0.2 mm，0.4 mm以及0.6 mm過盈量擠壓強化處理后強化層內發生的滑移形貌，可以發現晶粒表面出現了很多滑移線和滑移臺階，滑移線及滑移臺階貫穿整個晶粒，截止于兩側晶界上；隨過盈量的增加滑移臺階也越來越顯著，達到0.6 mm時滑移臺階非常顯著，直接影響了表面粗糙度。分析可知擠壓強化過程中在孔壁形成一個彈塑性變形層，由于塑性變形是由金屬中的滑移產生，當位于晶粒內位錯沿滑移面持續運動到試樣表面以后，在試樣表面造成滑移臺階，形成表面滑移線和滑移帶。由于取向差較大，滑移線和滑移帶不能穿過晶界，從而在晶界兩側形成不同取向的滑移線和滑移帶；隨變形量增大，運動到表面的位錯數量增加，滑移臺階相差顯著，導致表面粗糙度惡化，如圖3(a)～(c)所示。

表4　表面粗糙度測試結果

圖3　不同過盈量下強化層內滑移帶SEM形貌Fig.3　SEM microstructure of glide band in the strengthening layer with different expanded deformation(a)0.2 mm; (b)0.4 mm; (c)0.6 mm

2.4.2強化層內微觀組織形貌

由以上分析可知，孔擠壓強化改變了孔壁表層材料的微觀組織形貌，在孔壁表層形成了擠壓強化層。選擇0.4 mm過盈量擠壓強化處理后的試樣，采用透射電鏡觀察距離孔壁不同深度處材料的微觀組織，如圖4所示。由圖4(a)可以看出，孔壁表層金屬位錯密度高，位錯直徑小，位錯胞壁較寬。距離孔壁較遠處，位錯密度逐漸減少，位錯胞直徑逐漸變大，胞壁逐漸變窄，如圖4(b)，(c)所示。在距孔壁5.5 mm處，可以清晰地觀察到均勻彌散分布的析出強化相，而位錯線很少，僅在析出相處周圍有少量位錯線，如圖4(d)所示。

出現這種現象是因為孔擠壓強化過程中孔壁表層金屬產生強烈的塑性變形，引起位錯的增殖和運動。運動的位錯之間及其與晶界、亞晶界、第二相質點之間的交互作用，形成位錯纏結或位錯網，使強化層內位錯密度增加，最后形成穩定的位錯胞狀結構。在疲勞裂紋擴展的過程中，這些位錯胞可以釘扎位錯，阻止滑移的啟動，進而減小裂紋的擴展速率[13-14]。在距離孔壁較遠處，超出了強化層的范圍，由于變形量小，因此位錯密度低，觀察不到位錯胞，對裂紋擴展的阻礙作用也將減小。

圖4　強化層內不同深度處位錯組態TEM形貌Fig.4　TEM microstructure of different depth in the strengthening layer after cold hole-expansion(a) 0.5 mm; (b)2 mm; (c)4 mm; (d)5.5 mm

2.5擠壓變形量對疲勞壽命的影響

2.5.1對疲勞裂紋萌生的影響

圖5為不同擠壓過盈量下疲勞試樣的斷口整體形貌，可以看出，未進行擠壓強化時，主疲勞裂紋源產生在孔內壁表面與試樣表面相交的棱邊處，在孔內壁表面上還有一些次疲勞源(如圖5(a)箭頭所示)；當擠壓過盈量不超過0.4 mm時，可以看出孔擠壓強化以后，主疲勞源從強化前的孔壁棱邊邊緣轉移到孔內壁表面(圖5(a)～(d))，說明孔擠壓強化減小了孔壁邊緣的應力集中系數，同時裂紋選擇在應力集中系數較小的孔壁生成，也可以說明孔擠壓強化提高了裂紋萌生壽命；當擠壓過盈量達到0.6 mm時，主疲勞源形成于孔內壁粗糙的滑移臺階位置，同時存在多個裂紋源，多裂紋源的存在嚴重降低了裂紋萌生壽命，導致了疲勞壽命的降低。

2.5.2 對疲勞裂紋擴展的影響

圖6為不同擠壓過盈量下距離裂紋源1.5 mm距離處的斷口形貌，可以發現，未擠壓強化試樣的疲勞條帶間距最寬，見圖6(a)所示；擠壓量為0.2 mm，0.4 mm，0.6 mm時在距離孔壁1.5 mm深度處，孔擠壓強化后的試樣比未強化試樣的疲勞條帶寬度小，同時對比圖6(b)～(d)，可以看出，在相同深度處(1.5 mm)，擠壓量大的試樣疲勞條帶比擠壓量小的窄。這種現象表明：在相同的加載情況下，每一個應力循環，孔擠壓強化后疲勞裂紋擴展的距離比未擠壓強化時擴展得小，即孔擠壓強化減小了材料的裂紋擴展速率[15-16]；當擠壓量小于0.6 mm時，擠壓強化量越大其疲勞裂紋擴展速率越小。從以上分析可以說明通過孔擠壓強化，可以有效地降低疲勞裂紋擴展速率，提高裂紋擴展壽命。

圖5　不同擠壓過盈量下的疲勞斷口形貌Fig.5　Fatigue fractography of samples with different expanded deformation(a)0 mm;(b)0.2 mm;(c)0.4 mm;(d)0.6 mm

圖6　不同擠壓過盈量下的距離裂紋源1.5 mm處的疲勞斷口形貌Fig.6　Fatigue striation(1.5 mm away from fatigue source) of samples with different expanded deformation;(a)0 mm;(b)0.2 mm;(c)0.4 mm;(d)0.6 mm

綜合上述分析可以發現，孔擠壓強化時形成的帶有參與壓應力的強化層可以有效抑制疲勞裂紋的擴展，提高疲勞裂紋擴展壽命，但是過大的過盈量會在孔壁表面形成粗大的滑移臺階，促進了疲勞過程中裂紋的萌生，降低了疲勞壽命。對于2124合金來說，在本研究的試驗條件下，最佳的擠壓變形量為0.4 mm，此時，疲勞壽命可提高12.66倍。

3　結論

(1)孔擠壓強化可以大幅提高2124-T851合金的疲勞壽命，擠壓過盈量為0.4 mm時，其疲勞壽命是不擠壓的12.66倍。

(2)孔擠壓強化在孔壁表層形成高密度位錯密度胞狀結構，釘扎位錯，阻礙滑移，同時在強化層內形成殘余壓應力，減小裂紋尖端的拉應力，減小裂紋的擴展速率。

(3)孔擠壓強化可以改變擠壓孔內的粗糙度，從而改變裂紋萌生的位置，強化層可以減小疲勞條帶的寬度，適當的孔擠壓強化既提高了裂紋萌生壽命又提高了裂紋擴展壽命。

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(責任編輯：徐永祥)

Influence of Hole Cold Expansion on Microstructure and Fatigue Life of 2124 Aluminum Alloy

YI Linna，RU Jigang，HUANG Min，SONG Deyu，WANG Liang

(Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China)

The change of fatigue life and microstructure of 2124-T851 thick plate after cold expanded with different deformation was studied by fatigue test, TEM, SEM and X-ray diffraction apparatus. The results show that the fatigue life increases with the increase of expanded deformation until the maximum value is reached, and then decreased rapidly with the increase of expanded deformation. At 0.4 mm expanded deformation, fatigue life reach peak value, which is 12.66 times of the non-cold-worked specimens. The microstructure research results show that the residual compressive stress and dislocation cell structure form around the cold-worked holes during the cold expansion, and increase quickly with the expanded deformation. The strengthened layer retarded the fatigue crack growth rate. The appropriate cold expanded deformation can improve the surface roughness of hole, and retard the initiation of fatigue crack, consequently improving the whole fatigue life.

2124 aluminum; cold hole-expansion; fatigue life; residual stress; surface roughness

2015-05-20；

2015-07-13

伊琳娜(1973—)，女，高級工程師，主要從事先進高性能鋁鎂合金設計及應用研究工作，(E-mail)yilinna@sohu.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.006

TG146.2

A

1005-5053(2016)05-0031-07