冷擠壓強化對GH4169合金孔結構室溫低循環疲勞壽命影響

許春玲,王 欣,宋穎剛,王 強,羅學昆,湯智慧

（1.中國航發北京航空材料研究院 表面工程研究所，北京 100095；2.中國航發北京航空材料研究院 航空材料先進腐蝕與防護航空重點實驗室，北京 100095）

GH4169合金具有良好的疲勞和蠕變性能，能承受復雜應力變化并能在嚴苛的環境下服役，被大量應用于航空發動機渦輪盤、壓氣機盤等重要零部件[1-3]。由于螺栓連接、均壓等需要，盤件設置有螺栓孔或均壓孔?？捉Y構在發動機服役過程中受到高溫和交變載荷作用，同時應力集中顯著；若發生疲勞失效，將導致嚴重的安全問題[4-5]。

從工藝角度提高孔結構的疲勞性能，可采用噴丸強化、激光沖擊強化、冷擠壓等表面強化工藝，引入殘余應力場，緩和外加拉應力，提高孔結構的疲勞抗力。噴丸[6]被大量應用于鎳基高溫合金輪盤表面，但針對孔結構，其存在殘余應力場深度小、表面粗糙度高等問題；同樣，激光沖擊強化[7]也存在可達性差、工藝過程復雜的問題，未能在發動機輪盤孔結構得到應用。相比之下，冷擠壓強化工藝過程簡單、強化效果好，在航空領域得到了大量應用[8-10]。冷擠壓強化利用一定過盈量的芯棒強行通過孔結構產生周向塑性形變，在孔壁引入殘余壓應力和組織強化層，在產生較小塑性變形量的前提下實現孔邊可控的深層高值殘余壓應力，且能在高溫和高交變載荷下更加穩定地保持，因而更適用于提高孔結構疲勞性能。目前國內外針對高溫合金、高強度鋁合金等材料開展了一系列冷擠壓強化工藝的研究。龔澎等[11]發現采用4%～6%的擠壓量對兩種鋁合金厚板進行擠壓強化，7B50-T7451厚板的疲勞壽命提高28倍，而7050-T7451厚板的疲勞壽命僅提高4.5倍。羅學昆等[12]的研究結果顯示1.90%過盈量的Inconel718中心孔試樣的疲勞壽命增益效果優于2.85%過盈量的試樣。

此前高溫合金孔擠壓強化研究多針對高溫交變載荷下的疲勞[12-13]，而發動機啟動時，輪盤在接近室溫狀態下受到一次拉應力作用，反復啟動過程中孔結構受到較低溫度的拉應力交變作用。

本研究重點針對室溫低循環疲勞，研究擠壓前后中心孔板材疲勞性能的變化，并分析疲勞過程殘余應力的演化。

1 實驗材料及方法

原材料為GH4169合金鍛造盤坯，化學成分（質量分數%）為：C 0.04，Cr 19.97，Ni 52.34，Co 0.55，Mo 3.04，Al 0.51，Ti 0.96，Nb 5.22，Fe余量。采用固溶965 ℃/1 h+一級時效720 ℃/1 h+二級時效625 ℃/8 h的標準熱處理，力學性能如表1所示。中心孔板材試樣在盤坯上下料，下料方向為徑向，試樣如圖1所示，初孔尺寸為

表1 GH4169高溫合金的力學性能Table 1 Mechanical property of GH4169 superalloy

擠壓前用丙酮清洗孔壁，再涂覆潤滑劑，確定干燥后進行擠壓。擠壓過程為：①安裝專用的連接軸和鼻頂帽；②清理鼻頂帽的接觸部位；③將試樣置于鼻頂帽之上；④將芯棒穿過中心孔固定在連接軸上；⑤啟動設備，使芯棒通過中心孔完成擠壓過程。芯棒進入端為進口，擠出端為出口。

采用Quanta 600環境掃描顯微鏡觀察疲勞試樣斷口形貌。采用PROTO LXRD型X射線衍射儀測定冷擠壓強化后的孔邊殘余應力場分布情況，以及疲勞過程殘余應力場的演化，分別在循環數為1、10、1000、10000、20000、30000、50000周次下停機卸載后完成應力場分析，測試條件為MnKα靶，測試方向為試樣長度方向。在MTS-810疲勞試驗機上進行軸向加載疲勞實驗，實驗參數如下：σmax=663 MPa，T=20 ℃，應力比R=0.1，載荷頻率f=4 Hz。采用FTS-I120型表面輪廓儀測試孔壁表面粗糙度值。

圖1 中心孔板材試樣（a）正視圖；（b）側視圖Fig.1 Plate specimen with central hole（a）front view；（b）side view

2 結果與分析

2.1 疲勞性能與斷口

在663 MPa/20 ℃下，原始和冷擠壓后疲勞壽命如表2所示，可知：①相比原始試樣的中值疲勞壽命估計量33909周次，冷擠壓強化后為88688周次，是原始試樣的2.6倍；②冷擠壓前后中心孔板材試樣疲勞壽命方差均小于0.002，說明分散度都很??；③冷擠壓強化試樣的最短疲勞壽命80568周次是未擠壓試樣的最長疲勞壽命38583周次的2倍。由參考文獻[12]可知，在663 MPa/600 ℃、同樣結構中心孔板材條件下，GH4169合金中值疲勞壽命估計量40411周次，大于本研究結果33909周次；此外，文獻[1]可知，在Kt=3、R=-1、軸向加載的條件下，該合金300 ℃/1×107條件疲勞極限為122 MPa，低于650 ℃/1×107條件疲勞極限173 MPa。上述結果說明：冷擠壓可實現中心孔板材試樣室溫疲勞強化；GH4169合金在較低的溫度下缺口疲勞性能敏感性更強。

圖2為原始試樣和冷擠壓試樣的疲勞斷口形貌。其中，圖（a）和圖（b）分別為中心孔試樣3-1-12同側斷口的兩個斷面，圖（c）和圖（d）分別為中心孔試樣6-5-3同側斷口的兩個斷面。可以看出，無論是原始試樣還是擠壓試樣，兩個截面均萌生了疲勞裂紋，但裂紋位置差別明顯。原始試樣的疲勞源萌生于孔壁位置，呈現多源特征；經過冷擠壓強化后，疲勞源位置轉移到進口端倒角位置，呈現單側單源特征。

2.2 疲勞強化機理分析

2.2.1 殘余應力的變化

對于室溫下的疲勞性能，殘余應力是疲勞強化的重要原因[14]。圖3為擠壓后沿孔壁深度的殘余應力場分布，可知經過冷擠壓后，進出口殘余壓應力場四特征分別為：①表面殘余壓應力-563 MPa、-651 MPa；②最大殘余壓應力-581 MPa、-651 MPa；③最大殘余壓應力位置在距離孔壁400 μm、0 μm處；④殘余壓應力場深度均大于1.4 mm。表面存在數值較大的殘余壓應力梯度可以抵抗外加拉應力的作用，延長萌生壽命；在深度方向，產生深度大于1400 μm的殘余壓應力場，可以在疲勞過程中產生裂紋擴展抗力，提高擴展壽命，因此起到疲勞強化的作用。此外，還可觀察到，出口端殘余壓應力數值大于進口端，這可能與擠壓使孔壁金屬發生塑性流動，導致實際擠壓過程中過盈量逐步加大有關；結合疲勞斷口起源分析，擠壓強化后，進口端殘余應力數值較小，則抵抗外載能力弱于出口端，而兩者在疲勞過程中的受力狀態接近，導致擠壓后試樣疲勞源出現在殘余應力較小的進口端。

表2 冷擠壓前后疲勞壽命對比Table 2 Comparison of fatigue life as-received and CE

圖2 原始試樣和冷擠壓試樣的斷口形貌（a）3-1-12斷口（左）；（b）3-1-12斷口（右）；（c）6-5-3斷口（左）；（d）6-5-3斷口（右）Fig.2 Fatigue fractures of as-received and CE specimens（a）No.3-1-12（left）；（b）No.3-1-12（right）；（c）No.6-5-3（left）；（d）No.6-5-3（right）

圖3 擠壓后沿孔壁深度的殘余壓應力場分布Fig.3 Residual stress profile along depth of hole wall after CE

同時也有文獻指出，殘余壓應力在循環載荷作用下存在不穩定的特點，會發生松弛。部分研究表明殘余應力松弛主要發生在初始的100個循環周次內，初始的10個周次發生較大程度松弛[15-16]。在本研究的663 MPa/20 ℃條件下，冷擠壓強化殘余應力隨循環周次的演化規律如圖4所示。從圖中可以看出：①循環1個周次，殘余壓應力數值增大；②循環10個周次，殘余壓應力發生較大程度松弛；③循環10個周次后，隨循環周次增加，殘余壓應力松弛不明顯；④循環50000個周次與循環0個周次相比，進口端與出口端表面殘余壓應力分別松弛約45%和25%。

由此可見，殘余壓應力的松弛過程受到外加載荷的影響。對殘余壓應力隨周次演化的特點，有如下解釋。首次加載時，由于孔結構應力集中系數超過Kt=2，實際載荷（663 MPa×Kt）超過材料屈服極限（表1中的1 200 MPa），發生應變硬化作用，作用與冷擠壓過程的塑性形變過程類似，全系統形變能進一步增加，使得循環1個周次，殘余壓應力數值略有增大，即發生單次變形的“硬化作用”；繼續循環加載在10個周次以內，在外加應力下位錯不斷發生移動和消除，系統塑性形變能減小，導致位錯密度減小，殘余壓應力數值明顯減小，即發生“循環軟化作用”；繼續施加循環載荷，由于此前的應變硬化作用，使得加載拉應力與穩定殘余壓應力之和小于“應變硬化后的彈性極限”，系統塑性形變能不變，則殘余應力無明顯松弛，處于較穩定狀態。

應該看到，即使經過50000周次循環，進出口端殘余應力仍然保持了55%和75%，表面殘余壓應力數值分別為300 MPa和450 MPa，上述穩定的殘余壓應力與外加拉應力疊加，減小了拉應力幅，對疲勞性能起到了強化作用。進口端應力仍然小于出口端，這是進口端萌生疲勞裂紋的原因。

2.2.2 表面粗糙度

表3為冷擠壓前后的孔壁表面粗糙度值。原始試樣的孔壁表面粗糙度為0.354 μm，經過冷擠壓孔壁表面的粗糙度降低到0.297 μm。冷擠壓過程可以降低孔壁的表面粗糙度。研究[17-18]表明，表面粗糙度值可以反映材料表面應力集中情況，其值越大表示局部應力集中現象越嚴重，越易誘發疲勞裂紋的萌生。因此，表面粗糙度值越低，越有利于提高材料的疲勞抗力。

表3 冷擠壓前后的孔壁表面粗糙度值Table 3 Surface roughness of hole wall before and after CE

由于原始試樣不具備殘余壓應力場，在孔壁位置無法緩和外加拉應力作用；同時，孔壁存在粗糙度較大的機械加工刀痕，在拉應力作用下產生應力集中，進一步加劇了受力狀態，導致孔壁萌生多源疲勞裂紋。相比之下，試樣經過冷擠壓強化后，孔壁表面粗糙度降低，孔壁加工刀痕被撫平，且孔壁處形成了一定深度的強化層，產生了殘余壓應力場，冷擠壓對孔壁的強化作用有效抑制了應力集中，使孔壁得到了強化[19]。

3 結論

（1）在663 MPa/20 ℃條件下，冷擠壓強化后GH4169中心孔板材試樣的疲勞壽命是原始試樣的2.6倍，強化效果顯著，疲勞壽命穩定性好。冷擠壓對孔壁的強化作用有效抑制了應力集中，冷擠壓后疲勞源為單源且萌生于倒角，而原始試樣為多源且萌生于孔壁。

（2）冷擠壓強化后的中心孔板材試樣在663 MPa/20 ℃條件下，循環1個周次，由于應變硬化作用，殘余壓應力數值增大；循環10個周次，殘余壓應力發生較大程度松弛；經過50000周次疲勞實驗，進出口端表面殘余壓應力數值分別為300 MPa和450 MPa，與初始表面壓殘余應力相比分別保留了55%和75%。冷擠壓后孔壁表面粗糙度Ra由0.354 μm減小到0.297 μm。