超高強度鋼孔壁冷擠壓技術(shù)研究

王建旗 張盛銳

中航工業(yè)西安飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，中國·陜西 西安 710089

1 引言

近年來隨著中國飛機新型號研制任務(wù)的增加，對一些特殊功能部位，局部疲勞性能要求越來越高，開始在關(guān)鍵對接部位使用超高強度鋼，該材料屈服強度大于700MPa的細晶粒高強鋼，抗拉強度在1200MPa以上[1]，與普通結(jié)晶鋼相比，超高強度鋼具有相當(dāng)高的強度（Rm≥1500MPa）和一定的韌性，被廣泛用于航空航天領(lǐng)域[1,2]。該材料在航空制造業(yè)主要用于關(guān)鍵的飛機承力部件，某飛機研制中因23Co14Ni12Cr3MoE鋼（A-100鋼）具有良好的機械性能性能且能滿足高載荷高剛性區(qū)域的設(shè)計性能，被首次在部件對接區(qū)域作為結(jié)構(gòu)零件進行裝配，由于該材料硬度高、孔徑尺寸大、制孔工藝復(fù)雜等特性，中國對該材料開縫襯套冷擠壓參數(shù)尚未開展過系統(tǒng)系統(tǒng)應(yīng)用研究，為了滿足飛機研制需求，論文借鑒其他型號多種材料冷擠壓成功經(jīng)驗參數(shù)，制定了科學(xué)的試驗方案并進行試驗驗證，突破其他國家公司對超高強度鋼開縫襯套冷擠壓技術(shù)壁壘，形成自主的、成熟的超高強度鋼裝配制孔冷擠壓強化技術(shù)體系。

2 冷擠壓技術(shù)簡介

孔冷擠壓是強化技術(shù)的一種，是指在室溫下利用比被材料硬度高的擠壓工具，在孔壁和芯棒之間增加一個開縫的襯套，用芯棒擠壓襯套，通過襯套擠壓孔壁對孔壁、孔角、埋頭窩及孔周端面等表面施加壓力，使被擠壓部位表面層金屬發(fā)生塑性變形，在強化過程時在孔周圍產(chǎn)生了一定的彈塑性變形和引入了殘余壓應(yīng)力，導(dǎo)致位錯組態(tài)發(fā)生了變化和密度增加，同時表面粗糙度也達到可改善。使用該工藝方法可以改善飛機結(jié)構(gòu)中孔的疲勞性能，顯著增強飛機疲勞壽命。因此，開展超高強度鋼裝配階段開縫襯套冷擠壓強化工藝研究，已是型號大部件疲勞壽命研究的關(guān)鍵工藝技術(shù)之一[3]。

冷擠壓示意圖見圖1。

圖1 冷擠壓示意圖

在某飛機機翼對接處使用該材料，在飛機起落過程中，該部位承受較大的交變載荷，影響最嚴(yán)重的就是零件上承受交變載荷的螺栓連接孔，提高連接孔的疲勞抗力是有效防止飛機對接部位這種關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)件失效的直接途徑[4]。

目前，中國已成熟應(yīng)用不超過1380MPa的材料的開縫襯套孔擠壓強化研究并形成相應(yīng)工藝規(guī)范，而某飛機采用的超高強度鋼的開縫襯套強化技術(shù)只有美國疲勞技術(shù)公司（FTI）進行了系統(tǒng)研究并掌握，形成技術(shù)壟斷，中國對該材料的裝配階段的開縫襯套冷擠壓強化工藝參數(shù)及應(yīng)用尚屬空白。

3 試驗過程及數(shù)據(jù)優(yōu)化

3.1 試驗方案規(guī)劃

試驗方案借鑒成熟機型的開縫襯套冷擠壓經(jīng)驗，針對超高強度鋼的冷擠壓參數(shù)未知問題，開展終孔為Φ8mm～Φ18mm的一系列孔開縫襯套冷擠壓工藝試驗，摸索并掌握超高強度鋼開縫襯套冷擠壓工藝參數(shù)，得出可用于某型架研制上孔擠壓強化的工藝流程和技術(shù)參數(shù)。

試驗試板為雙真空冶煉的23Co14Ni12Cr3MoE鋼，其化學(xué)成分為（質(zhì)量分數(shù)）：0.23%C、14%Co、12%Ni、3.1%Cr、1.13%Mo、0.001%S、0.002%P，雜質(zhì)元素Mn、Al、Ti含量均小于0.05%，其余為Fe。材料熱處理制度為：機加前進行正火（900℃×1h空冷）和高溫回火（680℃×8h空冷）處理；最終熱處理為淬火（885℃×1h油冷）＋冷處理（-73℃×1h空氣回溫）＋二次回火（482℃×2h空冷＋482℃×3h空冷）[5]。

23Co14Ni12Cr3MoE鋼的拉伸性能見表1。

表1 23Co14Ni12Cr3MoE鋼的拉伸性能

為了減少試驗成本，針對每種孔徑設(shè)置6個不同初孔開展孔強化試驗，摸索孔擠壓參數(shù)見表2。論文選取典型終孔φ11.99mm～12.02mm為介紹對象闡述試驗過程。

表2 φ12孔冷擠壓試驗參數(shù)

開縫襯套冷擠壓試板的形狀及尺寸如圖2所示，試板的厚度為8mm，為了得到最佳的冷前孔尺寸，針對性的選擇比終孔小0.8mm～0.2mm的孔徑作為冷擠壓前孔徑，并逐項進行記錄。試驗依據(jù)XPS12029文件選擇合適的開縫襯套冷擠壓工具，對不同的冷擠壓前孔徑進行冷擠壓試驗。

圖2 試板尺寸

3.2 試驗強化方案

試驗流程如圖3所示，開縫襯套冷擠壓工藝過程如圖4所示。

圖3 試驗流程圖

圖4 開縫襯套冷擠壓工藝過程示意圖

4 結(jié)果分析

試驗后對不同參數(shù)的冷擠壓過程進行技術(shù)分析，計算出塑變量并對殘余應(yīng)力進行檢測，選擇最佳的冷擠壓應(yīng)用參數(shù)。

冷擠壓后孔壁上存在微小的凸痕外形（試驗表明超高強度鋼凸痕明顯小于鋁合金凸痕），如圖5所示。因凸痕根部容易產(chǎn)生微裂紋，可能還存在參與拉應(yīng)力，這對孔強化極為不利，在后續(xù)的鉸孔工序中需把這個凸痕鉸掉[6]。

圖5 凸脊示意圖

采用X光衍射法檢測孔的強化效果，圖6是開縫襯套冷擠壓后峰殘余應(yīng)力分布圖，從圖6所知，當(dāng)單邊切削量達到0.18D時，峰力值接近材料的壓縮屈服強度，而殘余拉應(yīng)力因擠壓后表層材料在殘余壓應(yīng)力作用下產(chǎn)生反向屈服，所以殘余壓應(yīng)力峰值出現(xiàn)在孔壁次表層，孔的強化效果達到最優(yōu)。

圖6 X光衍射法檢測孔冷擠壓后孔徑向/周向殘余應(yīng)力分布圖

仍以典型孔徑φ12mm初孔冷擠壓后的試板進行殘余應(yīng)力檢測，開縫襯套冷擠壓強化使樣板在孔周圍產(chǎn)生了一定的殘余壓應(yīng)力，殘余應(yīng)力檢測設(shè)備見圖7，殘余應(yīng)力值見表3。經(jīng)過應(yīng)力檢測分析得出該孔徑最佳冷前孔徑為φ11.466mm，冷擠壓后孔徑為φ11.62mm。不同初孔孔徑應(yīng)力分布見圖8。

圖7 應(yīng)力檢測設(shè)備

表3 應(yīng)力檢測值/MPa

圖8 不同初孔孔徑應(yīng)力分布

試驗后經(jīng)過系統(tǒng)分析得出最佳冷擠壓參數(shù)結(jié)果如表4所示。

表4 不同孔徑最優(yōu)冷擠壓前后參數(shù)對比

5 結(jié)論

論文通過對A-100鋼的試驗方案規(guī)劃、試驗驗證、數(shù)據(jù)分析結(jié)果，得出以下結(jié)論：

①開縫襯套冷擠壓在距孔邊大約一個孔徑的范圍內(nèi)形成殘余應(yīng)力，最大殘余應(yīng)力出現(xiàn)在距孔邊1/6D處。

②開縫襯套冷擠壓后孔的切削量為0.015D～0.020D時表面形成的殘余應(yīng)力最大，材料的綜合疲勞性能較佳。

由于中國超高強度鋼冷擠壓技術(shù)尚處在初始研究階段的現(xiàn)狀，其擠壓強化機理、強化效果以及工藝參數(shù)的優(yōu)化等還需要大量深入研究，論文通過對超高強度鋼裝配制孔冷擠壓強化技術(shù)試驗研究，建立了超高強度鋼的冷擠壓強化工藝應(yīng)用參數(shù)規(guī)范，并將試驗數(shù)據(jù)總結(jié)為型號工藝規(guī)范XPS16018《超高強度鋼孔的冷擠壓》和工藝操作規(guī)程XYD1225《A-100鋼制孔典型工藝規(guī)程》，形成自主的成熟超高強度鋼裝配制孔冷擠壓強化技術(shù)體系，對后續(xù)新材料孔壁冷擠壓強化試驗提供借鑒。