7085铝合金锻件孔挤压强化工艺及机理研究

王 亮，冉 嘉，张 浩

(1.中国航发北京航空材料研究院，北京，100095；2.重庆机场集团有限公司，重庆 401120)

0 引 言

螺纹连接和铆接是飞行器结构连接的主要方法。铆接结构在服役过程中承受交变载荷的作用，而带孔的结构件由于孔边应力集中，易发生疲劳断裂失效等问题，从而严重影响飞行器飞行中的安全性以及飞行器的使用寿命。因此如何提高带孔零件的疲劳寿命是提高飞行器飞行安全性所面临的问题。实际生产过程中，冷挤压强化、喷丸强化、滚压强化以及激光冲击强化等工艺是带孔零件常用的强化方式，其中孔挤压强化工艺由于易操作、效率高、效果好而获得广泛使用。

7085铝合金属于Al-Zn-Mg-Cu系高强变形铝合金，除具有高强、高韧以及良好的抗应力腐蚀性能以外，7085铝合金淬透性良好，各向异性低可用于制造飞机的框、梁、接头等主承力结构件，因此在航空航天领域获得广泛应用。关于7085铝合金带孔结构件的疲劳增益研究相对较少，因此本文研究了不同孔挤压过盈量对7085-T7452铝合金锻件疲劳寿命的增益效果，优化孔挤压强化工艺参数。并采用SEM、TEM、XRD等分析方法对7085铝合金锻件孔挤压强化机理进行研究。

1 试验材料与方法

疲劳试样取自7085-T7452铝合金锻件，合金实测成分见表1。如图1所示，试验采用中间带孔的疲劳试片，孔径Φ 9.3是飞行器结构件常用孔径，试样沿板材锻造流线方向切取。在液压机上采用带有过盈量的芯棒对孔进行直接挤压，挤压过盈量2.0 %～7.5 %，每组6个疲劳试样。

室温条件下，在MTS810疲劳试验机上对强化后的试样进行疲劳试验，频率f=7～10 Hz，加载应力σmax=240 MPa，应力比R=0.1。之后绘制强化和未强化试样的疲劳S-N曲线，并在疲劳寿命N=1×107处用升降法求疲劳强度极限。采用Quanta600型扫描电镜对强化前后疲劳试样断口形貌进行观察，分析断口特征及疲劳条带变化情况。采用X3000型X射线衍射仪测定孔挤压强化后，强化层内残余应力的分布状态。采用JEOL-2100透射电镜对强化前后强化层内位错组态的变化进行分析，研究疲劳寿命提高的机 理。

表1 试验用材料的化学成分(质量分数，%)

图1 疲劳试样示意图

2 试验结果及分析

2.1 疲劳试验结果

对孔挤压强化后的试样进行疲劳实验，疲劳寿命试验结果见表2。可以看出，未强化试样的疲劳寿命为2.78×104周。孔挤压强化后，7085-T7452合金的疲劳寿命最高为30.8×104周，是未挤压强化条件下合金疲劳寿命的11倍。强化和未强化试样的疲劳S-N曲线如图2所示，用升降法测定的强化与未强化试样在1×107循环周次下的疲劳强度极限分别是138 MPa和99 MPa，强化后疲劳极限提高了39 %。疲劳试验结果表明，7085-T7452合金孔挤压强化效果显著。

表2 疲劳寿命结果

图2 强化与未强化试样的疲劳S-N曲线

2.2 微观组织分析

2.2.1 疲劳试样断口分析

利用扫描电子显微镜对孔挤压强化和未强化试样的疲劳断口进行观察，分析疲劳裂纹萌生位置，对比疲劳条带虽裂纹扩展的变化情况。图3和图4分别是未强化试样和强化试样的疲劳断口形貌。可以看出，未挤压强化时疲劳源位于孔内壁与疲劳试样表面相交处(图4(a))，孔挤压强化后，裂纹源移至孔内壁处(图4(a))。图3(b)～图3(e)是距离疲劳源不同距离位置疲劳条带的形貌，可以看出随疲劳裂纹的扩展，疲劳条带宽度逐渐增大，并出现二次裂纹和韧窝。对比图4(b)～图4(e)中强化后疲劳条带的形貌，可以看出在距离疲劳源相同距离处，强化后试样的疲劳条带宽度明显比未强化试样的疲劳条带窄，并且未观察到明显的二次裂纹和韧窝。疲劳条带是疲劳裂纹在每次加载过程中扩展的距离，说明在距疲劳源相同位置处，每次加载过程中未强化试样的疲劳裂纹扩展距离大于强化后裂纹的扩展距离。对比图3(f)和图4(f)发现，未强化试样在距疲劳源9 mm位置疲劳裂纹进入瞬断区，强化试样在距离疲劳源12 mm处才进入瞬断区。由此可见，孔挤压强化后疲劳裂纹的稳态扩展区更长，疲劳裂纹扩展的更慢，扩展相同的距离，强化处理后的合金需要更长时间，因此疲劳寿命更长。

(a)疲劳裂纹源;(b)距疲劳源1.0 mm处疲劳条带形貌;(c)距疲劳源1.5 mm处疲劳条带形貌;(d)距疲劳源6.0 mm处疲劳条带形貌;(e)距疲劳源9 mm处疲劳条带形貌;(f)瞬断区

2.2.2 强化层位错结构

通过透射电镜观察挤压强化前后7A85-T7452铝合金锻件内部组织变化情况。未挤压强化条件下，7A85-T7452铝合金锻件组织形貌如图5所示，从图中可以看出，在(110)晶带轴下，晶内弥散分布着细小的针状及盘状析出相(η′相)，晶界为粗大的η相，未观察到位错形貌。挤压强化后，选择孔壁表层及距表层1 mm处观察合金内部组织形貌，如图6所示，从图中可以看出晶体内部产生大量的位错，并缠结在一起形成位错胞状结构。这是因为孔壁在挤压过程中孔壁表层金属发生剧烈的弹塑性变形，导致了晶格的扭转和畸变，引起位错的增殖和运动。运动的位错之间，及其与晶界、亚晶界、第二相质点之间的交互作用，形成位错缠结或位错网，使强化层内位错密度增加，最后形成稳定的位错胞状结构。正是这些稳定的位错胞状结构在材料承受外力作用时对位错的移动起到阻碍作用，增加裂纹萌生和扩展的阻力，从而提高了7A85-T7452铝合金锻件的疲劳寿命。

(a)疲劳裂纹源;(b)距疲劳源1.0 mm处疲劳条带形貌;(c)距疲劳源2.5 mm处疲劳条带形貌;(d)距疲劳源7.0 mm处疲劳条带形貌;(e)距疲劳源9 mm处疲劳条带形貌;(f)瞬断区(距疲劳源12 mm)

图5 未挤压强化条件下组织形貌

Fig.5 Structure morphology in the absenceof pore extrusion strengthening

(a)孔壁表层

(b)距孔壁1 mm位置

图6 挤压强化条件下位错形貌

Fig.6 Dislocation morphology in the presence of pore extrusion strengthening

2.3 残余应力测试结果分析

利用X射线衍射法测量7A85-T7452合金孔挤压强化后残余应力分布情况，试验结果如图8所示。可以看出，7A85-T7452合金残余压应力层深度为4.7 mm，最大残余压应力在1 mm处，值为-319 MPa。说明孔挤压强化后，7A85-T7452合金强化层深度为4.7 mm。强化层内的残余压应力在7A85-T7452合金受到外加载荷时，可以平衡部分拉应力，减少合金所受的瞬时载荷，从而减小裂纹扩展速率，提高7A85-T7452合金疲劳寿命。

图7 孔挤压强化层内残余应力分布曲线

3 结 语

1)孔挤压强化工艺适用于7085-T7452铝合金，并可以大幅提高7085-T7452铝合金带孔构件的疲劳寿命。

2)孔挤压强化在7085-T7452铝合金锻件表面形成深度约4.7 mm的强化层，强化层内的残余压应力可以平衡材料外加载荷中的部分瞬时拉应力。

3)孔挤压强化改变了疲劳裂纹源的位置，并减小了疲劳条带的宽度。强化层内的高密度位错增加了位错移动的阻力，提高了7A85-T7452铝合金锻件的疲劳寿命。