[ 摘要] 　評(píng)述了超高強(qiáng)度鋼、高強(qiáng)度Al 合金和Ti 合金表面完整性抗疲勞應(yīng)用技術(shù)的研究和發(fā)展。高強(qiáng)度合金疲勞性能對(duì)應(yīng)力集中敏感, 不適當(dāng)?shù)募庸すに嚭颓邢鳠岬仍斐傻谋砻鎿p傷和高拉應(yīng)力使其疲勞和應(yīng)力腐蝕性能損失殆盡。先進(jìn)的表面完整性加工尤其是表面改性可顯著提高疲勞性能, 如激光沖擊使7475-T761 拉-拉疲勞壽命提高約89%, 7075-T6 裂紋擴(kuò)展速率降低到原來(lái)的1/ 1500 ;超聲噴丸使超高強(qiáng)度鋼低周疲勞強(qiáng)度提高約50% , Ti7Al4Mo 合金高周疲勞強(qiáng)度提高約15%;表面超硬化可使Vasco X-2M 齒輪鋼接觸疲勞壽命提高30 ～35 倍等。

 

[ 關(guān)鍵詞] 　高強(qiáng)度合金; 表面完整性; 激光沖擊; 表面超硬化

 

高強(qiáng)度Al 合金、Ti 合金、超高強(qiáng)度鋼等關(guān)鍵主承力構(gòu)件在航空、航天、車輛、艦船和精密儀器等領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用, 使現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)對(duì)構(gòu)件高承載、輕重量、低成本、長(zhǎng)壽命、抗惡劣環(huán)境和高可靠使用等要求, 將應(yīng)用技術(shù)提升到前所未有的重要地位。高強(qiáng)度合金固有強(qiáng)度利用系數(shù)和構(gòu)件長(zhǎng)壽命不斷增加的要求, 進(jìn)一步加強(qiáng)了這一地位。因此,為把先進(jìn)設(shè)計(jì)、先進(jìn)材料和其他技術(shù)轉(zhuǎn)化為高性能產(chǎn)品, 各先進(jìn)國(guó)家無(wú)不把注意力集中到研究、創(chuàng)新和開發(fā)先進(jìn)應(yīng)用技術(shù)上來(lái)。其中高強(qiáng)度合金表面完整性抗疲勞應(yīng)用技術(shù)占有核心和關(guān)鍵地位。
 

疲勞是一種動(dòng)態(tài)性能, 高強(qiáng)度合金構(gòu)件疲勞性能很大程度上取決于表面狀態(tài)和性質(zhì), 即表面完整性。所謂表面完整性是指加工過程在構(gòu)件表面造成的改變及其對(duì)服役性能影響的總概括。機(jī)械構(gòu)件失效中疲勞失效占50 %～ 90 %, 航空構(gòu)件中疲勞失效占80 %以上[ 1] 。疲勞失效中80 %以上裂紋起始于表面缺陷, 如加工刀痕、劃傷、冶金缺陷等局部應(yīng)力集中處。大量數(shù)據(jù)表明[ 2] , 用作關(guān)鍵主承力構(gòu)件的高強(qiáng)度Al 合金、Ti 合金、超高強(qiáng)度鋼等具有很高的固有疲勞強(qiáng)度, 但對(duì)應(yīng)力集中敏感。如Al 合金7050 , 7475 , Ti 合金Ti1023 , Ti6Al4V ,超高強(qiáng)度鋼300M 等, 當(dāng)應(yīng)力集中系數(shù)K t =3 時(shí),拉-拉疲勞強(qiáng)度降低約50 %, K t =5 時(shí)降低約80 %。而且, 300M 鋼和30CrMnSiNi2A 鋼疲勞裂紋起始(0.2 mm) 壽命分別占總壽命的85 %和81 %[ 3] 。可見, 不解決其應(yīng)力集中敏感問題, 采用高強(qiáng)度合金既不可能減輕結(jié)構(gòu)重量, 也不可能實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)壽命, 而且, 可能釀成災(zāi)難性后果。
 

20 世紀(jì)50 年代前, 全世界軍用飛機(jī)基本上采用靜強(qiáng)度設(shè)計(jì), 為建立和發(fā)展安全壽命設(shè)計(jì)技術(shù),美國(guó)從1948 年起對(duì)超高強(qiáng)度鋼4340 , Al 合金2024 , Ti 合金Ti6Al4V , 耐熱合金In718 等構(gòu)件進(jìn)行機(jī)械加工表面完整性系統(tǒng)研究。1970 年美國(guó)空軍材料實(shí)驗(yàn)室(AFML)提出了機(jī)械加工構(gòu)件表面完整性(surface integrity of machined component s)研究報(bào)告和指南[ 4] 。1971 年美國(guó)空軍頒布軍機(jī)安全壽命設(shè)計(jì)規(guī)范MiL -A -008866A (USAF)。把安全壽命設(shè)計(jì)作為滿足空軍各種飛機(jī)系統(tǒng)合同文件中規(guī)定使用壽命要求的基本方法。1974 年、1975 年先后頒布了損傷容限設(shè)計(jì)規(guī)范MiL -A -8344 (USAF) 和MiL -A -008866B (USAF)等。我國(guó)也于1985 年和1989 年先后頒布軍用飛機(jī)安全壽命和損傷容限設(shè)計(jì)規(guī)范。無(wú)論是安全壽命或是損傷容限設(shè)計(jì), 應(yīng)力集中都是影響高強(qiáng)度合金構(gòu)件的疲勞性能的敏感問題。從1971 年至今的30 多年中, 表面完整性抗疲勞應(yīng)用技術(shù)持續(xù)不斷地研究[ 5 ～ 19] , 不僅包括加工工藝參數(shù), 新工藝開發(fā),而且涉及工藝模擬和預(yù)測(cè)以及基本理論探索等。同時(shí), 表面完整性評(píng)價(jià)內(nèi)容已包括高低倍組織、微觀裂紋、變形、各種腐蝕、元素貧化、顯微硬度、殘余應(yīng)力、疲勞、應(yīng)力腐蝕及其他力學(xué)性能等試驗(yàn)。檢測(cè)采用掃描、透射、高分辨電鏡及各種表面層組織、應(yīng)力結(jié)構(gòu)無(wú)損檢測(cè)等現(xiàn)代技術(shù)。

 

1 　高強(qiáng)度合金加工表面完整性與疲勞性能
 

　　機(jī)械加工主要是最終精加工(磨、鉸、銑等)決定表面完整性。切削熱、切削力和環(huán)境因素等在構(gòu)件表面造成的損傷、表面層組織和殘余應(yīng)力場(chǎng)結(jié)構(gòu)改變, 會(huì)嚴(yán)重危害材料的使用壽命和可靠性。

研究指出, 不適當(dāng)?shù)哪ハ鞴に囋斐奢S承鋼52100 表面層顯微組織損傷和疲勞性能降低[ 13 , 14] 。圖1a 表面白亮層是溫度超過Ac1點(diǎn)造成的再淬火馬氏體, 相鄰層是溫度低于Ac1點(diǎn)造成的暗黑色過回火馬氏體, 中心是未受損傷的原回火馬氏體組織。再淬火馬氏體層脆性大、殘余拉應(yīng)力高并導(dǎo)致微裂紋產(chǎn)生, 接觸疲勞壽命急劇降低, 如圖1b 。

 

圖2 表明, 不適當(dāng)?shù)哪ハ鞴に囋诔邚?qiáng)度鋼4340 構(gòu)件表面造成的再淬火馬氏體層具有很高的殘余拉應(yīng)力, 疲勞強(qiáng)度和應(yīng)力腐蝕性能也隨之明顯降低。即使去除再淬火馬氏體層后, 過回火馬氏體組織仍將疲勞強(qiáng)度降低約30 %。


 

Ti 合金導(dǎo)熱性差, 更容易造成磨削表面溫度高。如Ti6Al4V 合金磨削時(shí)在構(gòu)件表面層多種損傷, 一是形成硬脆富氧α相薄層造成微裂紋;二是α-β 復(fù)合組織轉(zhuǎn)為馬氏體和β 條帶組織如圖3a 、圖3b 所示, 這一組織變化還不能通過熱處理予以恢復(fù);三是磨粒還可被粘鑲在構(gòu)件表面, 或壓入亞表面造成巨大的應(yīng)力集中等。圖3c 中疲勞曲線表明, 不適當(dāng)?shù)哪ハ鞴に噷?beta; 軋制的Ti6Al4V 合金的懸臂彎曲疲勞極限從430 MPa 劇降至90 MPa 。磨削熱造成的表面拉應(yīng)力還促進(jìn)應(yīng)力腐蝕開裂, 冷卻液殘存于表面加劇了應(yīng)力腐蝕過程。
 

2024 -T351Al 合金不適當(dāng)車削加工時(shí)表面出現(xiàn)宏觀微觀裂紋、溝槽、坑點(diǎn)和塑性變形等缺陷,盡管表面可能存在壓應(yīng)力, 但疲勞性能仍明顯低于高速車削加工。

 

2 　高強(qiáng)度合金抗疲勞應(yīng)用技術(shù)新發(fā)展
 

近些年來(lái), 新工藝不斷發(fā)展, 主要有高速銑削、車削、磨削, 低應(yīng)力磨削、預(yù)拉應(yīng)力磨削技術(shù);高能表面改性技術(shù);表面超硬化技術(shù);表面完整性評(píng)價(jià)和精密定量檢測(cè)技術(shù);加工過程計(jì)算機(jī)模擬和預(yù)測(cè)等。研究發(fā)展的主要特點(diǎn)是材料技術(shù)融合制造、物理、化學(xué)、力學(xué)等, 形成一種多學(xué)科交叉的工程學(xué)科領(lǐng)域。
 

超聲噴丸和激光沖擊改性技術(shù)被譽(yù)為20 世紀(jì)80 年代以來(lái)最重要的應(yīng)用技術(shù), 其地位可與同期材料界中單晶合金和金屬基復(fù)合材料相當(dāng)。
 

激光沖擊是一種高能量密度應(yīng)力波使金屬表面層產(chǎn)生脅迫彈塑變形、增加位錯(cuò)密度、提高硬度和疲勞性能等的表面強(qiáng)化方法。研究指出, 激光沖擊后7475 -T761 , 30CrMnSiNi2A 的拉-拉疲勞壽命分別提高89 %和74 %[ 15] 。圖4 是7075 -T651激光沖擊前后的顯微組織, 表1 表明, 微動(dòng)磨損疲勞壽命提高2 個(gè)數(shù)量級(jí)以上。裂紋擴(kuò)展速率降低到原來(lái)的1/1 500 , 但其強(qiáng)化和抗疲勞機(jī)理尚不清楚。
 

研究指出, 300M 鋼電鍍Cr 表面拉應(yīng)力高達(dá)+580 ～ +800 MPa , 并且延伸至基本金屬表面,拉應(yīng)力達(dá)+400 MPa , 旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞強(qiáng)度(σ-1)由786 MPa 劇降至270 MPa[ 16] 。經(jīng)表面噴丸改性后再鍍Cr , 表面壓應(yīng)力達(dá)850 MPa , 疲勞強(qiáng)度達(dá)到840 MPa , 略高于未電鍍基體的疲勞強(qiáng)度。圖5表示鍍Cr 和噴丸后鍍Cr 疲勞斷口?？梢钥吹? 鍍Cr 疲勞斷口周邊散布有20 多個(gè)疲勞源, 側(cè)面出現(xiàn)為數(shù)眾多的擴(kuò)展深度較淺的疲勞裂紋。經(jīng)表面噴丸改性疲勞斷口上, 只有一個(gè)萌生于亞表面的單一疲勞源。斷口特征是兩者疲勞強(qiáng)度顯著差別的標(biāo)志。

 

　超聲噴丸是一種利用超聲高能丸粒撞擊表面改性技術(shù)。Ti6Al4V 合金超聲噴丸后表面粗糙度比傳統(tǒng)噴丸降低了1/2 ～ 1/3[ 17] 。超高強(qiáng)度Hp -310 鋼超聲噴丸后低周疲勞強(qiáng)度提高約50 %, 較傳統(tǒng)噴丸強(qiáng)化提高約17 %;超聲噴丸強(qiáng)化后431 馬氏體不銹鋼高周彎曲疲勞強(qiáng)度提高約25 %, Ti7Al4Mo合金彎曲疲勞強(qiáng)度提高約15 %。
 

表面超硬化是近年發(fā)展的一種高耐磨、高接觸疲勞性能的表面浸滲硬化技術(shù)。表面超硬化可使VascoX -2M 齒輪鋼接觸疲勞壽命提高30 ～ 35倍[ 8] 。

 

3 　高強(qiáng)度合金抗疲勞應(yīng)用技術(shù)發(fā)展對(duì)策構(gòu)想

　　長(zhǎng)期以來(lái)超高強(qiáng)度鋼、高強(qiáng)度Al 合金、Ti 合金抗疲勞應(yīng)用中既缺乏基礎(chǔ)理論, 又缺乏技術(shù)體系, 甚至缺乏基本工藝實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。落后的“成型”制造經(jīng)驗(yàn)和零散的抗疲勞工藝支撐著構(gòu)件制造, 以致結(jié)構(gòu)重量大、性能低、壽命短、可靠性差和成本高, 成為其應(yīng)用制約因素。

高強(qiáng)度合金抗疲勞應(yīng)用技術(shù)發(fā)展中應(yīng)著重以下幾個(gè)方面:

1)針對(duì)高強(qiáng)度合金固有疲勞強(qiáng)度高、應(yīng)力集中敏感和構(gòu)件應(yīng)用集中普遍存在等基本特點(diǎn), 從解決應(yīng)力集中入手, 開展抗疲勞工程科學(xué)理論研究,為發(fā)展抗疲勞應(yīng)用技術(shù)奠定基礎(chǔ)。

2)基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)是發(fā)展理論和工藝技術(shù)創(chuàng)新的基礎(chǔ)。借助工藝過程計(jì)算機(jī)仿真和預(yù)測(cè), 開展工藝基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn), 建立數(shù)據(jù)庫(kù), 優(yōu)化工藝, 為建立理論、創(chuàng)新和優(yōu)化應(yīng)用技術(shù)奠定基礎(chǔ)。

3)在工程科學(xué)理論和實(shí)驗(yàn)成果基礎(chǔ)上, 引入新思路、新概念, 規(guī)范現(xiàn)有技術(shù)與創(chuàng)新先進(jìn)技術(shù)相結(jié)合, 先進(jìn)工藝與先進(jìn)的工藝裝備相結(jié)合, 建立抗疲勞應(yīng)用技術(shù)體系, 形成高性能合金與先進(jìn)應(yīng)用技術(shù)相互補(bǔ)充、相互驅(qū)動(dòng)、協(xié)調(diào)發(fā)展的新機(jī)制。