[ 摘要] 評述了超高強度鋼、高強度Al 合金和Ti 合金表面完整性抗疲勞應用技術的研究和發展。高強度合金疲勞性能對應力集中敏感, 不適當的加工工藝和切削熱等造成的表面損傷和高拉應力使其疲勞和應力腐蝕性能損失殆盡。先進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 裂紋擴展速率降低到原來的1/ 1500 ;超聲噴丸使超高強度鋼低周疲勞強度提高約50% , Ti7Al4Mo 合金高周疲勞強度提高約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。
[ 關鍵詞] 高強度合金; 表面完整性; 激光沖擊; 表面超硬化
高強度Al 合金、Ti 合金、超高強度鋼等關鍵主承力構件在航空、航天、車輛、艦船和精密儀器等領域得到廣泛應用, 使現代設計技術對構件高承載、輕重量、低成本、長壽命、抗惡劣環境和高可靠使用等要求, 將應用技術提升到前所未有的重要地位。高強度合金固有強度利用系數和構件長壽命不斷增加的要求, 進一步加強了這一地位。因此,為把先進設計、先進材料和其他技術轉化為高性能產品, 各先進國家無不把注意力集中到研究、創新和開發先進應用技術上來。其中高強度合金表面完整性抗疲勞應用技術占有核心和關鍵地位。
疲勞是一種動態性能, 高強度合金構件疲勞性能很大程度上取決于表面狀態和性質, 即表面完整性。所謂表面完整性是指加工過程在構件表面造成的改變及其對服役性能影響的總概括。機械構件失效中疲勞失效占50 %～ 90 %, 航空構件中疲勞失效占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、冶金缺陷等局部應力集中處。大量數據表明[ 2] , 用作關鍵主承力構件的高強度Al 合金、Ti 合金、超高強度鋼等具有很高的固有疲勞強度, 但對應力集中敏感。如Al 合金7050 , 7475 , Ti 合金Ti1023 , Ti6Al4V ,超高強度鋼300M 等, 當應力集中系數K t =3 時,拉-拉疲勞強度降低約50 %, K t =5 時降低約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] ?？梢? 不解決其應力集中敏感問題, 采用高強度合金既不可能減輕結構重量, 也不可能實現長壽命, 而且, 可能釀成災難性后果。
20 世紀50 年代前, 全世界軍用飛機基本上采用靜強度設計, 為建立和發展安全壽命設計技術,美國從1948 年起對超高強度鋼4340 , Al 合金2024 , Ti 合金Ti6Al4V , 耐熱合金In718 等構件進行機械加工表面完整性系統研究。1970 年美國空軍材料實驗室(AFML)提出了機械加工構件表面完整性(surface integrity of machined component s)研究報告和指南[ 4] 。1971 年美國空軍頒布軍機安全壽命設計規范MiL -A -008866A (USAF)。把安全壽命設計作為滿足空軍各種飛機系統合同文件中規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計規范MiL -A -8344 (USAF) 和MiL -A -008866B (USAF)等。我國也于1985 年和1989 年先后頒布軍用飛機安全壽命和損傷容限設計規范。無論是安全壽命或是損傷容限設計, 應力集中都是影響高強度合金構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用技術持續不斷地研究[ 5 ～ 19] , 不僅包括加工工藝參數, 新工藝開發,而且涉及工藝模擬和預測以及基本理論探索等。同時, 表面完整性評價內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、殘余應力、疲勞、應力腐蝕及其他力學性能等試驗。檢測采用掃描、透射、高分辨電鏡及各種表面層組織、應力結構無損檢測等現代技術。
1 高強度合金加工表面完整性與疲勞性能
機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、切削力和環境因素等在構件表面造成的損傷、表面層組織和殘余應力場結構改變, 會嚴重危害材料的使用壽命和可靠性。
研究指出, 不適當的磨削工藝造成軸承鋼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點造成的再淬火馬氏體, 相鄰層是溫度低于Ac1點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、殘余拉應力高并導致微裂紋產生, 接觸疲勞壽命急劇降低, 如圖1b 。
圖2 表明, 不適當的磨削工藝在超高強度鋼4340 構件表面造成的再淬火馬氏體層具有很高的殘余拉應力, 疲勞強度和應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度降低約30 %。
Ti 合金導熱性差, 更容易造成磨削表面溫度高。如Ti6Al4V 合金磨削時在構件表面層多種損傷, 一是形成硬脆富氧α相薄層造成微裂紋;二是α-β 復合組織轉為馬氏體和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;三是磨粒還可被粘鑲在構件表面, 或壓入亞表面造成巨大的應力集中等。圖3c 中疲勞曲線表明, 不適當的磨削工藝將β 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力還促進應力腐蝕開裂, 冷卻液殘存于表面加劇了應力腐蝕過程。
2024 -T351Al 合金不適當車削加工時表面出現宏觀微觀裂紋、溝槽、坑點和塑性變形等缺陷,盡管表面可能存在壓應力, 但疲勞性能仍明顯低于高速車削加工。
2 高強度合金抗疲勞應用技術新發展
近些年來, 新工藝不斷發展, 主要有高速銑削、車削、磨削, 低應力磨削、預拉應力磨削技術;高能表面改性技術;表面超硬化技術;表面完整性評價和精密定量檢測技術;加工過程計算機模擬和預測等。研究發展的主要特點是材料技術融合制造、物理、化學、力學等, 形成一種多學科交叉的工程學科領域。
超聲噴丸和激光沖擊改性技術被譽為20 世紀80 年代以來最重要的應用技術, 其地位可與同期材料界中單晶合金和金屬基復合材料相當。
激光沖擊是一種高能量密度應力波使金屬表面層產生脅迫彈塑變形、增加位錯密度、提高硬度和疲勞性能等的表面強化方法。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, 微動磨損疲勞壽命提高2 個數量級以上。裂紋擴展速率降低到原來的1/1 500 , 但其強化和抗疲勞機理尚不清楚。
研究指出, 300M 鋼電鍍Cr 表面拉應力高達+580 ～ +800 MPa , 并且延伸至基本金屬表面,拉應力達+400 MPa , 旋轉彎曲疲勞強度(σ-1)由786 MPa 劇降至270 MPa[ 16] 。經表面噴丸改性后再鍍Cr , 表面壓應力達850 MPa , 疲勞強度達到840 MPa , 略高于未電鍍基體的疲勞強度。圖5表示鍍Cr 和噴丸后鍍Cr 疲勞斷口。可以看到, 鍍Cr 疲勞斷口周邊散布有20 多個疲勞源, 側面出現為數眾多的擴展深度較淺的疲勞裂紋。經表面噴丸改性疲勞斷口上, 只有一個萌生于亞表面的單一疲勞源。斷口特征是兩者疲勞強度顯著差別的標志。
超聲噴丸是一種利用超聲高能丸粒撞擊表面改性技術。Ti6Al4V 合金超聲噴丸后表面粗糙度比傳統噴丸降低了1/2 ～ 1/3[ 17] 。超高強度Hp -310 鋼超聲噴丸后低周疲勞強度提高約50 %, 較傳統噴丸強化提高約17 %;超聲噴丸強化后431 馬氏體不銹鋼高周彎曲疲勞強度提高約25 %, Ti7Al4Mo合金彎曲疲勞強度提高約15 %。
表面超硬化是近年發展的一種高耐磨、高接觸疲勞性能的表面浸滲硬化技術。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 高強度合金抗疲勞應用技術發展對策構想
長期以來超高強度鋼、高強度Al 合金、Ti 合金抗疲勞應用中既缺乏基礎理論, 又缺乏技術體系, 甚至缺乏基本工藝實驗數據。落后的“成型”制造經驗和零散的抗疲勞工藝支撐著構件制造, 以致結構重量大、性能低、壽命短、可靠性差和成本高, 成為其應用制約因素。
高強度合金抗疲勞應用技術發展中應著重以下幾個方面:
1)針對高強度合金固有疲勞強度高、應力集中敏感和構件應用集中普遍存在等基本特點, 從解決應力集中入手, 開展抗疲勞工程科學理論研究,為發展抗疲勞應用技術奠定基礎。
2)基礎實驗是發展理論和工藝技術創新的基礎。借助工藝過程計算機仿真和預測, 開展工藝基礎實驗, 建立數據庫, 優化工藝, 為建立理論、創新和優化應用技術奠定基礎。
3)在工程科學理論和實驗成果基礎上, 引入新思路、新概念, 規范現有技術與創新先進技術相結合, 先進工藝與先進的工藝裝備相結合, 建立抗疲勞應用技術體系, 形成高性能合金與先進應用技術相互補充、相互驅動、協調發展的新機制。
趙振業 (北京航空材料研究院, 北京 100095)
[ 中圖分類號] TG135.1 [ 文獻標識碼] A [ 文章編號] 1009 -1742 (2005) 03 -0090-05
