0. 引言

飛機壁板是飛機的重要承力構件,一般采用鋁合金材料制造[1-3]。壁板上加工有大量的緊固孔,孔邊存在應力集中效應,在交變載荷作用下易產生疲勞裂紋,進而影響飛機的安全性與可靠性[4-6]。因此,緊固孔的疲勞問題一直是人們研究的重點。

大量研究[7-11]表明,孔結構表面質量是影響其疲勞性能的重要因素之一。表面質量主要包括表面粗糙度、殘余應力和微觀結構等[12-15]。張東初等[14]研究發(fā)現,孔的表面粗糙度越大,應力集中系數就越大,疲勞壽命越短。LANDON等[11]研究發(fā)現,孔的表面粗糙度在較低范圍內變化對孔的疲勞性能沒有顯著影響,而孔表面硬度對疲勞壽命有顯著的正影響。除了表面粗糙度,殘余應力同樣會對孔結構疲勞壽命產生影響。通常,當表面存在殘余壓應力時,可以獲得較長的疲勞壽命；而當表面存在殘余拉應力時,則會縮短疲勞壽命。目前,關于表面粗糙度、殘余應力對疲勞壽命影響的研究已經比較廣泛,但是兩種因素同時存在對孔結構疲勞性能的影響并不是單因素影響的簡單疊加,具體影響規(guī)律還有待進一步研究。

為此,作者以航天用7050-T7451鋁合金板為研究對象,采用電火花加工、銑削、鉆鉸在疲勞試樣中心制備不同表面質量緊固孔,通過疲勞試驗研究了孔內壁表面粗糙度和殘余應力對試樣疲勞壽命的綜合影響,建立了孔表面粗糙度和殘余應力與疲勞壽命之間的關系。

1. 試樣制備與試驗方法

1.1 試樣制備

試驗材料為6.35mm厚7050-T7451鋁合金板,由Kaiser公司生產,顯微組織如圖1所示,主要為細小且大量分布的亞晶晶粒和粗大扁平狀的再結晶晶粒；化學成分（質量分數/%）為6.27Zn,2.23Mg,2.24Cu,0.01Cr,0.09Zr,0.05Si,0.15Fe；密度為2730kg·m−3,彈性模量為72GPa,泊松比為0.33,屈服強度為441MPa。采用磨削法將鋁合金板打磨至厚度3mm,對表面進行拋光以消除加工痕跡。根據GB/T 3075—2021,采用線切割制取如圖2所示的板狀疲勞試樣。采用BSW-530型電火花切割機進行電火花加工,在GETTEC GDT-T6型加工中心進行鉆鉸以及銑削加工,在疲勞試樣中心制備出不同表面粗糙度和殘余應力的直徑為2.6mm的孔。鉆鉸工藝采用直徑2.5mm鉆頭和直徑2.6mm鉸刀,刀具轉速為150r·min−1,切削速度分為4,8,12,16,20,40,80mm·min−1；銑削工藝采用直徑1.5mm銑刀,采用螺旋銑削,刀具轉速為8000r·min−1,進給速度分別為0.02,0.04mm·r−1；電火花加工采用銅絲加工,加工電流為0.5A,切削速度為120mm·min−1。

圖 17050-T7451鋁合金顯微組織

Figure 1.Microstructure of 7050-T7451 aluminum alloy

圖 2疲勞試樣尺寸

Figure 2.Size of fatigue sample

1.2 試驗方法

根據GB/T 7220—2004《產品幾何量技術規(guī)范（GPS）表面結構 輪廓法 表面粗糙度 術語 參數測量》,采用Alicona IFM G4型表面三維形貌儀測試孔內壁表面粗糙度,測試位置為孔壁中心。根據GB/T 7704—2017《無損檢測 Ｘ射線應力測定方法》,采用Proto-iXRD型X射線衍射儀（XRD）測試孔內壁殘余應力,鉻靶,Kα射線,管電壓為20kV,電流為4mA,衍射角為156°,衍射晶面為[222]晶面,測試位置為孔壁中心,測試方向沿孔受拉應力方向,測3次取平均值。根據GB/T 3075—2021《金屬材料 疲勞試驗 軸向力控制方法》,采用QBG-100型高頻疲勞試驗機進行高周疲勞試驗,采用應力控制,恒定應力幅為130MPa,應力比為0.1,加載頻率在80Hz左右。用無水乙醇超聲清洗疲勞斷口,采用S-3400N型掃描電子顯微鏡（SEM）觀察斷口形貌。

2. 試驗結果與討論

2.1 表面粗糙度和殘余應力

由圖3可見：電火花加工孔內壁存在大量的凹坑與凸起,表面質量較差,而銑削和鉆鉸試樣孔內壁相對平整均勻。這是因為電火花加工屬于熱加工,加工過程中會對孔壁組織產生灼燒,且加工產生的殘留物會附著在內壁[7],而銑削與鉆鉸屬于冷加工。此外,隨著切削速度增加,鉆鉸孔加工條紋的間距、深度和寬度均增大。進給速度0.02mm·r−1下的銑削孔的內壁表面平整性介于切削速度為16,80mm·min−1的鉆鉸孔之間。

圖 3不同工藝加工孔內壁三維形貌

Figure 3.Three-dimensional morphology of hole inner wall processed by different process: (a) electrical discharge machining; (b) milling under feed speed of 0.02mm·r−1and (c-e) drilling and reaming under cutting speed of 8, 16, 80mm·min−1

由表1可知：電火花加工孔內壁表面粗糙度最大,銑削孔次之（0.6~0.8μm）,鉆鉸孔最?。?.3~0.6μm）；隨著切削速度增加,鉆鉸孔表面粗糙度增大；進給速度越大,銑削孔表面粗糙度越大。此外,3種工藝加工產生的殘余應力均為殘余壓應力,這是加工過程中刀具與孔壁發(fā)生擠壓造成的；電火花加工孔內壁表面殘余壓應力最小,為20MPa,鉆鉸孔為40~170MPa,銑削孔為60~90MPa；隨著切削速度增加,鉆鉸孔殘余壓應力增大,這是因為刀具與孔壁的擠壓效果隨切削速度增加而增強；進給速度越大,銑削孔殘余壓應力越大。

2.2 疲勞壽命

孔表面粗糙度的減小有利于降低應力集中效應,延長疲勞壽命；殘余壓應力的增大有利于平衡試樣在循環(huán)載荷作用下受到的拉應力,延長疲勞壽命。由圖4可見：不同應力下,電火花加工試樣疲勞壽命均為最短,這是因為其孔內壁表面粗糙度最大,殘余壓應力最小,表面質量最差；進給速度0.02mm·r−1銑削試樣的疲勞壽命和切削速度8mm·min−1鉆鉸試樣的疲勞壽命相近且最長,切削速度80mm·min−1鉆鉸試樣的疲勞壽命較前者短,這是因為該試樣表面粗糙度較大,加工條紋較深,疲勞性能受到影響,而鉆鉸和銑削試樣疲勞壽命相近則是因為雖然鉆鉸試樣的表面粗糙度低于銑削試樣,但是其殘余壓應力更小,綜合作用下兩者疲勞壽命相對接近。由表2可知：隨著切削速度減小,鉆鉸試樣的疲勞壽命先延長后縮短,切削速度為16mm·min−1時最長,切削速度為80mm·min−1時時最短。

圖 4不同工藝加工緊固孔試樣的S-N曲線

Figure 4.S-Ncurves of fastener hole samples processed by different process

由圖5可見：切削速度為80mm·min−1時的鉆鉸試樣的疲勞裂紋從加工條紋處萌生并擴展,這是因為其孔內壁表面粗糙度高,應力集中較大；切削速度為8mm·min−1的鉆鉸試樣裂紋萌生較晚,于微小加工條紋處萌生并擴展,這是因為其表面粗糙度顯著降低,應力集中效應得到大幅緩解；切削速度為16mm·min−1的鉆鉸試樣裂紋萌生位置由孔壁區(qū)域向孔角處轉移,這是因為其表面粗糙度居中,應力集中程度居中,同時其殘余壓應力較大,有效抑制了裂紋萌生與擴展,從而顯著延長了疲勞壽命。

圖 5不同切削速度下鉆鉸試樣的疲勞斷口形貌

Figure 5.Fatigue fracture morphology of drilling and reaming samples under different cutting speed: (a–c) overall and (d–f) crack initiation zone

由圖6可見：鉆鉸試樣的疲勞壽命并不隨著表面粗糙度或者殘余應力的變化而單調變化。當孔內壁表面粗糙度較小時,殘余壓應力增大,使得疲勞壽命有所延長,但隨著表面粗糙度增大,所導致的應力集中效應對疲勞壽命的影響占比變大,殘余應力的影響占比減小,疲勞壽命開始縮短。在較小的孔表面粗糙度條件下引入較大殘余壓應力可以延長疲勞壽命[6],表面粗糙度和殘余應力的協同作用決定了疲勞性能。在考慮孔表面質量對疲勞壽命的影響研究及壽命預測中,以單一因素關聯疲勞壽命無法對其變化趨勢做出很好的解釋,需要綜合考慮表面粗糙度與殘余應力的影響。

圖 6不同切削速度下鉆鉸試樣的孔表面粗糙度、殘余壓應力和疲勞壽命分布

Figure 6.Hole surface roughness, residual compressive stress and fatigue life distribution of drilling and reaming samples under different cutting speed

2.3 表面粗糙度和殘余應力與疲勞壽命的關系

拉伸載荷作用下,結構表面應力集中的半經驗公式[16]為

式中：Kt為應力集中系數；$\mathrm{<span\; style="font-size:\; 16px;\; color:\; rgb(0,\; 0,\; 0);">?</span>}$為缺口間距與深度的比值；Rz為試樣表面微觀不平度十點高度（表面粗糙度的一種評定參數）；ρ為缺口底部的曲率半徑。

假設缺口形狀為半橢圓形,考慮缺口數量及間距,對模型進行修改得到的應力集中模型[17]為

式中：${\mathrm{<span\; style="font-size:\; 16px;\; color:\; rgb(0,\; 0,\; 0);">?</span>}}_{{\mathrm{<span\; style="font-size:\; 16px;\; color:\; rgb(0,\; 0,\; 0);">?</span>}}_{\mathrm{<span\; style="font-size:\; 16px;\; color:\; rgb(0,\; 0,\; 0);">?</span>}}}$為多缺口試樣表面應力集中系數；d為相鄰兩缺口間距；a為半橢圓形缺口長半徑。

半橢圓形缺口長半徑與面微觀不平度十點高度相同,相鄰缺口間距通過切削速度與鉸刀轉速和棱數獲得,則由式（2）計算所得不同切削速度下鉆鉸孔內壁表面應力集中系數見表3。

分析疲勞壽命影響規(guī)律時,通常將試樣所受疲勞載荷與殘余應力疊加作為有效應力[18]。設置孔表面質量影響系數,即表面粗糙度與殘余應力共同作用下的實際應力與孔結構所受最大應力之比,用于表征表面質量對疲勞壽命的影響?？妆砻尜|量影響系數計算公式為

式中：Z為孔表面質量影響系數；σ0為結構所受到的名義應力；Kt0為圓孔附近的應力集中系數,取2.6；σr為殘余應力。

由圖7可見,隨著表面質量影響系數增加,疲勞壽命近似線性縮短。表面質量影響系數能夠同時兼顧表面粗糙度和殘余應力的影響,在±2.5倍數據分散帶內很好地關聯疲勞壽命,兩者擬合關系式如下：

式中：N為疲勞壽命。

圖 7不同工藝加工孔的表面質量影響系數與疲勞壽命關系

Figure 7.Relationship between fatigue life and surface quality influence coefficient of holes processed by different process

采用不同工藝加工的緊固孔,其表面質量和殘余應力勢必存在差異。提出的孔表面質量影響系數可以表征表面粗糙度和殘余應力對飛機壁板疲勞壽命的綜合影響：影響系數越大,表明孔表面質量越差,疲勞壽命越短。在考慮不同開孔工藝對飛機壁板疲勞壽命的影響時可以起到一定的參考。

3. 結論

（1）電火花加工孔的表面粗糙度最大,內壁表面殘余壓應力最小,表面質量最差；銑削孔的表面粗糙度和殘余壓應力居中,表面質量居中,進給速度越大,表面粗糙度和殘余壓應力越大；鉆鉸孔的表面粗糙度最小,殘余壓應力較大,表面質量最好,隨著切削速度增加,表面粗糙度和殘余壓應力均增大。

（2）電火花加工孔試樣的疲勞壽命最短,銑削孔試樣的疲勞壽命居中,鉆鉸孔試樣的疲勞壽命較長,當切削速度為16mm·min−1時最長?？椎谋砻娲植诙群涂變缺跉堄鄳餐绊懺嚇拥钠趬勖?表面粗糙度較小時,隨著殘余壓應力增加,疲勞壽命延長,表面粗糙度增大后,應力集中效應對疲勞壽命的影響占比變大,增加殘余壓應力,也很難延長疲勞壽命。

（3）孔表面質量影響系數可以兼顧孔表面粗糙度和殘余應力的影響,在±2.5倍數據分散帶內很好地關聯疲勞壽命,隨著孔表面質量影響系數增加,帶孔試樣的疲勞壽命近似線性縮短。

文章來源——材料與測試網