直升机飞行安全件锻造残余应力与表面裂纹研究_孙朝远.pdf

第 30 卷 第 3 期2023 年 3 月塑性工程学报JOURNAL OF PLASTICITY ENGINEERINGVol.30 No.3Mar.2023材料性能与变形理论引文格式:孙朝远,谢 静,宁永权,等.直升机飞行安全件锻造残余应力与表面裂纹研究 J.塑性工程学报,2023,30(3):107-112.SUN Chaoyuan,XIE Jing,NING Yongquan,et al.Investigation on forging residual stress and surface crack of helicopter flight safety parts J.Journal of Plasticity Engineering,2023,30(3):107-112.基金项目:国家重点研发计划(2022YFB3400143)通信作者:周 杰,男,1965 年生,博士,教授,主要从事精密塑性成形工艺、长寿命模具制造与再制造研究,E-mail:第一作者:孙朝远,男,1986 年生,博士研究生,高级工程师,主要从事难变形金属材料锻造技术研究,E-mail:cysun316 收稿日期:2022-05-19;修订日期:2023-01-28直升机飞行安全件锻造残余应力与表面裂纹研究孙朝远1,2,谢 静2,宁永权3,周 杰1(1.重庆大学 材料科学与工程学院 先进模具智能制造重庆市重点实验室,重庆 400044;2.中国第二重型机械集团德阳万航模锻有限责任公司,四川 德阳 618000;3.西北工业大学 材料学院,陕西 西安 710072)摘 要:针对残余应力导致某型直升机锻件表面裂纹萌生问题,系统研究了 35Cr2Ni4MoA 飞行安全件表面裂纹形成机理与防治方法。结果表明,35Cr2Ni4MoA 锻后冷却方式对残余应力影响显著,空冷残余应力明显高于缓冷(坑冷),坑冷残余应力均值为 1080 MPa。另外,残余应力受终锻温度影响显著,残余应力随终锻温度升高基本呈现增大趋势。锻后退火和吹砂可有效降低 35Cr2Ni4MoA 锻件残余应力。残余应力大于 600 MPa 时,35Cr2Ni4MoA 锻件在盐酸下易产生应力腐蚀,且裂纹长度、宽度和深度与残余应力和腐蚀时间呈正相关。未进行退火处理以降低残余应力时,35Cr2Ni4MoA 锻件不能进行酸洗处理。关键词:35Cr2Ni4MoA;直升机飞行安全件;锻造;残余应力;表面裂纹中图分类号:TG312 文献标识码:A 文章编号:1007-2012(2023)03-0107-06doi:10.3969/j.issn.1007-2012.2023.03.015Investigation on forging residual stress and surface crack of helicopter flight safety partsSUN Chao-yuan 1,2,XIE Jing 2,NING Yong-quan3,ZHOU Jie1(1.Chongqing Key Laboratory of Advanced Mold Intelligent Manufacturing,College of Materials Science and Engineering,Chongqing University,Chongqing 400044,China;2.China National Erzhong Group Deyang Wanhang Die Forging Co.,LTD.,Deyang 618000,China;3.School of Materials Science&Engineering,Northwestern Polytechnical University,Xian 710072,China)Abstract:Aiming at the problem of surface crack initiation caused by residual stress in a helicopter forging,the surface crack formation mechanism and prevention methods of 35Cr2Ni4MoA flight safety parts were investigated systematically.The results show that the post-forging cooling methods of 35Cr2Ni4MoA have a significant effect on the residual stress.The residual stress of air cooling is significantly higher than that of slow cooling(pit cooling).The average residual stress of pit cooling is 1080 MPa.In addition,the residual stress is significantly affected by the final forging temperature,and the residual stress basically increases with the increase of final forging tempera-ture.Both post-forging annealing and shot blasting can effectively reduce the residual stress of 35Cr2Ni4MoA forgings.When the residual stress is greater than 600 MPa,35Cr2Ni4MoA forgings are prone to stress corrosion under hydrochloric acid condition.And the crack length,width and depth are positively correlated with residual stress and corrosion time.When annealing is not performed to reduce the residual stress,acid treatment can not be carried out on 35Cr2Ni4MoA forgings.Key words:35Cr2Ni4MoA;helicopter flight safety parts;forging;residual stress;surface crack 引言直升机具有低空、低速和机头方向不变的机动飞行等特点,特别是可在小面积场地垂直起降。现各国直升机需求呈现爆发式增长,但其在使用寿命、承载吨位等方面与国外仍有一定差距1-3。作为直升机主承力结构件锻件的质量稳定性和可靠性是制约直升机发展的关键因素。近年来,35Cr2Ni4MoA、1Cr17Ni2、30CrNi4MoA的轴颈、扭力臂法兰和三角臂等直升机关键部件在荧光检测时发现不同程度的裂纹,导致报废率高达50%。导致锻件产生裂纹的主要原因是锻后残余应力未及时消除,在酸洗过程中发生了应力腐蚀开裂4-7。35Cr2Ni4MoA 钢锻件残余应力受终锻温度和冷却方式的影响,可通过锻后退火处理和表面处理予以消除改善。本文对 35Cr2Ni4MoA 钢锻造、热处理、表面处理以及工艺参数对残余应力和表面裂纹的影响进行了系统研究。通过工艺优化有效降低了锻件残余应力,实现了批量稳定生产,保障了直升机飞行安全。1 实验1.1 实验材料实验材料采用的 35Cr2Ni4MoA 超高强度钢的化学成分见表 1,屈服强度大于 1030 MPa、极限强度为 12301380 MPa。原材料中 Ni、Cr 和 Mo 等合金元素使其拥有过冷奥氏体相当稳定和淬透性好的特点8,在调质的状态下具有优秀的强度、韧性和塑性,可满足直升机轴类、螺栓和起落架设计需求9。表 1 35Cr2Ni4MoA 钢化学成分(%,质量分数)Tab.1 Chemical composition of 35Cr2Ni4MoA steel(%,mass fraction)元素CMnSiPSCrNiMoVCuAlTi含量0.370.500.260.0050.0021.714.010.410.0120.100.0090.011.2 实验方法本研究选择始锻温度为 1150,采用一火次变形,每组工艺锻造两件,精准控制终锻温度以确保无裂纹等缺陷产生。锻后采取不同冷却、退火和表面处 理 方 式,测 试 锻 件 典 型 位 置 的 残 余 应 力。35Cr2Ni4MoA 入炉温度不高于 800,高速升温至1150,保温 30 min。锻前加热满足 GJB904B201910标准 IV 类15 精度要求。采用 Deform 对锻造过程进行仿真预测,锻件表面整体平均等效应变为 0.752.25,其中最大变形量产生在试样斜面位置。锻造实验采用 C3t 自由锻锤,锻件具体尺寸变化为 100 mm80 mm140 mm95 mm45 mm155(80)mm95(55)mm45 mm。锻后坑冷采用天然气火焰喷嘴进行加热使锻件缓冷(坑冷),冷却 4 h 后取出空冷至室温。锻后空冷即将试样散开放置在冷却料架上、避免过堂风。对每件试样均采用 FLUKE 公司 RAYR3I1ML3+红外测温仪对终锻温度进行监控。红外线测温仪测量范围在 7003000,精度满足5,设备测量补偿系数为 0.8,终锻温度严格控制在 850 以上。本研究采用盲孔法测试残余应力,SRSS3-1 应力在线检测仪灵敏度系数 K=2.0,分辨率 0.1。测量采用 BSF120-1.5CA-T 型 45电阻应变化,其电阻值(1200.5),灵敏系数 2.181%,孔半径 r1为 0.75 mm,片心距 r2为 2.5 mm。测试材料弹性模量为 205 GPa,泊松比为 0.33,钻孔直径为 1.5 mm,钻孔深度为 2 mm。其中,规定应变片 0为工件长度方向,应变片 90为工件宽度方向。35Cr2Ni4MoA 锻件残余应力测试结果详见表 2。2 锻造工艺对残余应力的影响2.1 终锻温度的影响不同条件下终锻温度和残余应力的概率分布如图 1 所示。可见,终锻温度在 95%置信区间内均值为 949.1,标准差为 32.43,坑冷残余应力在95%置信区间内均值为 1080 MPa,标准差为 162.6 MPa。另外,残余应力受终锻温度影响显著,终锻温度越高,残余应力整体呈现增大趋势。2.2 锻后冷却方式的影响不同锻后冷却方式对残余应力的影响规律如图2 所示。研究发现,35Cr2Ni4MoA 锻后冷却方式对残余应力影响显著,冷却速度越快,锻件表面残余应801塑性工程学报第 30 卷表 2 锻造工艺参数与锻件残余应力测试结果Tab.2 Forging process parameters and residual stress test results of forgings实验组始锻温度/终锻温度/冷却方式残余应力/MPa退火处理表面处理处理后残余应力/MPa123456781150893895坑冷908.61095.0909984坑冷826.4984.5680,3 h112.5111.1946977坑冷817.31142.0680,6 h93.7220.1966927坑冷1142.2897.3680,9 h183.5173.4935960坑冷1205.31161.0680,12 h222.8135.9984975坑冷1158.01298.0680,15 h234.8133.6980956坑冷1284.91192.8吹砂106.9125.5980978空冷1371.11309.2图 1 终锻温度(a)与残余应力(b)的概率分布Fig.1 Probability distribution of finish forging temperature(a)and residual stress(b)力越大,因此,空冷残余应力明显高于缓冷(坑冷)。2.3 锻后退火与表面处理的影响35Cr2Ni4MoA 锻后进行 680 退火处理可有效降低残余应力。对比处理前后残余应力值可发现,本研究采取的退火制度可将残余应力从 800 1300 MPa 降低至 100200 MPa。另外,残余应力变化量受处理时间影响,随时间延长改善效果趋好。经过680、15h 退火处理后,残余应力由 1298 MPa 降至133.6 MPa,降低1164.4 MPa,降幅达89.7%。图 2 冷却方式对残余应力的影响Fig.2 Effect of cooling method on residual stress吹砂处理在降低残余应力方面也取得了显著的效果。本研究采用 1.53.5 mm 石英砂处理,将残余应力由 1284.9 和 1192.8 MPa 分别降低至 106.9和 125.5 MPa,降幅分别为 1178.0 和 1067.3 MPa,最大降幅为 91.6%。吹砂处理后锻件表面多受压应力作用,其表面质量得到进一步改善和提高11-13。2.4 锻后典型微观组织为了进一步研究工艺参数对残余应力的影响,对 8 组锻件进行了锻后组织表征,见图 3。由图可知,锻件表面存在厚度约 250 500 m 的贝氏体,中心为马氏体。贝氏体产生原因是锻前加热造成表面脱碳,锻后冷却阶段更易发生贝氏体转变。研究发现,35Cr2Ni4MoA 具有良好的空淬特性,即锻后缓冷处理(坑冷),内部仍然发生马氏体转变,获得板条马氏体和少量铁素体。采用冷却速度更快的空冷处理后,第 8 组获得的马氏体板条更细。研究指出14-15,马氏体转变导致金属内部形成高应力状态,使得空冷、坑冷后锻件表面残余应力大于900 MPa,在盐酸等腐蚀介质作用下更易发生应力腐蚀。锻后进行 680 退火处理,组织逐渐向回火901 第 3 期孙朝远 等:直升机飞行安全件锻造残余应力与表面裂纹研究图 3 35Cr2Ni4MoA 钢不同实验组锻后典型微观组织(a)第 1 组(b)第 2 组(c)第 3 组(d)第 4 组(e)第 5 组(f)第 6 组(g)第 7 组(h)第 8 组Fig.3 Typical microstructures of 35Cr2Ni4MoA steel of different experimental groups after forging(a)The first group(b)The second group(c)The third group(d)The fourth group(e)The fifth group(f)The sixth group(g)The seventh group(h)The eighth group马氏体转变;随着退火时间延长,碳化物也逐渐析出,马氏体边界逐渐模糊;当退火时间达 12 h 后,马氏体边界彻底模糊,组织以索氏体为主。经过退火处理,组织转变为回火马氏体的同时,大量位错也发生了回复,锻件表面残余应力从大于 900 MPa降低到小于 200 MPa。011塑性工程学报第 30 卷3 残余应力对腐蚀裂纹的影响酸洗是锻件交付前必须完成的工艺环节。当残余应力较大时,锻件在酸洗过程中发生严重的应力腐蚀而产生裂纹。因此,揭示锻件残余应力对腐蚀裂纹的影响规律有利于优化工艺参数以降低残余应力进而提高锻件质量。本研究采用34%盐酸对8 组锻件进行824 h 酸洗,通过 CJW-6000 交流磁粉探伤机对酸洗腐蚀锻图 4 典型应力腐蚀裂纹荧光检测结果(a)无裂纹试样(b)酸洗 8 h(c)酸洗 24 hFig.4 Fluorescence test results of typical stress corrosion cracks(a)Cracks-free specimen(b)Corrosion time of 8 h(c)Corrosion time of 24 h件进行了检测和拍照,部分结果见图 4,并准确测量了裂纹长度、宽度和深度。研究发现,残余应力小于 300 MPa 的 35Cr2Ni4MoA 锻件(第 2 组第 7组),浸泡 824 h 均未出现表面裂纹。最终状态残余应力较大的第 1 组和第 8 组,表面均出现了不同程度的腐蚀裂纹,且浸泡 8 h 裂纹长度较浸泡 24 h的略短,说明酸洗时间越长,应力腐蚀导致的裂纹长度也越长。另外,第 8 组裂纹长度较第 1 组长124 和 2.6 mm,说明残余应力越大,应力腐蚀裂纹趋势越明显。残余应力大小和酸洗时间长短对裂纹长度的影响可根据裂纹长度分布图(图 5)进行分析。总体来说,35Cr2Ni4MoA 锻件残余应力小于600 MPa 时,酸洗不易产生裂纹;当残余应力大于 600 MPa,10 h 以内酸洗裂纹与残余应力呈正相关,即产于残余应力越大,酸洗裂纹越长。另外,在相同残余应力状况下,裂纹宽度与深度随腐蚀时间延长而增加。对酸洗裂纹进行组织观察,见图 6,裂纹附近无脱碳痕迹,裂纹萌生后扩展方向基本沿着马氏体片层方向。图 5 残余应力和酸洗时间对裂纹长度的影响Fig.5 Effect of residual stress and corrosion time on crack length图 6 不同酸洗时间下产生裂纹的微观组织(a)8 h(b)24 hFig.6 Microstructure of cracks with different corrosion time111 第 3 期孙朝远 等:直升机飞行安全件锻造残余应力与表面裂纹研究4 结论(1)35Cr2Ni4MoA 锻后冷却方式对残余应力影响显著,空冷残余应力明显高于缓冷(坑冷);坑冷残余应力均值 1080 MPa,在置信度 95%区间内标准差为 162.6 MPa。(2)残余应力受终锻温度影响显著,终锻温度越高,残余应力整体呈现增大趋势。另外,锻后退火和吹砂可有效降低 35Cr2Ni4MoA 锻件残余应力:680 退火,表面残余应力最大降幅 89.7%;吹砂处理,残余应力最大降低 91.6%。(3)残余应力大于 600 MPa 时,35Cr2Ni4MoA锻件在盐酸下易产生应力腐蚀,且裂纹长度、宽度和深度与残余应力和腐蚀时间呈正相关。值得注意的是,当未进行退火处理以降低残余应力时,切记不能进行表面酸洗。参考文献:1 倪先平.未来直升机技术发展展望 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