Inconel 718合金(简称In718合金)是具有高强度、高断裂韧性和优异高温综合力学性能的镍基高温合金，被广泛应用于制造高压压气机盘、涡轮盘等航空发动机关键构件^{[1, 2, 3]}。然而，由于这些盘件通常采用高强度螺栓连接固定，盘件结构中存在诸多对称分布的连接孔，在高温和高循环应力载荷双重作用下，孔边存在明显的应力集中，往往发生疲劳破坏。

孔挤压强化技术是提高连接孔疲劳抗力的重要途径之一^{[4, 5, 6]}。它是利用一定过盈量的芯棒挤压孔壁结构，通过孔周边组织的弹塑性变形，在孔壁表面引入残余压应力层和组织强化层的表面冷变形工艺。目前，国内外针对高强度钢、铝合金等材料开展了一系列孔挤压强化工艺研究。高玉魁^[7]发现孔挤压的强化效果比喷丸的强化效果更优，原因在于孔挤压强化不仅可以得到更深的残余应力场，还可以改善孔壁的粗糙度。张坤等人^[8]研究发现经孔挤压后铝合金孔试样的疲劳寿命显著提高，分析表明，孔壁强化层形成了大量的位错胞状结构和高幅的残余压应力，强化层深度达到了7 mm。Yuan等人^[9]研究发现相比于原始的TC4钛合金孔试样，孔挤压强化试样的疲劳寿命可以提高1.7~2.2倍。但是针对In718合金的孔挤压强化工艺及其对高温疲劳性能的影响方面，国内外尚缺乏系统的研究^[10]，另外，在孔挤压对In718合金表面完整性的影响方面也缺乏深入的了解。

文中采用国产锻造的In718合金经机械加工成的中心孔试样，对中心孔进行芯棒直接冷挤压强化，研究了不同挤压过盈量对试样疲劳寿命的影响规律，通过对断口、孔壁表面粗糙度、孔边残余应力和孔边微观组织的表征，分析了孔挤压强化增益机制，以期为In718合金盘件的工程应用提供参考。

试验所用原材料为锻造的In718合金盘坯，锻件标准符合Q/ACAE JM7001，热处理状态为固溶时效，其力学性能如表 1所示。

试样采用中间带孔的疲劳试样，沿盘坯的径向切取，其形状与尺寸如图 1所示，初孔尺寸为Φ 10.5 mm，初孔公差为0~0.03 mm，该试样尺寸与螺栓连接孔结构近似。

图 1 中心带孔的疲劳试样尺寸 Fig. 1 Geometry of the specimen with a central hole

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试验采用芯棒直接冷挤压的方式对中心孔试样进行强化处理。所用试样一共分为3组，第一组是原始未挤压试样(编号：K-1、K-2、K-3、K-4和K-5)；第二组是小过盈量(1.90%)的孔挤压试样(编号：J-1、J-2、J-3、J-4和J-5)；第三组是大过盈量(2.85%)的孔挤压试样(编号：H-1、H-2、H-3和H-4)挤压次数均为单次，过盈量通过公式(1)计算：

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其中，d_n为挤压棒工作直径，mm；D_n为初孔孔径，mm。

挤压前，采用酒精和超声波辅助清洗中心孔及专用芯棒，再采用MoS₂干膜润滑剂涂覆孔壁，干燥1 h后方进行孔挤压。采用FT-200型孔挤压试验机进行孔挤压，试验过程中保证挤压芯棒与试样中心孔轴线平行，芯棒快速、均匀地通过试样中心孔，穿过速度由设备控制，约为5×10^-3 m/s。

轴向加载疲劳试验在MTS810疲劳试验机上进行，试验参数如下：温度T为600 ℃，应力比R为0.1，载荷频率f为4 Hz，外加最大载荷σ_max为663 MPa。

采用APPLLO 300型扫描电镜(SEM)观察疲劳试样断口形貌，分析挤压对孔结构疲劳性能的影响。采用电火花切割方法将中心孔试样沿孔径向切割成两部分，采用3D金相显微镜观察孔边截面微观组织形貌。

采用TR200型触针式粗糙度仪测量孔壁的粗糙度大小，每种试样测量8个数据点后取平均值。采用StressTech X3000型X射线衍射仪按照GB7704-2008-《X射线应力测定方法》测定孔挤压强化后孔边残余应力场分布情况，测试条件为Cr Kα靶，定峰方法为交相关法，测试结果中“+”值代表拉应力，“-”值代表压应力。

表 2列出了原始未挤压试样和两种孔挤压试样的疲劳性能参数。由表可知，小过盈量(1.90%)孔挤压试样的最小疲劳寿命(60 316周次)是原始试样的最小疲劳寿命(26 802周次)的2.25倍。根据航空工业标准—材料疲劳试验统计分析方法(HB/Z112-1986)对中值疲劳寿命估计量分析^[11]，原始状态的中值疲劳寿命为40 411周次，而小过盈量孔挤压试样的中值疲劳寿命可达95 324周次。根据成组对比试验的F检验法^[11]，选取置信度γ=90%和显著度α=5%，计算和查表得到F=1.35<F_α=9.60，可以认为两组试样标准差相同，满足成组对比试验的七检验条件。通过七检验法统计计算可知，小过盈量孔挤压试样的中值疲劳寿命是未挤压试样中值疲劳寿命的1.16~4.79倍。另外，大过盈量(2.85%)挤压试样的疲劳寿命标准差(=0.698 4)远大于小过盈量挤压试样的疲劳寿命标准差(=0.225 4)，根据中值疲劳寿命估计量分析，理论上中值疲劳寿命估计所需的试样应大于17根，因此，大过盈量挤压试样的中值疲劳寿命暂无法估计，还需进一步的研究。但是，由此结果可知，大过盈量挤压试样的疲劳寿命分散性较大，说明采用该种工艺的可靠性较差。

以上分析表明，过盈量为1.90%的孔挤压工艺不仅可以显著提高In718合金中心孔试样的疲劳寿命，而且可靠性较高。

原始试样和孔挤压试样均断裂于中心孔，裂纹断裂方向与主应力方向基本垂直。图 2为原始试样和小过盈量孔挤压试样的疲劳断口SEM形貌。如图 2所示，通过对比原始试样和孔挤压试样的断口，可以发现两者均为典型的疲劳断口，均呈现疲劳源区、裂纹扩展区和瞬断区3个特征区域，但是两者的特征区域存在诸多不同点：① 虽然疲劳源区均位于试样中心孔，但是原始试样的源区多数位于孔壁表面(图 2(a)中圆圈)，呈现多源特征，而孔挤压试样的源区位于孔边倒角处(图 2(d)(e)中圆圈)，呈现单源特征。另外可以观察到在孔边倒角与孔壁的交界处，表层金属组织发生明显塑性变形，金属在交界处堆积形成尖锐的凸起(图 2(e)中圆圈)，并且凸起程度随着过盈量的增大而增加。② 尽管均存在明显的裂纹扩展区域，但是两者的区域面积大小和扩展中期的疲劳条带宽度不同，原始试样的裂纹扩展区沿受载方向的长度约为4.2 mm，疲劳条带宽度约为0.6 μm(距源区约2.5 mm)，而孔挤压试样的裂纹扩展区长度达5.5 mm，疲劳条带宽度约为0.3 μm(距源区约2.5 mm)。

图 2 K-5原始疲劳试样和J-4孔挤压试样的断口形貌 Fig. 2 Fatigue fracture morphologies of No. K-5 un-treated and No. J-4 hole cold expansion specimens

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以上结果表明：相对于原始试样，孔挤压试样的疲劳源由孔壁转移到了孔边倒角处，说明孔壁得到了强化，减小了孔壁表面裂纹萌生几率，提高了孔壁表面的疲劳抗力。另外，孔挤压后，裂纹扩展区面积明显增大，这说明疲劳扩展寿命显著增加。已有文献^[12]表明，疲劳条带间距可以近似反映疲劳裂纹扩展速率，因此可以推断，疲劳条带宽度减小，这说明裂纹尖端扩展阻力增大，裂纹扩展速率显著降低。

表面粗糙度测试结果如表 3所示。Ra为轮廓算术平均偏差，是能够最完整和全面地表征零件表面轮廓特征的参数^[13]，因此采用Ra作为评估表面粗糙度的依据。原始试样的中心孔采用铰削加工，铰削后的孔内壁表面粗糙度Ra为0.855 μm。而经过小过盈量孔挤压后，试样孔内壁表面粗糙度Ra下降到0.306 μm，降低了64.2%；大过盈量试样的粗糙度Ra下降到0.296 μm，降低了65.4%。这表明，孔挤压过程可以显著降低孔壁的表面粗糙度。

孔挤压试样的孔边残余应力测量结果如图 3所示。试验中所用X射线光斑为Φ 3 mm的圆斑，因此，所测残余应力值是该光斑内材料的宏观残余应力值。图 3中孔边距离(横轴方向)为X射线光斑圆心到孔边的最小径向距离。从图中可以看出：受挤压中心孔出、入口平面的孔边残余压应力场分布(沿切线方向)存在差异，出口处的残余压应力水平要稍高于入口处的残余压应力水平。对于小过盈量试样，入口处残余应力在距孔边3.3 mm时仍保持负值，说明残余压应力层深度达到了3.3 mm，最大残余压应力在距离孔边1.9 mm左右处，残余压应力达-533 MPa；而出口处残余应力层深度也约为3.3 mm，最大残余压应力在距离孔边1.9 mm处，该处残余压应力值达-684 MPa。对于大过盈量试样，出入口处残余应力层深度可达3.5 mm。以上结果表明：经孔挤压强化后，In718合金试样中心孔边形成了深度超过3 mm的残余压应力层。

图 3 孔挤压试样的残余应力场分布 Fig. 3 Residual stress distribution of the specimens after hole cold expansion

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图 4(a)(b)分别为未挤压原始试样和小过盈量孔挤压试样的孔内壁横截面金相组织片。对比未挤压的原始试样金相组织可以发现：经孔挤压后，在孔内壁表层以下160 μm深度范围内，晶粒发生了明显的扭曲变形，越靠近孔边，扭曲变形越厉害，这表明孔壁金属发生了剧烈的塑性变形，变形程度呈梯度变化。

图 4 孔边组织的横截面金相组织 Fig. 4 Cross section optical microstructure of the hole wall of the specimens

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疲劳起源的方式与试样的受力状态、表面应力集中程度等因素密切相关。对于承受拉-拉载荷的中心孔试样，垂直于载荷方向的中心孔截面所受应力值最大，而该截面与中心孔交线处的孔壁应力集中系数最高，更容易萌生疲劳裂纹，因此，未经孔挤压强化的中心孔试样呈现多源分布特征。

对于经过孔挤压强化的中心孔试样，由于表层金属发生塑性变形，孔边倒角与孔壁交界处形成尖锐的凸起，局部应力集中系数显著增加，容易诱发疲劳源在此产生，因而疲劳源呈现单源分布的特征，源区从孔壁转移至孔边倒角处。

这种孔边倒角凸起处的局部应力集中效应在大过盈量孔挤压试样上更为显著。图 5为H-4号疲劳试样的断口照片。如图所示，疲劳源亦起源于孔角凸起处，说明此处应力集中系数较高，疲劳裂纹在此萌生。而其凸起量比图 2(e)中J-4试样的孔角凸起量明显增大，这表明此处的应力集中比J-4试样孔角处应力集中更为显著，疲劳裂纹更易在此萌生。疲劳寿命结果也证明H-4试样的疲劳寿命比J-4试样的疲劳寿命显著下降。因而选择小过盈量的工艺为较优工艺，并建议在孔挤压后对孔边倒角进行适当的导圆处理，有利于进一步延长疲劳寿命。

图 5 H-4孔挤压试样的疲劳源 Fig. 5 Fatigue source of No. H-4 hole cold expansion specimen

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尽管如此，由于孔壁发生了强化，孔挤压试样的疲劳寿命仍然得到了显著提高，其原因主要得益于以下3个方面的作用：

首先，孔挤压强化显著降低了孔壁表面粗糙度(如表 3所示)。研究表明：表面粗糙度越大，越容易引起局部应力集中，从而提高疲劳裂纹的萌生几率^{[14, 15]}。因此，表面粗糙度的降低有利于疲劳性能的提高。

其次，孔壁表面形成了组织强化层。孔挤压过程中，晶粒沿着变形方向被拉长(如图 4所示)，说明孔壁表层金属发生了剧烈塑性变形，而且越靠近表层，变形越剧烈。此变形过程会使晶粒内部产生大量位错，位错之间由于发生交互作用，相互缠结形成高密度位错胞状结构^[10]。在疲劳裂纹扩展过程中，这些位错胞可以钉扎位错，阻止滑移，进而减小裂纹萌生和扩展速率，延长试样疲劳寿命。

另外，孔周边形成了高幅、深层的残余压应力场(如图 3所示)。孔挤压在金属表面产生高密度、均匀分布的位错，引起原子点阵结构畸变，宏观上表现为高幅残余压应力。研究表明，表面残余压应力是增强疲劳极限和减小疲劳缺口敏感性的主要因素^{[12, 15, 16]} 。在受载过程中，残余压应力能够抵消一部分外加拉应力载荷，有效降低孔壁表面的拉应力水平，从而提高了疲劳裂纹萌生寿命。

(1) 孔挤压强化可以大幅提高In718高温合金锻件的疲劳寿命，当挤压过盈量为1.90%时，疲劳强化效果最好，其中值疲劳寿命是未挤压原始试样中值疲劳寿命的1.16~4.79倍。

(2) 过盈量1.90%的孔挤压强化使孔壁表面粗糙度Ra由原始的0.855 μm降低到0.306 μm，通过使孔壁晶粒组织的塑性变形，在孔壁表层产生了组织强化层和深度达到3.3 mm的残余压应力层。

(3) 孔挤压强化显著改善了孔壁表面完整性。一方面降低了孔壁表面粗糙度，有利于减小孔壁的表面应力集中；另一方面，形成了残余压应力层和组织强化层，可以有效地抑制裂纹的萌生和扩展，因而提高了In718高温合金的疲劳寿命。