王彥菊,王 欣,沙愛學(xué),李興無

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院 應(yīng)用評價中心，北京 100095；2.中國航發(fā)北京航空材料研究院 表面工程研究所，北京 100095）

Ti2AlNb 合金隸屬于三大Ti-Al 系金屬間化合物（γ-TiAl、α2-Ti3Al、O-Ti2AlNb）之一，具有良好的高溫力學(xué)性能、高比強(qiáng)度、較好的高溫抗蠕變、抗鈦火等性能，在航空航天高溫部件上得到越來越多的應(yīng)用[1-3]。然而，Ti2AlNb 合金的典型特征是缺口敏感性強(qiáng)，應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)部件，不可避免地需要加工一些螺栓孔、配合孔、安裝孔等結(jié)構(gòu)，這些孔結(jié)構(gòu)存在明顯的應(yīng)力集中，是部件實際服役中容易產(chǎn)生疲勞斷裂失效的部位。Ti2AlNb 合金部件使用中需要有足夠的高溫低周疲勞性能[4-6]，孔擠壓強(qiáng)化是提高帶孔零件疲勞性能的重要手段之一[7]，研究其對Ti2AlNb 合金疲勞性能的影響對于Ti2AlNb合金在航空航天高溫部件上的推廣應(yīng)用具有非常重要的意義。

孔擠壓強(qiáng)化工藝是采用直徑大于孔徑的擠壓芯棒，表面潤滑后以一定的速度穿過孔結(jié)構(gòu)，使得孔結(jié)構(gòu)處的材料發(fā)生彈塑性變形。其原理是在孔結(jié)構(gòu)的周邊引入殘余壓應(yīng)力，殘余壓應(yīng)力的存在會使得小裂紋閉合，裂紋的擴(kuò)展速率減慢，同時改善孔邊應(yīng)力集中，從而大幅度提升孔結(jié)構(gòu)的疲勞壽命?？讛D壓強(qiáng)化也會使材料微觀結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，如增加位錯密度、產(chǎn)生胞狀位錯纏結(jié)等，從而阻礙晶體滑移，起到提高疲勞壽命的效果[8-9]。目前，國內(nèi)外在孔擠壓強(qiáng)化工藝提升材料疲勞性能方面做了大量的研究[10-14]，但相關(guān)研究也發(fā)現(xiàn)，孔擠壓強(qiáng)化并不是采用的擠壓芯棒直徑越大越好，當(dāng)擠壓芯棒過大時，構(gòu)件的其他表面完整性參數(shù)如粗糙度、微觀組織等發(fā)生較大變化并對構(gòu)件的最終疲勞壽命產(chǎn)生較大的影響，同時進(jìn)出口殘余應(yīng)力的不一致也會造成構(gòu)件的疲勞壽命存在較大的差異。

殘余應(yīng)力作為影響孔擠壓強(qiáng)化效果的重要因素，對于研究并指導(dǎo)孔擠壓強(qiáng)化工藝尤為重要，但由于受殘余應(yīng)力測試儀器的限制，目前還無法得到完整的孔壁殘余應(yīng)力。因此，在設(shè)計階段常采用實驗和模擬分析相結(jié)合的方法研究孔擠壓強(qiáng)化[15-18]，通過孔擠壓模擬仿真得到擠壓孔殘余應(yīng)力沿深度方向的分布規(guī)律，再結(jié)合實驗測得的殘余應(yīng)力結(jié)果分析仿真的可靠性。研究發(fā)現(xiàn)，利用有限元分析能夠?qū)讛D壓疲勞壽命進(jìn)行較好的預(yù)測[19-21]。孔擠壓強(qiáng)化工藝的方法已經(jīng)相對成熟，然而，針對新型材料Ti2AlNb 合金的孔擠壓強(qiáng)化工藝研究鮮有系統(tǒng)的報道，對該材料孔擠壓強(qiáng)化工藝的仿真分析方法也沒有系統(tǒng)的研究。

本工作采用有限元方法建立孔擠壓過程殘余應(yīng)力場模型，通過實驗測量試樣表面殘余應(yīng)力，并結(jié)合有限元分析結(jié)果討論孔擠壓工藝的強(qiáng)化機(jī)理；開展Ti2AlNb 合金孔擠壓強(qiáng)化工藝的高溫低周疲勞性能驗證實驗，對孔擠壓試樣和未擠壓試樣的疲勞壽命、斷口形貌等測試結(jié)果進(jìn)行分析討論。

1 實驗材料與方法

實驗材料為北京航空材料研究院研制的Ti-22Al-23Nb-2（Mo，Zr）的五元合金（以下稱Ti2AlNb合金），其主要化學(xué)成分與拉伸性能如表1和表2所示。所用坯料先經(jīng)過B2 單相區(qū)軋制變形，后經(jīng)過（B2+α2）兩相區(qū)上部固溶+（B2+O）兩相區(qū)時效雙重?zé)崽幚?，圖1為Ti2AlNb 合金的XRD 分析結(jié)果。由圖1可以看到，Ti2AlNb 合金由B2 相、O 相和少量α2組成。試樣從合金軋制熱處理后的坯料上取樣，圖2為Ti2AlNb 合金顯微組織SEM 圖像，細(xì)密的針狀O 相以編織網(wǎng)籃狀分布于基體B2 上，呈現(xiàn)良好的β 鍛網(wǎng)籃組織。

圖2 Ti2AlNb 合金的β 鍛網(wǎng)籃組織Fig.2 β-forged basket microstructure of Ti2AlNb alloy

表1 Ti2AlNb 合金化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 1 Chemical composition of Ti2AlNb alloy（mass fraction/%）

表2 Ti2AlNb 合金拉伸性能Table 2 Tensile properties of Ti2AlNb alloy

孔擠壓強(qiáng)化實驗參考HB/Z 170—2005《航空金屬零件孔擠壓強(qiáng)化工藝》進(jìn)行，疲勞試樣形狀和孔擠壓強(qiáng)化裝置如圖3所示。實驗所用的孔擠壓芯棒前角為3°，后角為5°，最大直徑為5 mm，疲勞試樣中心小孔預(yù)先通過鉆削加工至直徑4.95 mm?？讛D壓強(qiáng)化過程中，孔壁周圍均勻涂抹潤滑劑，擠壓芯棒在拉拔裝置的牽引下勻速穿過疲勞試樣中心的小孔，使孔壁產(chǎn)生塑性變形，小孔直徑達(dá)到5 mm，整個擠壓強(qiáng)化過程的變形比為1%。疲勞實驗參考GB/T 15248—2008《金屬材料軸向等幅低循環(huán)疲勞試驗方法》在MTS-100kN-13 高溫萬能試驗機(jī)上進(jìn)行。疲勞實驗通過應(yīng)力控制方式加載，加載波形為三角波，應(yīng)力比R=?1，加載頻率為1 Hz，實驗溫度為650 ℃。

2 孔擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力仿真

2.1 孔擠壓過程有限元建模

小孔結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力測試較為困難，由于孔徑較小，X 射線應(yīng)力儀檢測探頭無法進(jìn)行擺動，對小孔進(jìn)行剖切又會造成殘余應(yīng)力重新分布，不能真實反映小孔結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力分布。采用有限元數(shù)值模擬方法能夠避免上述困難，建立Ti2AlNb 合金疲勞試件孔擠壓過程的有限元分析模型，如圖3所示。試件材料選用J-C 本構(gòu)模型，具體參數(shù)根據(jù)拉伸實驗結(jié)果確定，由于擠壓試樣和擠壓棒均存在圓角結(jié)構(gòu)，因此采用正四面體網(wǎng)格對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對孔周圍變形區(qū)域進(jìn)行局部網(wǎng)格細(xì)化，網(wǎng)格總數(shù)為50000 個，如圖3（a）所示。根據(jù)實際擠壓工藝特點，對模型進(jìn)行設(shè)定：擠壓棒與試樣上孔的位置同軸，且只有沿軸線方向上的自由度，試樣的下底面固定不動。擠壓工藝過程中，擠壓棒外表面會依次與擠壓試樣上表面、孔壁面和試樣下表面接觸，根據(jù)HB/Z 170—2005 要求，擠壓棒表面粗糙度Ra值低于0.4 μm，且擠壓棒與試樣孔壁之間采取良好潤滑措施，因此在模型中定義接觸條件為剪切摩擦罰函數(shù)，摩擦因數(shù)取為0.1，如圖3（b）所示。

圖3 有限元分析模型網(wǎng)格劃分及邊界條件（a）網(wǎng)格劃分；（b）模型設(shè)置Fig.3 Meshing and boundary conditions of finite element analysis model（a）meshing；（b）model settings

2.2 殘余應(yīng)力仿真結(jié)果及驗證

圖4為有限元仿真計算結(jié)果，圖5為擠入端表面殘余應(yīng)力場分布云圖和仿真與實驗對比圖，圖6為擠出端表面殘余應(yīng)力場分布云圖和仿真與實驗對比圖。殘余應(yīng)力1～5 號提取點與測試點如圖5（a）、6（a）所示。由殘余應(yīng)力場分布云圖可以看出，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后，小孔孔壁表面及表層呈殘余壓應(yīng)力狀態(tài)，同時，擠出端表面殘余壓應(yīng)力為700 MPa左右，擠入端表面殘余壓應(yīng)力為400 MPa 左右，擠出端明顯大于擠入端。此外，由于小孔孔壁在試件長邊方向上為約束狀態(tài)，而在試件短邊方向上為自由狀態(tài)，使得殘余應(yīng)力場整體呈現(xiàn)扁圓形分布，短邊方向上殘余壓應(yīng)力數(shù)值和分布深度明顯小于長邊方向上殘余應(yīng)力分布。

圖4 孔擠壓有限元仿真結(jié)果Fig.4 Finite element simulation results of hole extrusion

圖5 擠入端表面周向殘余應(yīng)力的有限元仿真和實驗測量對比驗證（a）三維云圖；（b）仿真與實驗結(jié)果Fig.5 Comparison and verification of finite element simulation and experimental measurement of circumferential residual stress on surface of entrance（a）three-dimensional cloud image；（b）simulation and experimental results

圖6 擠出端表面周向殘余應(yīng)力的有限元仿真和實驗測量對比驗證（a）三維云圖；（b）仿真與實驗結(jié)果Fig.6 Comparison and verification of finite element simulation and experimental measurement of circumferential residual stress on surface of exit（a）three-dimensional cloud image；（b）simulation and experimental results

采用有限元分析方法能夠獲得較為細(xì)致的殘余應(yīng)力場分布計算結(jié)果，但有限元計算精度受到網(wǎng)格劃分、參數(shù)設(shè)置、邊界條件等多種因素的影響，為了驗證有限元計算結(jié)果的正確性，通常要與實驗值相對比，確保誤差在可接受的范圍內(nèi)。本工作使用PROTO LXRD 殘余應(yīng)力分析系統(tǒng)對擠壓強(qiáng)化后的Ti2AlNb 合金疲勞試樣進(jìn)行殘余應(yīng)力測試，為了避免剖切小孔破壞殘余應(yīng)力分布狀態(tài)，實驗分別測量了擠入端表面和擠出端表面不同位置的殘余應(yīng)力，并與有限元計算結(jié)果進(jìn)行了對比驗證。此外，因小孔周邊疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展主要受到周向應(yīng)力的影響，故僅討論周向殘余應(yīng)力的分布情況。在開展X 射線殘余應(yīng)力測量時，由于X 射線衍射光斑為具有一定直徑的圓形區(qū)域，實驗測量的殘余應(yīng)力結(jié)果為該圓形區(qū)域內(nèi)周向應(yīng)力的平均值，故測量結(jié)果為非連續(xù)的數(shù)據(jù)點，而有限元仿真在小孔周圍進(jìn)行了網(wǎng)格細(xì)化，其輸出結(jié)果為連續(xù)的曲線。

圖5（b）為擠入端表面有限元仿真和實驗測量的周向殘余應(yīng)力分布，圖6（b）為擠出端表面有限元仿真和實驗測量的周向殘余應(yīng)力分布?？梢钥闯觯讛D壓的周向殘余壓應(yīng)力隨著距小孔周邊的距離增大而減小，擠入端的最大殘余壓應(yīng)力的位置接近小孔周邊，數(shù)值為400 MPa 左右，擠出端的最大殘余壓應(yīng)力的位置距小孔周邊0.3 mm 左右，數(shù)值為800 MPa 左右。擠入端的殘余應(yīng)力仿真與實驗結(jié)果，誤差最大為12 MPa（9.7%），位置為距小孔周邊1.5 mm，擠出端的誤差最大為142 MPa（18.7%），位置為距小孔周邊0.5 mm。由此可得有限元仿真與實驗測試結(jié)果具有良好的一致性，這說明本工作建立的有限元模型具有良好的精度，后續(xù)基于有限元計算結(jié)果的機(jī)理分析能夠反映實際情況。

2.3 孔擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力分布規(guī)律

進(jìn)一步分析圖5和圖6中周向殘余應(yīng)力有限元仿真結(jié)果可知，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化工藝后，孔壁呈較大殘余壓應(yīng)力狀態(tài)，在擠入端，殘余壓應(yīng)力數(shù)值隨到孔壁的距離增大而降低，在距孔壁約2 mm 處降為0，而后一定深度內(nèi)呈殘余拉應(yīng)力狀態(tài)，這是由于材料的自平衡作用造成的；在擠出端，隨著到孔壁距離的增加，殘余壓應(yīng)力數(shù)值先增大，在表層以下約300 μm 處達(dá)到最大殘余壓應(yīng)力，之后殘余壓應(yīng)力數(shù)值逐漸減小，在距孔壁約2.5 mm 處降為0。在擠出端，殘余壓應(yīng)力整體呈勺形分布，即擠出端最大殘余壓應(yīng)力出現(xiàn)在表層以下，這與經(jīng)噴丸強(qiáng)化后的表面殘余壓應(yīng)力分布規(guī)律接近[22]。整體來看，孔擠壓工藝能夠在孔壁表面及表層形成較深的強(qiáng)殘余壓應(yīng)力層，這一殘余壓應(yīng)力狀態(tài)能夠抑制初始疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展，增加試樣的疲勞壽命，這與噴丸強(qiáng)化工藝類似。

此外，通過圖5和圖6的有限元分析結(jié)果可知，孔擠壓強(qiáng)化工藝后試件擠入端和擠出端的殘余壓應(yīng)力分布有所不同，為了進(jìn)一步研究強(qiáng)化效果的差異性，通過有限元計算結(jié)果繪制了孔壁表面殘余壓應(yīng)力在厚度方向上的分布曲線，如圖7所示。由圖7可以看出，孔壁表面殘余壓應(yīng)力從擠入端到擠出端呈先增大后減小變化規(guī)律，擠出端表面殘余壓應(yīng)力顯著高于擠入端。此外，隨著前角的增大，擠入端與擠出端的殘余壓應(yīng)力均逐漸減小，但其沿厚度方向的變化趨勢基本一致。因此，通過有限元分析結(jié)果可知，孔擠壓強(qiáng)化產(chǎn)生的殘余壓應(yīng)力在厚度方向上分布不均勻，小孔擠入端附近的殘余壓應(yīng)力值明顯小于小孔中部和擠出端。

圖7 孔壁表面殘余應(yīng)力在厚度方向上的分布規(guī)律Fig.7 Distribution law of residual stress on surface of hole wall in thickness direction

3 疲勞實驗結(jié)果

3.1 高溫低周疲勞性能對比

圖8所示為孔擠壓和未擠壓Ti2AlNb 合金疲勞試樣的高溫低周疲勞實驗測試結(jié)果。由圖8可以看到，在相同的應(yīng)力加載條件下，相比于未強(qiáng)化疲勞試樣，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后的試樣循環(huán)次數(shù)（疲勞壽命）提高接近一個數(shù)量級，如在400 MPa 加載時，其疲勞壽命由擠壓前接近1000 次增加至擠壓后接近10000 次；在相同的壽命要求下，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后，試件能夠承受的最大循環(huán)加載應(yīng)力得到提升，如循環(huán)10000 次時，試件能夠承受的最大循環(huán)加載應(yīng)力提升接近80 MPa。高溫低周疲勞性能測試結(jié)果說明，孔擠壓強(qiáng)化工藝可以有效提升Ti2AlNb 合金的高溫疲勞性能。

圖8 Ti2AlNb 合金試樣高溫低周疲勞實驗測試結(jié)果Fig.8 High temperature and low cycle fatigue test results of Ti2AlNb alloy specimens

結(jié)合有限元分析結(jié)果可知，出現(xiàn)上述現(xiàn)象的主要原因為，孔擠壓工藝使得材料發(fā)生塑性變形，孔壁表面及表層存在顯著的殘余壓應(yīng)力。進(jìn)一步對650 ℃保溫處理的試樣進(jìn)行殘余應(yīng)力測試，如圖9（a）所示，選取距小孔周邊0.5 mm、1.5 mm 的6 個不同位置。由實驗測的結(jié)果可知，高溫下殘余應(yīng)力會存在一定的降低。如圖9（b）所示，擠入端距小孔周邊0.5 mm 的殘余壓應(yīng)力為145 MPa 左右，距小孔周邊1.5 mm 的殘余壓應(yīng)力為65 MPa 左右。如圖9（c）所示，擠出端距小孔周邊0.5 mm的殘余壓應(yīng)力為430 MPa 左右，距小孔周邊1.5 mm的殘余壓應(yīng)力為120 MPa 左右，650 ℃保溫處理試樣的殘余壓應(yīng)力基本保持在初始常溫試樣的50%～60%。

圖9 650 ℃保溫處理試樣的周向殘余應(yīng)力（a）小孔周邊殘余應(yīng)力測試示意圖；（b）擠入端；（c）擠出端Fig.9 Circumferential residual stress of samples treated with heat preservation at 650 ℃（a）schematic diagram of residual stress test around small hole；（b）surface of entrance；（c）surface of exit

圖10為斷裂試樣的周向殘余應(yīng)力，由實驗測得的結(jié)果可知，孔擠壓試樣斷裂后殘余應(yīng)力接近0。由此可得，由孔擠壓引入的殘余壓應(yīng)力層在高溫狀態(tài)下依舊能夠保持，能夠?qū)Ω邷貤l件下疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展起到抑制作用，從而顯著提升孔擠壓試樣的疲勞壽命。

圖10 斷裂試樣的周向殘余應(yīng)力（a）300 MPa 時斷裂疲勞試樣；（b）400 MPa 時斷裂疲勞試樣Fig.10 Circumferential residual stress of of fractured specimen after extrusion（a）fracture fatigue specimen at 300 MPa；（b）fracture fatigue specimen at 400 MPa

3.2 疲勞試樣斷口特征分析

圖11為疲勞試樣斷口低倍SEM 照片，試樣為室溫孔擠壓的疲勞試樣，經(jīng)過650 ℃，應(yīng)力比-1 的低周疲勞測試斷裂后的斷口。由圖11可以看到，試樣斷口形狀整體較為平整，以擠入端表面為中心呈放射狀，這說明疲勞裂紋起源于擠入端表面，進(jìn)而逐步擴(kuò)展，最終導(dǎo)致整個試樣斷裂。結(jié)合有限元分析結(jié)果可知，疲勞試樣經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化過程后，其擠入端表面的殘余壓應(yīng)力顯著小于小孔中部和擠出端，因此試樣經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后，小孔的擠入端為薄弱區(qū)域，應(yīng)重點關(guān)注。

圖11 孔擠壓疲勞試樣斷口形貌SEM 照片F(xiàn)ig.11 SEM image of fracture morphology of extruded specimen

圖12為應(yīng)力幅300 MPa 時未擠壓疲勞試樣的斷口形貌。由圖12可以看出，斷口整體相對平整，斷面面積與初始斷面面積相比無明顯減小，斷口處形狀呈河流花樣，河流的流向為裂紋擴(kuò)展方向，河流狀花樣由若干解理臺階組合在一起，故為解理斷裂。除此之外，還觀察到一系列平行的疲勞條紋，綜合以上分析，試件是以解理斷裂為主的疲勞斷裂。圖13為應(yīng)力幅380 MPa 時未擠壓疲勞試樣的斷口形貌。相比于應(yīng)力幅為300 MPa 的疲勞試樣，應(yīng)力幅為380 MPa 時疲勞條紋更加明顯且間距較大，高倍圖像顯示，疲勞條紋分布在韌窩上，除此之外，還觀察到大量二次裂紋，綜上所述，應(yīng)力幅為380 MPa 的未擠壓試樣疲勞斷裂以脆性斷裂為主，伴隨少量韌性斷裂，這說明當(dāng)循環(huán)應(yīng)力增加時脆性斷裂增加，裂紋擴(kuò)展速率增大。

圖14為應(yīng)力幅300 MPa 時孔擠壓后疲勞試樣的斷口形貌，與圖12中未擠壓試樣的斷口相比，孔擠壓試樣顯示出比未擠壓試樣更加密集的波浪形條紋，條紋間距明顯縮小，這說明經(jīng)過孔擠壓工藝強(qiáng)化后，在低應(yīng)力循環(huán)載荷作用下，疲勞裂紋擴(kuò)展受到抑制，結(jié)合有限元仿真分析結(jié)果可知，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化工藝后，孔壁由于塑性變形而在表面及表層產(chǎn)生了較強(qiáng)的殘余壓應(yīng)力層，在疲勞裂紋擴(kuò)展過程中，由于殘余壓應(yīng)力的作用，使得裂紋擴(kuò)展速率降低，表現(xiàn)為疲勞條紋間距減小、密度增加。圖15為應(yīng)力幅400 MPa 時孔擠壓試樣的斷口形貌圖像，斷口整體呈解理斷裂特征，應(yīng)力幅為400 MPa 的孔擠壓試樣并未觀察到明顯的疲勞條紋，且存在細(xì)小的韌窩，這表明隨著應(yīng)力幅的升高，試樣斷裂速度顯著增加；相比于應(yīng)力幅為380 MPa 時的未擠壓試樣（如圖13所示），兩者都存在明顯的解理臺階，且分布在韌窩上，這表明當(dāng)應(yīng)力幅較大時，孔擠壓試樣和未擠壓試樣斷口特征基本相似，其裂紋擴(kuò)展速率也接近。結(jié)合有限元分析結(jié)果可知，經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化后，疲勞試樣孔壁表面及表層存在殘余壓應(yīng)力層，延遲了初始裂紋萌生的時間，這是應(yīng)力幅為400 MPa時孔擠壓試樣疲勞壽命增加的主要原因，而當(dāng)初始裂紋萌生后，孔擠壓試樣和未擠壓試樣的裂紋擴(kuò)展過程和斷裂形式基本相同。

圖12 應(yīng)力幅300 MPa 時未擠壓疲勞試樣的斷口形貌（a）低倍；（b）高倍Fig.12 Fracture morphologies of un-extruded fatigue specimens at stress amplitude of 300 MPa（a）low magnification；（d）high magnification

圖13 應(yīng)力幅380 MPa 時未擠壓疲勞試樣的斷口形貌（a）低倍；（b）高倍Fig.13 Fracture morphologies of un-extruded fatigue specimens at stress amplitude of 380 MPa（a）low magnification；（d）high magnification

圖14 應(yīng)力幅300 MPa 時孔擠壓疲勞試樣的斷口形貌（a）低倍；（b）高倍Fig.14 Fracture morphologies of extruded fatigue specimens at stress amplitude of 300 MPa（a）low magnification；（b）high magnification

4 結(jié)論

（1）建立了Ti2AlNb 合金孔擠壓強(qiáng)化工藝殘余應(yīng)力場的有限元分析模型，通過對比擠入端和擠出端表面的X 射線殘余應(yīng)力測試結(jié)果，驗證了殘余應(yīng)力有限元計算結(jié)果具有較高的精確性；基于有限元分析結(jié)果，發(fā)現(xiàn)孔擠壓強(qiáng)化工藝能夠在Ti2AlNb 合金板孔周圍產(chǎn)生數(shù)值較大的殘余壓應(yīng)力層，且擠入端附近的殘余壓應(yīng)力明顯小于擠出端附近。

（2）Ti2AlNb 合金疲勞試件經(jīng)孔擠壓強(qiáng)化工藝后，相比于未經(jīng)強(qiáng)化的試件，其高溫低周疲勞性能顯著提升，在相同應(yīng)力加載條件下，疲勞壽命提高接近一個數(shù)量級；在相同的壽命要求下，試件能夠承受的最大循環(huán)加載應(yīng)力得到提升。

（3）通過疲勞斷口形貌分析，發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋從小孔擠入端表面萌生并擴(kuò)展至斷裂，結(jié)合殘余應(yīng)力有限元分析結(jié)果，表明孔擠壓過程對擠入端強(qiáng)化效果弱于擠出端；對比孔擠壓和未擠壓試件斷口形貌發(fā)現(xiàn)，在殘余壓應(yīng)力層的作用下，孔擠壓試件表面初始裂紋萌生被延后，疲勞裂紋擴(kuò)展過程受到抑制。