航空工艺技术
AERONAUTICAL MANUFACTURING TECHNOLOGY
1999年 第2期 No.2 1999



超高强度钢30CrMnSiNi2A冲击韧性值的探讨

周萍兴
　　[摘要]　研究和分析了机械加工精度、试验条件及热处理工艺对超高强度钢30CrMnSiNi2A试样冲击韧性值ak的影响，对生产出合格的超高强度钢成品零件具有指导意义。
　　关键词：超高强度钢　试样　冲击韧性值
Study on Impact Toughness Value of Super High Strength Steel 30CrMnSiNi2A
　　[ABSTRACT]　The effects of machining accuracy, test condition and thermal treatment process on impact toughness value ak of super high strength steel 30CrMnSiNi2A sample are studied and analyzed. This will be a guide for producing qualified finished super high strength steel part.
　　Keywords: Super high strength steel　Specimen　Impact toughness value
　　材料的冲击韧性试验是最容易获得材料动态性能的方法。因此，在航空工业生产中广泛使用的超高强度钢30CrMnSiNi2A材料所制造的重要承力件，在设计图纸和冶金工艺文件中多标有冲击韧性值要求，以便检查材料的脆性倾向和冶金工艺质量。但在多年的实践中，我们发现同一炉号的材料，在相同条件下进行热处理，在不同生产时间其试验结果相差甚远。尤其是在近两年来的生产中，多次出现零件最终热处理所带随炉试样冲击韧性值不合格的现象，或热处理后工艺试验合格而在成品零件破坏检查时又出现不合格的现象，严重影响了生产的顺利进行和飞机的正常交付。为此，我们对工厂现行的试样加工工艺，热处理工艺和冲击试验条件等方面进行了综合试验分析和探讨。
1　试样制备
　　试验用料采用抚顺钢厂生产的20 mm棒材，化学成分见表1。
表1　试验用料化学成分(w/%)

元素CCrMnSiNiPS
出厂0．311．091．101．011．600．0180．005
复验0．301．081．141．061．62——

*炉号0D70107-5，退火状态。
　　本试验拉伸试样采用GB228-87，d0＝10 mm的短试样，试验在国产60 t万能试验机上进行，冲击试样采用HB-5144-80梅氏圆切口试样。试验在JB—30A型冲击试验机上进行。试样加工过程为：机械粗加工→最终热处理→磨削加工→研磨。
　　试样最终热处理工艺除另有说明外，其余均为：盐浴炉加热至900 ℃，保温16 min后于210 ℃硝盐槽中等温60 min，最后在270 ℃硝盐槽中保温2 h。
2　试验
2.1　机械加工精度及试验条件的影响
　　试样精磨加工后，经计量检验对冲击试样按槽口尺寸R的正负偏差值分成两大类，每类又分成对槽口尺寸研磨和不研磨两组，最后各组依据试验技术条件中允许的最大和最小试验机跨距分别进行试验，结果见表2。
表2　冲击试样在不同状态下的ak值　　kJ.m-2

跨距/mm件号正偏差R值负偏差R值附　注
研磨未研磨研磨未研磨
40.51783799870780σb=1 650 MPa
ψ=52.7%
δ=12.9%
2773743875786
3838718794781
4730*789837759
5887844758*843
均值820779844790
40.01882719813793
2789729816770
3755*807807769
4885789782764
5882792796—
均值860767803774

2.1.1　试样缺口尺寸R是否研磨的影响
　　观查表2中带*的3组数据，发现研磨试样的冲击值低于未研磨的试样。经检查是由砂轮磨削时存有较深的磨削痕迹，而在研磨时又未全部消除造成的，现将这3组数据删除，并取平均值。
　　从表2中可看出，无论何种状态，研磨试样的冲击值均明显高于未研磨试样，这是因为试样研磨时可消除砂轮磨削时在R尺寸底部留下的磨削痕迹和磨削烧伤。由于超高强度钢30CrMnSiNi2A对缺口敏感性强，故对表面粗糙度要求甚严，尤其要求强度高。因此，为使试验数据更客观地反映材料的性能，试样缺口磨削后的研磨工序很有必要。
2.1.2　试样R尺寸正负偏差值的影响
　　为尽可能避免磨削痕迹带来的影响，我们对研磨试样的试验结果进行比较(见表2)。
　　从表2可看出，R正偏差值试样的ak值稍大于R负偏差值试样。这是由于随着缺口端部半径R值的变小，应力集中就越严重，在冲击载荷作用下，断裂就更易产生。而冲击韧性ak值正是表征材料在冲击载荷作用下产生弹塑性变形以致断裂前所吸收的功的。只是由于试验方法中规定R尺寸的公差仅为±0.1 mm，而控制难度又大，本试验所用试样R值的极差仅为±0.03 mm，故其ak值并无明显区别。
2.2　热处理工艺的影响
　　试样依照图纸技术条件对零件的要求，即σb＝（1 670±100）MPa,ψ≥9%，δ≥9%，ak≥590 kJ/m2，并按“航空结构钢热处理说明书”进行热处理，采用推荐的180～230 ℃范围内的上(230 ℃)、中(210 ℃)、下(180 ℃)3个等温温度。
　　为分析比较，并对今后生产中的故障处理提供一定的试验依据，另增加3组试样：一组将等温温度提高到285 ℃；一组按生产中的大型零件考虑，将淬火加热保温时间延长至50 min；一组于盐浴炉中增加一次预备处理正火工序。所有冲击试样的缺口尺寸在磨制后均未进行研磨。
2.2.1　等温温度的影响
　　等温温度在180～285 ℃范围内处理的试样，ak值呈现出随等温温度提高先稍降后又上升的趋势，而拉伸强度稍有下降，塑性稍有上升，各项技术指标均满足技术条件要求。ak值在210 ℃等温时数值最低。实践表明，当材料含碳量达到上限值0．33％～0．34%并在推荐的180～230 ℃范围内等温时，ak值时有出现不合格的现象，故可考虑将等温温度适当提高，以便满足零件的技术要求。
2.2.2　延长淬火加热保温时间的影响
　　对细晶粒的30CrMnSiNi2A钢来说，适当延长保温时间对试样ak值无不利影响，反而有所提高。这说明在一定时间范围内保温，不会使晶粒明显长大，而是使组织更趋向均匀一致。故可认为生产中不同有效厚度的零件随炉带同一规格尺寸的试样的办法是可行的。
2.2.3　增加预备处理正火工序的影响
　　增加预备处理正火工序对试样的ak值产生了有利的影响。这可能是由于正火工序能进一步细化晶粒、均匀组织的缘故。若原材料预备处理不充分，效果将更加明显。
2.3　每组试样性能数据分散度的分析
　　通过对各组试样机械性能数据分散度分析可看出，每组试样中的拉伸试样数据分散度小，拉伸强度值分散度多在1%以下；而冲击试样数据分散度大，均在10%以上。应该说试验数据存在一定的分散度是正常的。一是样品差别的客观反映，也是试验方法精度和外界因素影响的反映。而后者的影响希望能降到最低程度。同组试样间冲击韧性值分散度最高达到22.5%，这反映出冲击试样在制备过程中对R缺口尺寸精度和表面粗糙度控制不严又未研磨，使30CrMnSiNi2A钢在处理至高强度时，试样冲击韧性值出现大的分散度，这在生产中应尽量避免。由此再次证明，为使试样数据更能反映材质和热处理工艺的真实情况，将试样缺口尺寸R在磨制后再进行研磨加工就显得十分必要。另据资料介绍，对高强度钢来说，试样磨削后增加低温回火工序以便消除磨削应力，提高试样ak值，能更准确地反映零件实际情况。
3　结束语
　　(1)试样按“航空结构钢热处理说明书”生产能满足各项技术指标要求；当ak值偏低时可考虑增加预备热处理正火工序或将等温温度适当提高以满足零件对冲击韧性的要求。
　　(2)对于一定有效厚度范围内的零件，热处理时随炉带同一规格尺寸的试样是可行的，对试验结果无显著影响。
　　(3)为更真实地反映材料脆性倾向和冶金工艺质量，对冲击试样槽口处R尺寸增加研磨工序是十分必要的。

注：参加本试验工作的还有于俐娜、雷还悟、应荣福等同志。
作者单位：周萍兴（云马飞机制造厂）
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