激光選區熔化技術（selective laser melting，SLM）是一種典型的增材制造技術，可實現中小型複雜構件直接精密成形。TC4合金具有優良的綜合性能，是航空發動機零部件的主要材料之一。研究表明，增材制造TC4合金疲勞性能低于傳統制造合金，並且其疲勞性能受微觀組織、取樣方向、缺陷等多種因素的影響。對于航空發動機構件而言，高周疲勞應力-壽命(S-N)曲線是進行“安全-壽命”設計的基礎，因此研究增材制造TC4合金疲勞行爲，探明缺陷、取向等對合金疲勞性能的影響規律，掌握合金在服役溫度下的疲勞性能是構件壽命評估的重要依據。
© 3D科學谷白皮書
論文鏈接：
https://jme.biam.ac.cn/CN/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000614
工作亮點
中國航發北京航空材料研究院等單位的學者開展了SLM 增材制造TC4合金室溫和400 ℃條件下高周疲勞行爲研究，對比了不同取樣方向（垂直、水平）合金疲勞性能差異，通過疲勞斷口觀察與缺陷尺寸統計分析，探明了導致合金疲勞性能分散以及各向異性的主要因素；探索了通過熱等靜壓(hot isostatic pressure，HIP)方式提升合金疲勞性能的可行性。
主要研究成果
SLM 增材制造TC4合金高周疲勞實驗結果如圖1所示。退火熱處理後，室溫條件下合金存在疲勞性能各向異性（圖1（a）），垂直方向的疲勞壽命要高于水平方向，合金的疲勞壽命具有分散性大的特點。400 ℃條件下（圖1（a）），實驗結論與室溫條件下一致，合金的疲勞S-N曲線在趨勢上基本符合溫度越高，疲勞強度越低的一般規律。
圖1 不同條件下SLM TC4合金高周疲勞S-N曲線（a）退火熱處理條件下室溫與400 ℃疲勞數據對比；（b）400 ℃下退火熱處理與熱等靜壓疲勞數據對比。
熱等靜壓後（圖1（b）），垂直試樣疲勞極限較退火熱處理試樣提高了9 MPa，水平試樣疲勞極限較退火熱處理試樣提高了19 MPa，合金疲勞性能各向異性的趨勢減弱。
對退火試樣斷口進行觀察，發現3種疲勞裂紋源特征：（1）表面與亞表面的制造缺陷；（2）表面滑移；（3）內部的制造缺陷，其中，第1種疲勞起始特征最爲常見，占斷裂試樣的近85%，以此爲典型斷口進行分析。
圖2（a）和（b）所示爲同一實驗條件，1#和2#試樣斷口的源區形貌， 1#試樣疲勞源爲表面氣孔缺陷，形狀近似球形， 2#試樣從內部氣孔缺陷處起裂，形狀爲近球形。2#試樣疲勞壽命約爲1#試樣的1.6倍，二者疲勞源缺陷形貌相似，大小基本相同，疲勞壽命差異主要是由缺陷的位置差異導致，受應力梯度分布影響，表面與近表面的缺陷處具有更大的應力集中，使得合金裂紋萌生壽命縮短，疲勞壽命降低。
圖2 退火熱處理垂直試樣疲勞斷口源區形貌(室溫，R=0.1)（a）1#：σmax=560 MPa，Nf=5.2×106周次；（b）2#：σmax=560 MPa，Nf=8.36×106周次；（c）3#：σmax=580 MPa，Nf=1.11×106周次；（d）4#：σmax=580 MPa，Nf=4.5×106周次。
圖2（c）和（d）所示爲同一實驗條件，3#和4#試樣斷口的源區形貌，試樣均從表面缺陷處起裂，3#試樣源區缺陷形狀近似橢球形，4#試樣源區缺陷形狀爲半球形。4#試樣疲勞壽命約是3#試樣的4倍，3#試樣疲勞源缺陷更大，形狀更加不規則，導致更高的應力集中，使得3#試樣疲勞壽命降低。
根據Murakami等效面積法對缺陷進行等效處理，分別得到垂直和水平方向試樣的等效初始裂紋分布直方圖，如圖3所示，水平試樣等效初始裂紋尺寸主體在30~70 µm區間，中位數爲41 μm，垂直試樣的等效初始裂紋尺寸主體在20~50 µm區間，中位數爲28 μm。結果顯示，水平方向試樣缺陷尺寸更大，較大尺寸的缺陷占比更多，導致水平方向試樣的疲勞壽命更低。
圖3 退火熱處理試樣的等效初始裂紋尺寸對數正態分布直方圖和概率密度曲線（a）水平方向；（b）垂直方向。
高分辨率X射線三維掃描結果顯示，退火熱處理後合金孔隙率爲0.004%，缺陷位置分布隨機（圖4（a）），主要爲橢球形（圖4（c））與近球形氣孔（圖4（d））。熱等靜壓後掃描結果如圖4（b）所示，並未觀察到有缺陷存在。
圖4 SLM TC4合金缺陷空間分布與缺陷特征（a）退火熱處理；（b）熱等靜壓；（c）橢球形缺陷；（d）近球形缺陷。
熱等靜壓後，垂直與水平試樣斷口形貌相似，裂紋均起源于表面滑移處（圖5（a），（b）），可見多處解理平面，平面形貌與α板條形貌類似，原因可能是隨著塑性滑移的發生，α片層結構連接處相對較弱，裂紋從弱連接處萌生起裂，顯示出片層狀小平面。滑移處開裂表明試樣受缺陷影響較小，相對退火熱處理而言，其疲勞性能各向異性趨勢減弱。
退火試樣疲勞裂紋萌生于表面或亞表面氣孔，缺陷處有較大的應力集中，致使裂紋萌生壽命顯著降低。熱等靜壓試樣從亞表面的晶體小平面起裂，裂紋萌生壽命較長。因此，熱等靜壓後合金的疲勞性能高于退火熱處理。
圖5 SLM TC4合金熱等靜壓試樣斷口裂紋萌生區形貌（a）垂直方向；（b）水平方向。
論文引用信息：
武亮亮, 許瑞達, 焦澤輝, 于慧臣. 激光選區熔化TC4合金的高周疲勞行爲[J]. 材料工程, 2024, 52(3): 61-70.
WU Liangliang, XU Ruida, JIAO Zehui, YU Huichen. High cycle fatigue behavior of selective laser melting TC4 alloy[J]. Journal of Materials Engineering, 2024, 52(3): 61-70.
https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000614
l 谷專欄 l
網站投稿 l 發送至2509957133@qq.com
