選區(qū)激光熔化增材制造鈦合金的疲勞性能研究進(jìn)展

辛如意,蘭 亮,何 博

(上海工程技術(shù)大學(xué) 材料工程學(xué)院/高溫合金精密成型研究中心,上海 201620)

1 前 言

增材制造(additive manufacturing,AM)是基于分層制造原理,采用逐層累積的方法,將數(shù)字化模型直接成形為實(shí)體零部件的一項(xiàng)快速制造技術(shù),也稱之為3D 打印技術(shù)[1-3]。選區(qū)激光熔化(selective laser melting,SLM)是一項(xiàng)采用激光為熱源,以粉末床鋪粉為技術(shù)特征的代表性AM 技術(shù)。相較于傳統(tǒng)制造工藝,SLM 技術(shù)零件開發(fā)周期更短、加工精度更高,靈活度更大,可成形任意復(fù)雜形狀零件,成形件的致密度也更高,因此在航空航天、國防和生物醫(yī)療等諸多領(lǐng)域具有重要應(yīng)用[4-7]。

鈦合金,因其比強(qiáng)度高、耐腐蝕性強(qiáng)、高溫性能良好以及疲勞抗性優(yōu)異等優(yōu)勢,具有巨大的應(yīng)用潛力。但傳統(tǒng)的鑄造、鍛造、焊接等機(jī)械加工工藝用以加工鈦合金仍存在諸多問題:如形狀復(fù)雜的構(gòu)件成形困難,切削時(shí)伴隨溫度升高等。隨著航空、航天技術(shù)的飛速發(fā)展,設(shè)計(jì)中精密復(fù)雜整體結(jié)構(gòu)件取代了傳統(tǒng)的多組件焊接,這對鈦合金產(chǎn)品的制備也提出了新的要求。所以,傳統(tǒng)制造工藝在這些領(lǐng)域已難有用武之地,而SLM 增材制造技術(shù)基于自身技術(shù)特點(diǎn)在制備精密、復(fù)雜鈦合金構(gòu)件方面顯現(xiàn)出了獨(dú)特的優(yōu)勢[8-10]。

然而,在鈦合金的SLM 成形過程中存在超常冶金行為及化學(xué)和熱力耦合等問題,由此產(chǎn)生的球化效應(yīng)、氣孔、微觀裂紋和層間開裂等內(nèi)部缺陷,以及SLM成形件表面粗糙、粗大柱狀晶組織、拉伸殘余應(yīng)力等問題為影響成形件疲勞性能的主要因素。因此,對于SLM 成形的鈦合金構(gòu)件,其疲勞性能明顯弱于鍛造件[11]。對此,學(xué)者們在提升SLM 成形鈦合金構(gòu)件疲勞性能方面,開展了大量的工作。本文簡述了SLM技術(shù)制備Ti6Al4V 鈦合金的組織與性能特點(diǎn),著重介紹了SLM 制備Ti6Al4V 鈦合金構(gòu)件疲勞性能的研究進(jìn)展,另外,對提升其疲勞性能的主要工藝方法做了總結(jié)概括,并對今后SLM 制備金屬構(gòu)件疲勞性能的研究進(jìn)行了展望。

2 SLM 增材制造技術(shù)原理及特點(diǎn)

SLM 增材制造工藝的技術(shù)路線最早于1995年由德國科研工作者提出[12]。SLM 技術(shù)在選區(qū)激光燒結(jié)工藝的基礎(chǔ)上,克服了激光燒結(jié)過程中金屬粉末熔合不良導(dǎo)致的致密度差等缺陷。特別是伴隨著光纖激光器的迅速發(fā)展,以及AM 設(shè)備鋪粉精度的提升,SLM技術(shù)逐漸成熟并快速發(fā)展。如今通過SLM 工藝已能夠獲得近乎完全致密的金屬成形件,因此在頗多領(lǐng)域都得到了應(yīng)用[13]。

如圖1所示的SLM 設(shè)備工作原理[12],整個(gè)SLM裝置系統(tǒng)是一個(gè)開環(huán)裝置,由四部分組成:激光器、控制系統(tǒng)、氣體凈化裝置和鋪粉裝置。工藝流程主要包括:將CAD 模型切片分層導(dǎo)入到控制系統(tǒng),鋪粉裝置進(jìn)行鋪粉,激光束按路徑信息對其掃描熔化,熔池迅速冷卻凝固為實(shí)體,如此當(dāng)前層的輪廓形狀便打印完成。連續(xù)重復(fù)上述過程,待所有粉末層打印結(jié)束,構(gòu)件便打印完成。

圖1 SLM 設(shè)備工作原理示意圖[12]Fig.1 Working principle diagram of SLM equipment[12]

SLM 技術(shù)具有激光能量密度高、光斑直徑小的優(yōu)勢,成形過程中鋪粉均勻、粉層薄且粉體粒徑小等特點(diǎn),使得成形件具有超高的尺寸精度,表面質(zhì)量也極為優(yōu)異,致密度更是可以達(dá)到100%,通常無需復(fù)雜的后處理,即可投入使用[13]。此外,基于粉末床技術(shù)特點(diǎn),成形過程中可以建造支撐結(jié)構(gòu),對于形狀復(fù)雜、具有懸空腔室的中小型結(jié)構(gòu)件,可以通過SLM 技術(shù)直接整體制造。然而,SLM 成形過程涉及很多復(fù)雜因素,會(huì)導(dǎo)致一些內(nèi)部缺陷產(chǎn)生。例如,圖2 所示為SLM 成形純鈦及鈦合金過程中常見的冶金缺陷[14-15]。此外,SLM 制備試樣表面存在一些未熔化的粉末顆粒使得粗糙度較高,會(huì)生成大量微裂紋而導(dǎo)致表面質(zhì)量低[15]。這些內(nèi)部缺陷、表面質(zhì)量問題以及柱狀晶組織、拉伸殘余應(yīng)力等都會(huì)嚴(yán)重影響SLM 成形鈦合金構(gòu)件的疲勞性能。

圖2 SLM 制備純鈦及鈦合金的過程中常見的內(nèi)部缺陷[14-15] (a)球化效應(yīng)；(b)熔合不良；(c)裂紋內(nèi)部未熔化的Ti6Al4V 顆粒Fig.2 Common internal defects in the preparation of titanium and titanium alloy by SLM[14-15](a)balling effect；(b)lack of fusion；(c)unmelted Ti6Al4V particles inside of crack

3 SLM 增材制造鈦合金組織和性能特點(diǎn)

3.1 SLM 增材制造鈦合金組織特點(diǎn)

SLM 技術(shù)成形的Ti6Al4V 鈦合金,其組織呈現(xiàn)典型的沿外延生長的粗大β柱狀晶,柱狀晶內(nèi)部為不同取向的片層狀α′馬氏體結(jié)構(gòu)[16]。這一組織特點(diǎn)在很大程度上是由激光熔池中的熱傳遞主導(dǎo)的。在SLM 成形過程中產(chǎn)生的激光熔池尺寸很小,熔池凝固時(shí)溫度梯度極高(104～105K/cm),并且凝固速率(103～108K/s)遠(yuǎn)超馬氏體轉(zhuǎn)變臨界冷卻速率(410 K/s),因此,β相的固態(tài)轉(zhuǎn)變方式受到限制,無法通過擴(kuò)散相變形成α平衡相,只能通過切變的方式形成α相穩(wěn)定元素的過飽和固溶體α′馬氏體[12,14]。研究表明,由SLM 技術(shù)制備的工業(yè)純鈦以及各種鈦合金構(gòu)件,包括近α型鈦合金、α型鈦合金和(α+β)型雙相鈦合金,其顯微組織中一般都含有大量的細(xì)針狀α′馬氏體結(jié)構(gòu)[12,14]。SLM 過程中的β柱狀晶組織結(jié)構(gòu)特征與激光熔化沉積組織類似,不同之處在于SLM過程熔池凝固速率更快、熱累積較少。因此,相對來說SLM 成形Ti6Al4V 鈦合金,其β柱狀晶尺寸更為細(xì)小,通常其寬度在100μm 以內(nèi)。加之,β柱狀晶內(nèi)部由取向各異的α′馬氏體結(jié)構(gòu)所組成(圖3),因此,與激光熔化沉積相比,SLM 成形件其組織和力學(xué)性能的各向異性都更弱。

圖3 不同方向SLM 制備Ti6Al4V 合金構(gòu)件顯微組織及晶粒尺寸分布[17] (a)沿厚度方向EBSD照片,(b)相組成和(c)晶粒尺寸分布；(d)沿長度方向EBSD照片,(e)相組成和(f)晶粒尺寸分布Fig.3 Microstructure and grain size distribution of Ti6Al4V alloy components fabricated by SLM in different directions[17](a)EBSD micrograph,(b)phase analysis and(c)grain size distribution along the thickness direction；(d)EBSD micrograph,(e)phase analysis and(f)grain size distribution along the length direction

3.2 SLM 增材制造鈦合金性能特點(diǎn)

SLM 成形的Ti6Al4V鈦合金,其拉伸強(qiáng)度明顯強(qiáng)于傳統(tǒng)工藝成形件,但由于硬脆相α′馬氏體的存在,其延伸率較低。如表1所示,SLM 成形件如果不經(jīng)過后處理,其塑性指標(biāo)明顯要低于傳統(tǒng)的鍛鑄件。通過適當(dāng)?shù)臒崽幚?可以對成形件塑性加以改善,但其延伸率獲得提升的同時(shí),也會(huì)降低構(gòu)件的抗拉強(qiáng)度。Cecchel等[18]對SLM制備Ti6Al4V鈦合金樣品進(jìn)行了三種不同類型的熱處理:①去應(yīng)力退火；②超β轉(zhuǎn)變后回火；③亞β轉(zhuǎn)變后回火。分析了熱處理前后SLM 制備鈦合金試樣的微觀結(jié)構(gòu)、力學(xué)性能、殘余應(yīng)力和耐蝕性等,確定了超β轉(zhuǎn)變后回火的熱處理方式,顯示出良好的機(jī)械性能。

表1 SLM 制備Ti6Al4V和ASTM 標(biāo)準(zhǔn)鍛鑄態(tài)Ti6Al4V力學(xué)性能的比較Table 1 Comparison of physical properties between Ti6Al4V fabricated by conventional SLM and ASTM

通過優(yōu)化成形工藝參數(shù),也可以獲得力學(xué)性能優(yōu)異的成形件。Xu等[19]通過改變激光焦點(diǎn)偏移量和能量密度,對Ti6Al4V 鈦合金中的α′馬氏體組織進(jìn)行調(diào)控,使得α′馬氏體發(fā)生原位分解,形成(α+β)片層組織?？梢垣@得1100 MPa的高屈服強(qiáng)度,同時(shí),斷裂延伸率達(dá)到了11.4%,優(yōu)于常規(guī)的SLM 工藝和傳統(tǒng)工藝制備的Ti6Al4V 合金。

現(xiàn)階段,隨著SLM 工藝不斷成熟,對于鈦合金的制備,在工藝參數(shù)優(yōu)化方面的研究已相當(dāng)豐富,配合相應(yīng)的后處理工藝,結(jié)構(gòu)和性能基本能滿足實(shí)際需要,后續(xù)對于工藝參數(shù)的優(yōu)化空間不大。

4 SLM 制備鈦合金疲勞性能研究進(jìn)展

材料的疲勞特性是影響機(jī)械裝備安全服役的直接因素。工程上每年因疲勞失效問題造成了巨大的損失,由此引起人們對于材料疲勞特性研究的重視,同時(shí)尋求防止疲勞斷裂事故發(fā)生的方法。早在1829年,德國礦業(yè)工程師Wilhelm Albert就對材料的疲勞特性做了初步探索。激光增材制造技術(shù)的歷史僅30年左右,對比之下還相當(dāng)年輕[16]。

對SLM 制備鈦合金疲勞性能的研究,主要集中于工藝參數(shù)、表面粗糙度、成形方向等對疲勞性能的影響以及建立疲勞壽命預(yù)測模型等方面。為了提升AM構(gòu)件疲勞性能,研究者們通過熱處理與表面處理工藝加以改善。關(guān)于熱處理工藝改善SLM 制備鈦合金構(gòu)件疲勞性能,學(xué)者們已開展了大量工作。對于表面處理工藝,比如:機(jī)械拋光、激光拋光、電化學(xué)拋光、表面機(jī)械研磨處理、噴丸、激光噴丸等改善成形件疲勞性能的研究,大都還處于起步階段。

4.1 SLM 制備鈦合金的疲勞性能

按照工件在實(shí)際應(yīng)用環(huán)境中所承受得交變應(yīng)力的大小及循環(huán)周次的數(shù)量級的不同,可將疲勞分劃為高周疲勞和低周疲勞。在實(shí)驗(yàn)研究中,高低周疲勞測試方法完全不同。高周疲勞以外加應(yīng)力作為實(shí)驗(yàn)變量,循環(huán)加載過程中試樣不涉及明顯的塑性變形；而低周疲勞是以施加的應(yīng)變幅為自變量,在循環(huán)加載過程中試樣累積了嚴(yán)重的塑性變形,最終發(fā)生疲勞失效。因此,需要根據(jù)工件實(shí)際應(yīng)用環(huán)境選取適當(dāng)?shù)钠跍y試方式[16]。Edwards和Ramulu[28]研究表明SLM 成形Ti6 Al4 V 鈦合金試樣,其高周疲勞強(qiáng)度要比鍛造態(tài)低75%以上。SLM 成形過程中產(chǎn)生的孔隙及拉伸殘余應(yīng)力等是導(dǎo)致高周疲勞差的主要原因。同時(shí),成形方向也會(huì)對試樣的高周疲勞性能產(chǎn)生重要影響。

由于疲勞性能的影響因素繁雜,包括構(gòu)件自身的形狀尺寸以及服役時(shí)的承載大小、腐蝕介質(zhì)、溫度等因素。通過優(yōu)化組織與降低殘余應(yīng)力,可以實(shí)現(xiàn)對疲勞性能的提高。Kasperovich和Hausmann[15]分析了缺陷對SLM 制備鈦合金試樣靜載荷性能和疲勞性能的影響。通過優(yōu)化工藝,成功減少了內(nèi)部缺陷,使得殘余應(yīng)力大幅下降,從而使構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度得到很大地提升。Kumar等[29]研究了氣孔對SLM 制備Ti6Al4V鈦合金構(gòu)件高周疲勞性能的影響。研究表明,當(dāng)層厚從30增加到60μm(能量密度隨之降低)時(shí),試樣總孔隙率降低；而當(dāng)掃描路徑旋轉(zhuǎn)角從90°改變?yōu)?7°時(shí),孔隙從規(guī)則的分布變?yōu)殡S機(jī)分布；層厚60μm 試樣(6090和6067試樣)的疲勞強(qiáng)度(453和475 MPa),相對于層厚30μm 的制備態(tài)試樣(均為340 MPa)提高了33%左右,如圖4所示。

踝關(guān)節(jié)是下肢最重要的關(guān)節(jié)之一，幾乎承載著人體的全部重量，后踝對于維持踝關(guān)節(jié)的穩(wěn)定性起著重要的作用。但后踝骨折塊多大才需行手術(shù)固定目前尚無定論，大多數(shù)學(xué)者推薦當(dāng)后踝骨折塊大小超過脛骨穹窿的25%～33%時(shí)需進(jìn)行內(nèi)固定治療[3-4]。作者認(rèn)為外踝復(fù)位后，若后踝骨折塊仍存在超過2 mm的移位應(yīng)行切開復(fù)位內(nèi)固定，以恢復(fù)關(guān)節(jié)面平整，盡量避免創(chuàng)傷性關(guān)節(jié)炎的發(fā)生。

圖4 不同工藝參數(shù)SLM 成形Ti6Al4V 樣品制備態(tài)、熱處理和噴丸處理后的疲勞強(qiáng)度[29](a)層厚30μm,旋轉(zhuǎn)角90°；(b)層厚30μm,旋轉(zhuǎn)角67°；(c)層厚60μm,旋轉(zhuǎn)角90°；(d)層厚60μm,旋轉(zhuǎn)角67°Fig.4 Fatigue strength of Ti6Al4V samples formed by SLM with different process parameters,in as fabricated(AF),heat-treated(HT)and shot peening(SP)[29]for(a)3090,(b)3067,(c)6090,and(d)6067 conditions

工件的表面粗糙度是影響疲勞強(qiáng)度的關(guān)鍵因素。Vayssette 等[30]經(jīng)過機(jī)械拋光降低了SLM 成形Ti6Al4V 試樣的表面粗糙度(Ra)。高周疲勞測試結(jié)果表明,試樣的疲勞強(qiáng)度提高了300 MPa。Chan等[31]研究表明成形件表面光潔度對疲勞性能有重要影響。如表2所示,SLM 成形Ti6Al4V 鈦合金構(gòu)件,其最大Ra與成形過程中的粉末層厚度大致相同。因此,通過優(yōu)化粉層厚度的參數(shù)可以獲得優(yōu)良的表面光潔度,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對成形件疲勞性能的增強(qiáng)。

表2 增材制造Ti6Al4V鈦合金構(gòu)件表面質(zhì)量對疲勞性能的影響[31-32]Table 2 Influence of surface quality on fatigue performance of AM Ti6Al4V parts[31-32]

此外,SLM 增材制造鈦合金構(gòu)件的疲勞性能與成形方向有很大關(guān)聯(lián)。Sun 等[33]分析了成形方向(水平、豎直、45°方向)與SLM 制備Ti6Al4V 鈦合金構(gòu)件疲勞裂紋生擴(kuò)展行為的關(guān)系。結(jié)果表明,沿45°方向成形的Ti6Al4V 試樣疲勞裂紋擴(kuò)展速度最慢,其疲勞壽命分別是沿水平方向和豎直方向成形試樣疲勞強(qiáng)度的1.49 倍和1.46 倍。Sun 等[34]進(jìn)一步研究指出,SLM 制備Ti6Al4V 合金沿水平和豎直兩種方向成形的試樣,其高周疲勞強(qiáng)度分別低于300和350 MPa,而水平方向成形的試樣層間結(jié)合力更弱,所以豎直方向成形試樣要比水平方向成形的試樣表現(xiàn)出更好的疲勞性能(圖5)。Qian 等[35]對沿水平和豎直兩個(gè)方向SLM 成形的Ti6Al4V 合金進(jìn)行了高溫原位疲勞試驗(yàn),探究了成形方向?qū)ζ诹鸭y長度、擴(kuò)展速率的影響。研究表明,在不同溫度條件下,沿水平方向成形試樣的疲勞壽命均比豎直方向的試樣疲勞壽命長。隨著試樣循環(huán)周次增多,豎直方向成型試樣的疲勞裂紋長度均比水平方向試樣的疲勞裂紋要長。由于豎直方向成形試樣比水平方向成形試樣的疲勞裂紋擴(kuò)展速率更快,因此,水平方向的試樣,其疲勞性能優(yōu)于垂直方向的試樣(圖6)。這不同于Sun等的研究結(jié)果,可能與樣品的制備與測試條件有關(guān)。

圖5 不同成形方向SLM 制備Ti6Al4V 鈦合金:(a)S-N 曲線(R=ˉ1,頻率20 Hz)；(b)裂紋長度和循環(huán)次數(shù)關(guān)系曲線(R=0.1,頻率20 Hz)；(c)疲勞裂紋擴(kuò)展曲線(R=0.1,頻率20 Hz)；(d)應(yīng)力比對疲勞裂紋擴(kuò)展的影響(頻率20 Hz)[34]Fig.5 Ti6Al4V titanium alloys built via SLM in different forming directions:(a)S-N curves(R=ˉ1,frequency 20 Hz)；(b)crack length versus cycles(R=0.1,frequency 20 Hz)；(c)fatigue crack growth(FCG)curves(R=0.1,frequency 20 Hz)；(d)effect of stress ratio on FCG(frequency 20 Hz)[34]

圖6 SLM 成形Ti6Al4V 鈦合金試樣:(a)不同成形方向試樣的疲勞壽命和溫度關(guān)系；(b)不同溫度下疲勞裂紋長度和循環(huán)周次的關(guān)系；(c)不同打印方向疲勞試樣裂紋擴(kuò)展速率[35]Fig.6 SLM-built Ti6Al4V titanium alloys samples:(a)relationship between fatigue life and temperature of fatigue samples in different forming directions；(b)the relationship between fatigue crack length and cycle times at different temperatures；(c)crack propagation rate of fatigue specimens in different printing directions[35]

通常,一些復(fù)雜構(gòu)件無法通過熱處理方式提升其疲勞性能,然而,在服役過程中這類構(gòu)件疲勞失效行為往往會(huì)造成事故與損失,因此,對其疲勞壽命進(jìn)行準(zhǔn)確有效的預(yù)測極為關(guān)鍵。Vayssette等[30]基于臨界距離上平均橫向等效應(yīng)力的極值統(tǒng)計(jì),提出了一種評估Ra對SLM 制備Ti6Al4V 合金高周疲勞壽命影響的方法。該方法在循環(huán)次數(shù)為106次時(shí),對于高周疲勞壽命有較準(zhǔn)確地預(yù)測,但是有一定局限性。高周疲勞測試必須在兩種不同應(yīng)力比下進(jìn)行,而且必須使用精確的表面輪廓信息來校準(zhǔn)臨界距離。Hu等[36]提出了一種SLM 制備Ti6Al4V 合金試樣缺陷數(shù)量與疲勞壽命相關(guān)聯(lián)的新方法,用于預(yù)測不同缺陷對于疲勞強(qiáng)度的影響。研究發(fā)現(xiàn)存在缺陷臨界尺寸。當(dāng)缺陷尺寸超過臨界值,就會(huì)對疲勞性能產(chǎn)生不利影響,疲勞強(qiáng)度會(huì)隨缺陷尺寸的增加而下降。圖7所示為預(yù)測SLM 制備Ti6Al4V 構(gòu)件疲勞強(qiáng)度與表面、亞表面、內(nèi)部缺陷尺寸之間的關(guān)系。數(shù)據(jù)表明92%的樣品失效行為均發(fā)生在表面/亞表面。不足之處在于,該方法仍存在10%左右的預(yù)測誤差,預(yù)測精度有待提高。

圖7 SLM 制備Ti6Al4V 試樣疲勞強(qiáng)度同缺陷尺寸的關(guān)系[36]Fig.7 Relationship between fatigue strength and defect size of SLM Ti6Al4V specimen[36]

SLM 成形鈦合金構(gòu)件疲勞強(qiáng)度影響因素眾多,各影響因素對于構(gòu)件的疲勞失效行為往往不是單一起作用的,而目前的研究多局限于某一個(gè)因素,忽略了多因素之間的交互作用。對于疲勞壽命的預(yù)測來說,研究者多根據(jù)實(shí)際應(yīng)用中遇到的問題來建立預(yù)測模型,然而,這種模型往往需要針對不同實(shí)際問題,結(jié)合某一系列參數(shù)進(jìn)行建立,應(yīng)用起來具有一定局限性。而疲勞壽命預(yù)測模型也很難做到普遍適用性,為此可以針對實(shí)際問題建立模型庫,以適應(yīng)不同應(yīng)用場景。

4.2 熱處理對SLM 成形鈦合金疲勞性能的影響

通常熱處理工藝有去應(yīng)力退火、再結(jié)晶退火、熱等靜壓(hot isostatic pressure,HIP)等,用來消除缺陷、閉合氣孔、抵消應(yīng)力及對組織的優(yōu)化,以達(dá)到改善構(gòu)件疲勞性能的目的。Frkan 等[37]研究了不同退火溫度對SLM 制備Ti6Al4V 合金疲勞性能的影響。結(jié)果表明,740 ℃的退火溫度下得到針狀α′/α相,900 ℃的退火溫度下得到片層狀(α+β)相,因此,900 ℃的退火溫度下試樣的疲勞強(qiáng)度要優(yōu)于740 ℃。Yu等[38]研究了熱處理對SLM 制備Ti6Al4V 試樣疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響。研究表明,SLM 制備態(tài)試樣最大疲勞強(qiáng)度低于300 MPa,而由于熱處理對疲勞裂紋的抑制作用,疲勞極限提高到了350～400 MPa；結(jié)合HIP處理后,進(jìn)一步延緩了疲勞裂紋萌生,使得疲勞極限增加到450～500 MPa。Chu等[39]測試了SLM 以不同成形方向制備的Ti6Al4V 鈦合金試樣在熱處理前后的疲勞性能。研究表明,水平方向試樣裂紋擴(kuò)展速率明顯更慢,試樣在制備態(tài)和退火態(tài)疲勞壽命的數(shù)據(jù)波動(dòng)較大,但HIP處理后,數(shù)據(jù)波動(dòng)性減小,且各方向試樣疲勞數(shù)據(jù)都趨于一致。他們認(rèn)為,HIP 工藝消除氣孔、熔合不良等缺陷效果明顯,使試樣的疲勞數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性大大提高。

Benedetti 等[40]研 究 發(fā) 現(xiàn),HIP 處 理 消 除 了Ti6Al4V 鈦合金SLM 成形過程中的未熔粉末顆粒并降低了孔隙率,盡管疲勞數(shù)據(jù)的分散度也減少了約15%,但疲勞強(qiáng)度增幅并不明顯。Hooreweder等[41]研究了HIP分別與去應(yīng)力退火和化學(xué)腐蝕相結(jié)合的復(fù)合處理工藝,對選區(qū)激光熔化Ti6Al4V 合金試樣疲勞性能的影響。研究表明,試樣在經(jīng)過熱等靜壓-去應(yīng)力退火復(fù)合工藝處理后,疲勞強(qiáng)度提高了～100 MPa,而通過熱等靜壓-化學(xué)腐蝕處理后,試樣疲勞強(qiáng)度有更大幅度地提升,提高了～300 MPa。研究表明,這種復(fù)合處理工藝改善SLM 成形Ti6Al4V 合金構(gòu)件疲勞性能效果顯著,尤其是將熱等靜壓處理工藝同化學(xué)方法復(fù)合時(shí),效果更為顯著。

然而,有研究發(fā)現(xiàn)HIP處理后,反而降低了SLM成形件的疲勞性能。Kalentics等[42]報(bào)道經(jīng)過HIP處理后,SLM 制備的316L不銹鋼試樣致密度提高,但疲勞強(qiáng)度反而降低(圖8)。他們指出,HIP 過程中發(fā)生再結(jié)晶現(xiàn)象,隨后再結(jié)晶晶粒長大導(dǎo)致晶粒尺寸增加,同時(shí)伴隨著位錯(cuò)密度的大幅降低,使得試樣屈服強(qiáng)度降低和疲勞壽命顯著縮短。因此,HIP工藝對于SLM成形金屬構(gòu)件疲勞性能的影響,還需進(jìn)一步深入研究。

圖8 SLM 成形316 L不銹鋼試樣在不同處理?xiàng)l件下S-N 曲線(黑色箭頭表示試樣循環(huán)次數(shù)為107 次而未斷裂)[42]Fig.8 S-N curves of 316 L stainless steel samples formed by SLM under different treatment conditions(Black arrows indicate that the sample cycled 107 times without breaking)[42]

目前,SLM 增材制造鈦合金的熱處理工藝基本還是沿用傳統(tǒng)鑄造和粉末冶金的熱處理規(guī)程。然而,基于SLM 工藝的自身特點(diǎn)以及成形件的組織結(jié)構(gòu)特征,現(xiàn)有的熱處理規(guī)程難以達(dá)到對其力學(xué)性能的要求。因此,有待開發(fā)適用于SLM 增材制造鈦合金構(gòu)件的熱處理工藝制度。現(xiàn)階段,隨著SLM 工藝突飛猛進(jìn)的發(fā)展,亟需得到一套集成形、加工和熱處理于一體的AM 體系。

4.3 表面處理工藝對SLM 成形鈦合金疲勞性能的影響

SLM 成形構(gòu)件表面缺陷以及粘附的未融顆粒物往往會(huì)導(dǎo)致應(yīng)力集中,成為疲勞裂紋萌生的起點(diǎn)。因此,在投入應(yīng)用前,對成形件表面粗糙度進(jìn)行調(diào)控至關(guān)重要。表面處理技術(shù)可以改善其表面質(zhì)量,進(jìn)而提升疲勞性能。目前,針對SLM 成形件疲勞性能強(qiáng)化的表面處理工藝,主要包括機(jī)械拋光、激光拋光、電化學(xué)拋光、表面機(jī)械研磨及噴丸和激光噴丸等。

機(jī)械拋光是AM 成形件最常使用的表面處理工藝。通過機(jī)械拋光可以快速降低成形件Ra,以破除表面質(zhì)量對疲勞性能的限制,但是該工藝對于幾何形狀復(fù)雜的金屬零件并不適用[43]。根據(jù)航空航天領(lǐng)域?qū)﹁T造或鍛造金屬零件的表面質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn),Ra 需低于3.2μm,而SLM 成形鈦合金構(gòu)件的Ra(～20μm)遠(yuǎn)高于此標(biāo)準(zhǔn)。另外,SLM 成形鈦合金往往對于缺口極為敏感,因此,未經(jīng)表面處理的成形件,其高周疲勞強(qiáng)度通常難以投入應(yīng)用,而機(jī)械拋光處理對于表面質(zhì)量和疲勞性能均可以獲得較大地提升。研究表明,SLM成形Ti6Al4V 鈦合金構(gòu)件通過機(jī)械拋光,其Ra可以降低到約0.3μm,此時(shí)疲勞強(qiáng)度可達(dá)775 MPa[32]。Yu等[38]研究表明經(jīng)過表面機(jī)械拋光處理處理,SLM制備Ti6Al4V 構(gòu)件疲勞壽命至少提高了10倍。

SLM 成形件在經(jīng)過機(jī)械拋光后,其疲勞性能也可能 會(huì) 降 低。Wycisk 等[44]研 究 表 明,SLM 制 備Ti6Al4V 鈦合金試樣經(jīng)機(jī)械拋光處理后,其疲勞極限反而降低了。當(dāng)工藝參數(shù)不當(dāng),SLM 成形件內(nèi)部會(huì)有一些因熔合不良或粉末飛濺產(chǎn)生的孔隙或者其他冶金缺陷,導(dǎo)致致密度較低。經(jīng)過機(jī)械拋光后,成形件內(nèi)部缺陷便暴露在表面,導(dǎo)致疲勞性能變差。

激光拋光和化學(xué)拋光工藝克服了機(jī)械拋光對于形狀復(fù)雜零件拋光難度大的局限性,對于提升AM 構(gòu)件疲勞性能有更大的優(yōu)勢。Marimuthu等[45]通過激光拋光工藝將SLM 成形Ti6Al4V構(gòu)件Ra降低7.8μm。另外,Liang等[46]研究表明,激光拋光在降低SLM 成形Ti6Al4V 構(gòu)件Ra的同時(shí),孔隙率也降低了97%,疲勞失效的位置由表層缺陷轉(zhuǎn)變?yōu)閬啽砻娴募?xì)小缺陷,進(jìn)而疲勞性能得到強(qiáng)化(圖9)。Pyka等[47]通過HF 腐蝕液對SLM 制備的Ti6Al4V 鈦合金構(gòu)件進(jìn)行化學(xué)拋光處理,研究表明,化學(xué)拋光工藝可以有效去除成形件表面未熔粉末顆粒,從而提升成形件的表面光潔度。Witkin等[48]研究了不同表面處理對AM Ti6Al4V 樣品疲勞性能的影響。結(jié)果表明,化學(xué)-振動(dòng)復(fù)合表面處理工藝降低AM Ti6Al4V 成形件的Ra的效果更為顯著,疲勞極限可提升50%～100%。

圖9 激光拋光處理前后SLM 制備Ti6Al4V 試樣疲勞數(shù)據(jù)[46] (a)應(yīng)力-壽命散點(diǎn)圖；(b)應(yīng)力-壽命曲線Fig.9 Fatigue data of SLM-built Ti6Al4V samples before and after laser polishing[46](a)stress-fatigue life scatter plot；(b)stress-fatigue life curve

表面機(jī)械研磨處理(surface mechanical attrition treatment,SMAT),是一種通過劇烈塑性變形細(xì)化材料表層組織的表面強(qiáng)化技術(shù)[49]。高應(yīng)變率下的機(jī)械沖擊作用,在細(xì)化晶粒的同時(shí),會(huì)在樣品表面產(chǎn)生高額的壓縮殘余應(yīng)力,以阻礙疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展,提高疲勞強(qiáng)度[50]。Kumar等[51]研究了SMAT 處理對Ti6Al4V合金疲勞壽命的影響。結(jié)果表明SMAT 處理可以細(xì)化晶粒,產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力,從而提高疲勞壽命。但是由于在處理過程中存在沖擊碰撞引起的微損傷或裂紋,一旦處理時(shí)間過長,試樣的疲勞壽命便低于未處理試樣。Yan等[52]研究表明,經(jīng)過SMAT 處理后,SLM成形Ti6Al4V 試樣的疲勞強(qiáng)度更是驚人的提高了100%(圖10),分析認(rèn)為產(chǎn)生的納米細(xì)晶層與引入殘余壓應(yīng)力抑制了疲勞裂紋的萌生。

圖10 制備態(tài)、HIP和SMAT 條件下SLM 成形Ti6Al4V 疲勞試樣的S-N 曲線[52]Fig.10 S-N curves of the fatigue specimens fabricated by SLM under AF,HIP and SMAT conditions[52]

傳統(tǒng)噴丸(shot peening,SP)是一種使用彈丸轟擊工件表面,通過純物理沖擊作用激發(fā)強(qiáng)塑性變形,以引入殘余壓應(yīng)力的冷加工技術(shù),可用來閉合SLM成形件表層氣孔,迫使裂紋從更深處萌生,進(jìn)而強(qiáng)化成形件的疲勞性能[53]。Kumar等[29]的研究發(fā)現(xiàn),經(jīng)SP處理后SLM 成形Ti6 Al4 V 試樣要比制備態(tài)試樣疲勞強(qiáng)度高出30%～40%左右,而且通過調(diào)整工藝參數(shù)可以進(jìn)一步提升疲勞性能。激光噴丸(laser shock peening,LSP)是利用高能激光束對材料表面進(jìn)行沖擊強(qiáng)化的一種新興的表面處理技術(shù)。與傳統(tǒng)噴丸工藝相比較,LSP用來改善疲勞性能具有很大的優(yōu)勢,可以產(chǎn)生更深的硬化層厚度與更高的殘余壓應(yīng)力。在本課題組近期的研究[54]中發(fā)現(xiàn),LSP工藝明顯細(xì)化了SLM 制備Ti6Al4V 合金微觀組織,并產(chǎn)生了250μm 深,最大值為ˉ180 MPa的殘余壓應(yīng)力層。Tan等[55]的結(jié)果表明,LSP 比SP 工藝產(chǎn)生的Ra要低0.14～0.34μm,而且LSP會(huì)產(chǎn)生更大的影響層深度。本課題組的前期研究[56-57]表明,采用LSP工藝可以明顯改善電子束增材制造Ti6 Al4 V 合金試樣的疲勞性能,經(jīng)過LSP處理后試樣的疲勞強(qiáng)度提升了17%,可歸因于梯度細(xì)晶組織與殘余壓應(yīng)力的形成延緩了裂紋的萌生與擴(kuò)展。Hackel等[58]對SP和LSP工藝提高SLM 成形件強(qiáng)度和疲勞壽命的能力進(jìn)行了分析評價(jià),指出SP工藝可以誘導(dǎo)材料產(chǎn)生有益的微觀結(jié)構(gòu),并在噴丸表面及亞表面產(chǎn)生壓應(yīng)力,進(jìn)而改善材料的疲勞性能。相對而言,LSP工藝可以提供更高的疲勞壽命和強(qiáng)度。Kalentics等[42,59]通過3D LSP工藝處理SLM 制備316L 不銹鋼試樣,其疲勞壽命是未處理試樣的15 倍以上,是傳統(tǒng)制造工藝的57 倍以上。研究表明,3D LSP 技術(shù)可以很好地解決SLM 構(gòu)件層間開裂問題,對于延緩裂紋的萌生和擴(kuò)展,以及降低孔隙率效果顯著,且通過消除殘余拉應(yīng)力并引入殘余壓應(yīng)力,使得疲勞性能得以明顯增強(qiáng)。然而,對于3D LSP 工藝強(qiáng)化SLM 成形鈦合金疲勞性能的研究還微乎其微,需要學(xué)者們更進(jìn)一步去探索。

表面處理對于提高SLM 成形構(gòu)件疲勞強(qiáng)度,具有一定效果,但大多還只停留在試驗(yàn)階段,真正能應(yīng)用在工程實(shí)際中的不多。像機(jī)加工、化學(xué)拋光、激光拋光等受到構(gòu)件形狀、尺寸、結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度乃至于成本等因素限制太多,實(shí)際應(yīng)用價(jià)值不大,但對一些小型零部件,應(yīng)用還是很廣的。因此,除了對現(xiàn)有工藝的改良,也有必要開發(fā)一些新型的適用于工程實(shí)際的表面處理工藝。

5 總結(jié)與展望

隨著AM 技術(shù)的快速發(fā)展,SLM 技術(shù)已經(jīng)成為金屬AM 技術(shù)的重要分支。SLM 成形鈦合金在航空航天、航海、汽車及生物醫(yī)療等諸多領(lǐng)域都具有廣闊的應(yīng)用前景?；赟LM 工藝自身的特點(diǎn),與傳統(tǒng)鍛、鑄工藝制備的鈦合金相比,SLM 成形鈦合金疲勞性能還具有一定的差距。然而,對用于重要工程領(lǐng)域的SLM 成形鈦合金構(gòu)件,除了需要滿足常規(guī)的拉伸性能標(biāo)準(zhǔn)外,優(yōu)良的疲勞性能也至關(guān)重要。因此,通過合適的后處理工藝來提升SLM 構(gòu)件疲勞性能是個(gè)不可或缺的過程。

目前,改善SLM 構(gòu)件疲勞性能的后處理工藝主要包括熱處理和表面處理。針對熱處理改善SLM 構(gòu)件疲勞性能的研究,已經(jīng)開展了大量的研究工作,取得了很多實(shí)質(zhì)性成果。但熱處理工藝提升構(gòu)件疲勞性能的同時(shí)會(huì)損失部分的抗拉強(qiáng)度,因此,對改善SLM 構(gòu)件疲勞性能的復(fù)合工藝應(yīng)運(yùn)而生,也就是將熱處理同其他手段復(fù)合起來,在保證常規(guī)機(jī)械性能的前提下,來提升SLM 鈦合金疲勞性能。對于表面處理工藝諸如SMAT、SP、LSP等,強(qiáng)化AM 鈦合金構(gòu)件的疲勞性能的研究取得了階段性進(jìn)展,但是大都還處于探索階段,仍需進(jìn)一步深入的研究。另外,受到零件結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度、尺寸形狀、工藝成本等因素影響,單一的表面處理工藝可能并不能滿足需要,多種表面處理工藝的結(jié)合也未嘗不是一種解決方案。當(dāng)然,一些新型的適用于工程實(shí)際的表面處理技術(shù),也有望被開發(fā)和應(yīng)用。

此外,現(xiàn)階段對SLM 成形鈦合金疲勞性能的研究大多針對高周疲勞性能展開,對于低周疲勞性能的研究還很少。因此,對SLM 構(gòu)件低周疲勞及斷裂機(jī)制的研究需要進(jìn)一步深入。此外,現(xiàn)有的研究中越來越傾向于不同溫度下的疲勞測試。在高溫和載荷復(fù)合作用下的鈦合金構(gòu)件往往會(huì)發(fā)生高低周疲勞和蠕變形為的交互作用,這一方面的研究還過于欠缺。

在疲勞壽命預(yù)測方面,已經(jīng)建立了眾多預(yù)測模型,但對不同材料、不同工藝參數(shù),以及應(yīng)用場景等會(huì)有一定偏差,需要建立適合的疲勞壽命預(yù)測模型?，F(xiàn)有的研究報(bào)道中,模型的普遍適用性不高,受單一參數(shù)條件限制太過于明顯。誠然,壽命預(yù)測模型很難做到普遍適用性,為此可以針對實(shí)際問題建立模型庫,以適應(yīng)不同應(yīng)用場景。

總之,對于SLM 增材制造鈦合金疲勞性能來說,還需要進(jìn)行大量的研究工作。在現(xiàn)有的工藝基礎(chǔ)上,探索一些新的工藝方法極為關(guān)鍵,如制備與表面強(qiáng)化同步進(jìn)行的復(fù)合工藝等,來改善增材構(gòu)件疲勞性能,實(shí)現(xiàn)高性能、復(fù)雜精密結(jié)構(gòu)金屬零件的快速成形。當(dāng)然,深入理解SLM 增材制造鈦合金組織特征和強(qiáng)化機(jī)理之間的關(guān)系,是提升增材構(gòu)件疲勞性能的關(guān)鍵。