關(guān)于激光快速成形梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的探究進(jìn)展論文

　　激光是20世紀(jì)以來，繼原子能、計(jì)算機(jī)、半導(dǎo)體之后，人類的又一重大發(fā)明，被稱為“最快的刀”、“最準(zhǔn)的尺”、“最亮的光”。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準(zhǔn)備的：關(guān)于激光快速成形梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的探究進(jìn)展相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考，歡迎閱讀!

　　關(guān)于激光快速成形梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的探究進(jìn)展全文如下：

　　梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)是結(jié)合零件不同部位的不同使用環(huán)境特點(diǎn)和性能需要而發(fā)展的由兩種及以上材料組成的一種新型整體性結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)可以充分發(fā)揮不同材料的性能優(yōu)勢(shì)。梯度復(fù)合整體性結(jié)構(gòu)的應(yīng)用可減少零件數(shù)量及零件之間的裝配連接，顯著提高系統(tǒng)的性能水平和和結(jié)構(gòu)效率，在航空航天、國防軍工、生物醫(yī)用等領(lǐng)域具有重要的發(fā)展應(yīng)用前景。

　　目前，梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的制備技術(shù)主要有粉末冶金、等離子噴涂、自蔓延高溫合成、激光熔覆、離心鑄造等，這些技術(shù)在較大尺寸、復(fù)雜形狀的梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)成形方面存在較多限制。

　　激光快速成形技術(shù)是一種新型的數(shù)字化增材制造技術(shù)，該技術(shù)通過高功率激光熔化同步輸送的粉末材料，可直接由CAD 模型得到具有致密組織和良好綜合性能的近終形零件，顯著縮短零件制造周期，提高材料利用率，在小批量、高性能、復(fù)雜外形零件的近凈成形及高價(jià)值零件的高質(zhì)量修復(fù)方面有著重要的應(yīng)用前景。

　　由于該技術(shù)在材料組成、凝固組織、外形尺寸等的一體化控制方面具有高度柔性，通過合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料選擇以及工藝匹配，可以發(fā)展出集材料設(shè)計(jì)、制備、成形及組織性能控制于一體的柔性智能制造技術(shù)，在新型梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的直接成形方面具有顯著的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。本文介紹了近年來國內(nèi)外研究者采用激光快速成形技術(shù)制備梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)方面的研究成果，并簡(jiǎn)要報(bào)道了激光快速成形制備TC11/Ti2AlNb、TA15/Ti2AlNb 雙合金材料方面的研究進(jìn)展，通過分析存在的問題和面臨的困難，指出了未來工作的主要方向。

　　連續(xù)梯度復(fù)合材料/結(jié)構(gòu)的成形

　　為減緩不同材料之間熱物理性能的差異，通常在不同材料之間設(shè)計(jì)連續(xù)/ 準(zhǔn)連續(xù)梯度成分進(jìn)行過渡，以緩和界面應(yīng)力。針對(duì)不同的目標(biāo)結(jié)構(gòu)和成形路徑方式，主要有單一成形層內(nèi)連續(xù)改變粉末成分及每沉積層之間改變粉末成分兩種方式。前者需要由計(jì)算機(jī)靈活控制的多路連續(xù)可調(diào)送粉系統(tǒng)，以實(shí)時(shí)改變粉末成分，同時(shí)需要對(duì)成形過程進(jìn)行在線監(jiān)測(cè)和反饋控制，以保證成形結(jié)構(gòu)的內(nèi)部質(zhì)量;后者可通過離線方式分別改變兩路粉末的送粉量來完成，工藝上比較容易實(shí)現(xiàn)，已開展的研究大多基于此方式。

　　研究所涉及的材料體系主要包括Cu-Ni、Invar 合金-316L SS、316L SS-Inconel 690、316L SS-Inconel 718、316L SSRene88DT、316L SS-Ni25、316LSS-Stellite 31、316L SS-Fe3Al、Ti-Rene 88DT、TC4-Rene 88DT、Ti-V、Ti-Mo、Ti-Cr、Ti-TiC、T i - T i A l、T i - T i2A l N b、T i60-Ti2AlNb 等。由于激光快速成形逐層熔化沉積材料的工藝過程特點(diǎn)，不同比例的異種材料在激光熔池的高溫作用下經(jīng)歷原位冶金過程及合金化作用，材料體系的選擇決定了梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)梯度過渡區(qū)的成分、相組成及性能。

　　對(duì)于Cu-Ni、316L SS- 鎳基和鈷基合金的材料體系，由于合金的主元素之間具有較好的相互固溶特性，較少產(chǎn)生脆性金屬間化合物，通過合理的工藝匹配，可以制備出具有良好內(nèi)部質(zhì)量的梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)。對(duì)于Ti-V、Ti-Mo 體系，隨著V、Mo 元素含量的增加，合金相組成發(fā)生顯著改變，有望在梯度結(jié)構(gòu)件及生物醫(yī)用領(lǐng)域獲得應(yīng)用[20]。

　　由Ti-Ni、Ti-Al 相圖可知，對(duì)于Ti-Ti2AlNb、TC4-Rene88DT 等連續(xù)梯度材料體系，由于激光快速成形過程中不可避免地形成較多的Ti2Ni、TiNi3、Ti3Al 等脆性金屬間化合物，將帶來性能上的不利，因此，在進(jìn)行復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及成形過程中應(yīng)加以避免。Qu等采用激光快速成形技術(shù)制備出TA15/γ-TiAl 梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)，研究了梯度材料的成分變化和力學(xué)性能，發(fā)現(xiàn)γ-TiAl 合金側(cè)為由γ-TiAl和 α2-Ti3Al 相組成的全片層組織，TA15 一側(cè)為粗大網(wǎng)籃狀組織;梯度材料經(jīng)過800℃ ×48h 的時(shí)效處理后，未發(fā)現(xiàn)裂紋，沿梯度方向的室溫拉伸強(qiáng)度為1198.8 MPa，斷后伸長率為0.4%，為脆性斷裂。

　　鑒于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤盤緣和盤心的不同使用環(huán)境及性能要求，如心部要求高的斷裂強(qiáng)度和低周疲勞強(qiáng)度，而邊緣需要高的高溫蠕變強(qiáng)度，有人提出采用兩種鎳基合金如Waspoaloy 和IN100 來分別制造心部和盤緣的設(shè)想，并在兩者之間采用梯度成分進(jìn)行過渡。激光成形多材料整體渦輪樣件，其心部材料為1Cr11Ni2W2MoV 鋼，葉片材料為GH742 合金，盤緣由GH163 合金逐漸過渡至GH742 合金，由于這兩種鎳基合金均含有大量的合金化元素，導(dǎo)致梯度過渡區(qū)成分更加復(fù)雜，其內(nèi)部質(zhì)量及性能控制方面有較高難度。對(duì)于性質(zhì)相近的材料體系，可以采用直接過渡的方式進(jìn)行雙合金材料/結(jié)構(gòu)的成形，通過合理控制界面過渡區(qū)的組織及性能，以實(shí)現(xiàn)不同材料性能的充分發(fā)揮。

　　雙合金材料/ 結(jié)構(gòu)的一體化成形

　　近年來，隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉盤全鈦化及飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體化的應(yīng)用與發(fā)展，對(duì)雙性能鈦合金提出了明確的需求。針對(duì)飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)不同部位的不同性能要求，為了進(jìn)一步降低材料成本，在掌握激光快速成形鈦合金關(guān)鍵工藝及質(zhì)量控制技術(shù)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)并通過激光快速成形制備出TA2/TA15[28-29]、TC4/TC11[30-31] 等雙合金材料，通過對(duì)界面過渡區(qū)化學(xué)成分變化、組織演化、力學(xué)行為等開展深入研究，為新型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)積累了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

　　針對(duì)未來雙合金高性能渦輪盤的發(fā)展需要，研究了GH163、GH742、Rene95 等鎳基高溫合金的激光快速成形工藝、組織及性能，在此基礎(chǔ)上采用直接過渡方式激光快速成形制備出GH163/Rene95 雙合金薄壁，不同材料內(nèi)部及界面區(qū)的組織分析表明，激光快速成形鎳基合金沿沉積高度方向?yàn)槌释庋由L的定向凝固組織;在雙合金界面處，枝晶亦呈外延生長，沒有明顯的界面;在雙合金界面處存在寬約200 μm 的成分過渡區(qū)，過渡區(qū)硬度呈連續(xù)變化;GH163/Rene95 鎳基雙合金的界面結(jié)合強(qiáng)度高于GH163 的強(qiáng)度，界面拉伸斷裂試樣如圖2(b)所示，表明采用直接過渡方式可制備出具有良好界面結(jié)合的雙合金材料，避免了成分連續(xù)過渡區(qū)微裂紋缺陷的發(fā)生。

　　為突破高溫鈦合金的使用溫度限制，采用直接過渡方式制備出TC11/γ-TiAl[33]、TC11/Ti2AlNb 雙合金材料。圖3 為激光快速成形TC11/Ti2AlNb 雙合金薄壁樣件及界面過渡區(qū)組織，雙合金界面過渡區(qū)的成分分析結(jié)果表明，由于Ti2AlNb 合圖1 激光快速成形多材料整體渦輪樣件 金對(duì) TC11 鈦合金的稀釋作用產(chǎn)生了成分介于兩者之間的兩層過渡層(TZ1 和TZ2)，經(jīng)550℃保溫2 h 后空冷的去應(yīng)力退火處理，TC11/Ti2AlNb 雙合金在室溫及650℃高溫下界面拉伸強(qiáng)度及延伸率分別為1060MPa、610MPa 和2.2%、23%，其中室溫拉伸斷裂于Ti2AlNb合金側(cè)，650℃高溫拉伸斷裂于TC11合金側(cè)，達(dá)到中低溫充分發(fā)揮TC11合金性能，高溫發(fā)揮Ti2AlNb 合金性能的目的，有望用于發(fā)展具有復(fù)合性能的壓氣機(jī)整體葉盤。

　　針對(duì)某新型結(jié)構(gòu)不同部位使用溫度不同的實(shí)際需要，采用激光快速成形技術(shù)成功制備出直接過渡TA15/Ti2AlNb 雙合金結(jié)構(gòu)樣件，其中直段部分為TA15 鈦合金，擴(kuò)張段為Ti2AlNb 合金。由TA15/Ti2AlNb 雙合金界面的成分變化情況可知，在雙合金界面存在寬度約300μm 的成分漸變過渡區(qū)，同樣是由于Ti2AlNb 合金對(duì)TA15 合金的稀釋而形成。沿垂直于界面方向的室溫抗拉強(qiáng)度為1025MPa，延伸率為7.3%，斷裂發(fā)生于界面附近靠近TA15 合金一側(cè)，達(dá)到了國家標(biāo)準(zhǔn)對(duì)TA15 合金的力學(xué)性能要求。研究表明，激光快速成形Ti2AlNb 合金的室溫及750℃高溫抗拉強(qiáng)度分別達(dá)1012MPa 和702MPa，其室溫抗拉強(qiáng)度與TA15 合金相當(dāng)，在拉伸過程中，Ti2AlNb 合金側(cè)拉伸段幾乎不發(fā)生塑性變形，導(dǎo)致整體延伸率較低。

　　為優(yōu)化TA15/Ti2AlNb 雙合金界面區(qū)組織及性能，設(shè)計(jì)并成形了兩種帶中間過渡合金區(qū)的復(fù)合薄壁樣，分別對(duì)不同合金界面的成分及組織進(jìn)行了分析，沿垂直于界面方向進(jìn)行室溫拉伸測(cè)試。結(jié)果表明，采用該兩種梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的抗拉強(qiáng)度分別為1090MPa、1050MPa，延伸率相應(yīng)為6.0%、9.0%，斷裂位于梯度過渡區(qū)或界面附近TA15 合金側(cè)。上述結(jié)果充分顯示了激光快速成形技術(shù)在鈦基雙性能高溫結(jié)構(gòu)上的發(fā)展前景。

　　需要解決的主要問題

　　激光快速成形技術(shù)作為一種具有高度柔性的增材制造技術(shù)，在新型梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的直接成形方面顯示出獨(dú)特的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，在航空航天等領(lǐng)域顯示出良好的發(fā)展應(yīng)用前景，但其發(fā)展及應(yīng)用面臨著諸多問題。首先，進(jìn)行梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)要充分考慮不同材料之間的相容性，避免梯度成分過渡區(qū)及直接過渡界面區(qū)內(nèi)有害相的形成，針對(duì)相容性差的材料體系，可以在兩者之間引入與該兩種材料均相容的第三種材料進(jìn)行過渡;

　　其次，激光快速成形過程中零件內(nèi)部存在較高的溫度梯度和復(fù)雜的熱應(yīng)力，在成形梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)時(shí)會(huì)疊加由于材料的熱物理性能差異帶來的結(jié)構(gòu)應(yīng)力，從而對(duì)成形過程中應(yīng)力及開裂的控制提出了更高要求;另外，激光快速成形的大多數(shù)鎳基合金、鈦合金等材料均需要經(jīng)過后續(xù)的熱處理，以實(shí)現(xiàn)組織及性能的優(yōu)化，針對(duì)梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)，需要深入研究新的熱處理制度，以協(xié)調(diào)優(yōu)化不同材料的組織性能;同時(shí)，由于梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)或雙合金結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)性能數(shù)據(jù)缺乏，相關(guān)性能的評(píng)價(jià)方法有待研究。