北京有色金屬研究總院 張永忠 劉彥濤 曹 曄

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。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[1]。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[2-4]，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[5-7]及高價值零件的高質(zhì)量修復(fù)[8-9]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、材料選擇以及工藝匹配，可以發(fā)展出集材料設(shè)計、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[10-12]。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，并簡要報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)計連續(xù)/準連續(xù)梯度成分進行過渡，以緩和界面應(yīng)力。針對不同的目標結(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。前者需要由計算機靈活控制的多路連續(xù)可調(diào)送粉系統(tǒng)，以實時改變粉末成分，同時需要對成形過程進行在線監(jiān)測和反饋控制，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[11]、Invar合金 -316L SS[12]、316L SS-Inconel 690、316L SS-Inconel 718[13]、316L SSRene 88DT[14-15]、316L SS-Ni25、316L SS-Stellite 31[16]、316L SS-Fe3Al[17]、Ti-Rene 88DT[18]、TC4-Rene 88DT[19]、Ti-V、Ti-Mo[20]、Ti-Cr[21]、Ti-TiC[22]、Ti-TiAl[23]、Ti-Ti2AlNb[24]、Ti60-Ti2AlNb[25]等。由于激光快速成形逐層熔化沉積材料的工藝過程特點，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)[11-17]。對于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，對于Ti-Ti2AlNb、TC4-Rene 88DT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，在進行復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計及成形過程中應(yīng)加以避免[18,19,24，26]。Qu等[23]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的時效處理后，未發(fā)現(xiàn)裂紋，沿梯度方向的室溫拉伸強度為1198.8 MPa，斷后伸長率為0.4%，為脆性斷裂。

鑒于飛機發(fā)動機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度和低周疲勞強度，而邊緣需要高的高溫蠕變強度，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行過渡[27]。圖1為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。對于性質(zhì)相近的材料體系，可以采用直接過渡的方式進行雙合金材料/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，以實現(xiàn)不同材料性能的充分發(fā)揮。

圖1 激光快速成形多材料整體渦輪樣件

雙合金材料/結(jié)構(gòu)的一體化成形

近年來，隨著航空發(fā)動機壓氣機葉盤全鈦化及飛機結(jié)構(gòu)整體化的應(yīng)用與發(fā)展，對雙性能鈦合金提出了明確的需求。針對飛機整體結(jié)構(gòu)不同部位的不同性能要求，為了進一步降低材料成本，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，通過對界面過渡區(qū)化學成分變化、組織演化、力學行為等開展深入研究，為新型結(jié)構(gòu)設(shè)計積累了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

針對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(見圖2(a)和(b))，不同材料內(nèi)部及界面區(qū)的組織分析表明(圖2(c)～(e))，激光快速成形鎳基合金沿沉積高度方向為呈外延生長的定向凝固組織；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 μ m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)合強度高于GH163的強度，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[32]。

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合金對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，如圖3(b)所示)，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)合性能的壓氣機整體葉盤。

圖2 激光快速成形GH163/Rene95鎳基雙合金薄壁樣件及不同部位的顯微組織

圖3 激光快速成形TC11/Ti2AlNb雙合金薄壁樣件及其界面過渡區(qū)組織

圖4 激光快速成形TA15/Ti2AlNb雙合金樣件

針對某新型結(jié)構(gòu)不同部位使用溫度不同的實際需要，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，如圖4所示，其中直段部分為TA15鈦合金，擴張段為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TA15合金的稀釋而形成。沿垂直于界面方向的室溫抗拉強度為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)，達到了國家標準對TA15合金的力學性能要求。研究表明，激光快速成形Ti2AlNb合金的室溫及750℃高溫抗拉強度分別達1012MPa 和 702MPa[34]，其室溫抗拉強度與TA15合金相當，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)計并成形了兩種帶中間過渡合金區(qū)的復(fù)合薄壁樣，如圖5所示，分別對不同合金界面的成分及組織進行了分析，沿垂直于界面方向進行室溫拉伸測試。結(jié)果表明，采用該兩種梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)的抗拉強度分別為 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

圖5 激光快速成形TA15/Ti2AlNb梯度成分薄壁樣件(A:TA15，B: Ti2AlNb)

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特的技術(shù)優(yōu)勢，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，進行梯度復(fù)合結(jié)構(gòu)設(shè)計時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)時會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，以實現(xiàn)組織及性能的優(yōu)化，針對梯度復(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，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)性能的評價方法有待研究。

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