一种基于选区激光熔化损伤容限型钛合金TC4-DT成形工艺方法
文献发布时间：2023-06-19 19:28:50
技术领域
本发明涉及增材制造技术领域，具体是一种基于选区激光熔化损伤容限型钛合金TC4-DT成形工艺方法。
背景技术
钛合金由于其高比强度、低密度、优良的耐热耐腐蚀性被广泛应用于航空领域，如飞机起落架框、梁、机身蒙皮以及发动机叶片、机匣和高压转子等零部件。随着新一代战机采用耐久性和损伤容限的设计思想，承力结构钛合金材料选用已从单纯静强度逐渐转向具有综合力学性能的损伤容限型钛合金转变。美国第四代战机F22主要采用低间隙、损伤容限型的Ti-6AI-4V和Ti-6-22-22S两种合金，用量占比在40％左右。TC4-DT钛合金是我国在TC4钛合金基础上通过调整优化Al、V等主要元素，降低C、N、O等间隙元素含量，研制出的具有中强度、高断裂韧性、低裂纹扩展速率的损伤容限型钛合金。
目前TC4-DT钛合金复杂航空构件采用传统的热加工+机械加工的方式制造，由于TC4-DT钛合金导热系数低、弹性变形量大、弹性模量低，因此在机械加工过程中使得材料切削温度过高、局部温升过快，该方法存在材料利用低、加工工序多、制造周期长、加工难度大等缺点。选区激光熔化是近年来快速发展的一种增材制造技术，该技术基于“离散-堆积”的思维，自下而上的对预先铺好的金属粉末进行熔融，具有响应速率快、柔性程度高、材料利用率高等特点，被广泛应用于航空领域。
选区激光熔化加工过程中由于其工艺本身快热快冷的特点以及材料的逐层堆积成形，导致成形制件内部晶内亚结构十分细小且内部易出现融合不良、气孔等缺陷，导致其强度较高、塑性较差、疲劳性能低，尤其是断裂韧性和裂纹扩展速率差，从而无法获得综合力学性能优异的损伤容限型钛合金制件，因此无法满足航天领域对结构件苛刻的使用要求。
发明专利一：中国专利2021年9月7日公开了一种高强高韧高损伤容限钛合金及其制备方法，该方法通过控制合适含量的Al、Mo、Zr、Fe、Si等元素，实现钛合金多元强化，能够实现激光能量沉积和电弧能量沉积的钛合金抗拉强度Rm在1200MPa以上、断裂伸长率在10％以上，断裂韧度KIC在100MPa·m1/2以上，不涉及选区激光熔化成形工艺。
发明专利二：中国专利2021年8月13日公开了一种获得高韧高损伤容限双相钛合金的热处理方法，该方法通过控制热处理温度和冷却速度，实现双相钛合金韧性和损伤容限性能的提高，该方法可用于TC11、TA15、TC4、TC17、TC18等室温条件下具有两组织的双相钛合金，该方法不涉及选区激光熔化TC4-DT钛合金成形工艺方法。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种基于选区激光熔化损伤容限型钛合金TC4-DT成形工艺方法。
一种基于选区激光熔化损伤容限型钛合金TC4-DT成形工艺方法，其具体步骤如下：
S1、等离子旋转电极法制备TC4-DT钛合金粉末：采用等离子旋转电极法制备的TC4-DT钛合金粉末，粉末化学成分按质量百分比计分别为：5.5％～6.5％的Al、3.4％～4.5％的V、小于0.1％的O、小于0.05％的C、小于0.03％的N、小于0.01％的H；
S2、转换格式：建立显微组织小方块10×10×10mm模型并转化成STL格式；
S3、切片处理：用切片软件对三维模型就行切片处理；
S4、工艺参数设置：采用正交试验法确定最优工艺参数，设计试验四因素五水平；
S5、设备准备：基板预热温度100℃～200℃，氩气纯度不低于99.999％，基板材质为TC4钛合金；
S6、打印试验件：采用选区激光熔化成形工艺成形试验件；
S7、清粉取出试样：采用合适的工具清理粉末，取出试验件；
S8、线切割：采用线切割的方式将小方块和基板分离；
S9、金相组织观察：对小方块进行切割、镶嵌和腐蚀，观察不同参数下的组织特征，优选出最佳参数；
S10、构件力学性能试样模型，重复上述打印操作，取出试样；
S11、试样退火：对试样进行退火处理；
S12、固溶时效：对退火态的试样进行固溶时效；
S13、消除内部孔隙：
a、将固溶时效后的样件连同基板放入热等静压炉中，充入99.999％高纯氩气，温度在895℃-955℃，压强≥100MPa，保温保压时间为180±60min；
b、随炉冷却425℃以下，然后出炉在空气中冷却；
S14、力学测试：根据相应的标准进行拉伸强度、断裂韧性和疲劳性能测试。
所述的步骤S1的粉末流动性不高于40s/50g。
具体的，所述的步骤S1采用等离子旋转电极法制备的TC4-DT钛合金粉末代替电极感应气雾化制备的TC4-DT钛合金粉末，由于前者的高球形度、接近于零的空心粉以及分布更加均匀的粒度分布，使得制备出的制件内部低缺陷、高致密度。
所述的步骤S4的四因素包括激光功率、点间距、曝光时间、线间距。
所述的步骤S4的工艺参数具体设置为：激光功率140W～260W、点间距60μm～80μm、曝光时间40μs～80μs、线间距45μm～125μm。
所述的步骤S9的最佳参数为激光功率160W～170W、点间距75μm～80μm、曝光时间50μs～60μs、线间距60μm～80μm，细针状α’马氏体均匀分布。
所述的步骤S11的退火处理工艺参数为800℃保温2～4h，针状α’马氏体消失，呈现典型的网篮组织。
所述的步骤S12的固溶时效具体为：(930℃～950℃)×1h空冷+(540℃～580℃)×4h空冷至室温，条状α相粗化，晶粒尺寸变大。
所述的步骤S13的热等静压态的内部组织同时存在平行的α集束和网篮组织，且经过高温高压下内部孔隙消失。
所述的步骤S14的结果显示为：抗拉强度983MPa、屈服强度915MPa、延伸率21％、高温在400℃的情况下抗拉强度734MPa、高温为400℃的情况下延伸率14％、断裂韧性115MPa·m
本发明的有益效果是：采用等离子旋转电极法制备的TC4-DT钛合金粉末为原材料，正交试验法优选出最佳工艺参数获得高致密度、低缺陷沉积态制件，在利用退火-固溶时效-热等静压热处理工艺进一步调控内部组织、消除缺陷，获得中强度、高断裂韧性、高疲劳强度的损伤容限型钛合金，可解决了传统机械加工制造周期长、加工工序多、钛合金加工易难度大、材料利用低类问题，大幅度缩短了航空飞机制造/修理周期，具有重要的军事意义，同时推动了3D技术在航空领域的应用。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为本发明的等离子旋转电极粉末形貌图；
图2为本发明的空心粉图；
图3为本发明的最优参数下沉积态组织示意图；
图4为本发明的退火态组织示意图；
图5为本发明的固溶时效态组织示意图；
图6为本发明的热等静压态组织示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面对本发明进一步阐述。
如图1至图6所示，一种基于选区激光熔化损伤容限型钛合金TC4-DT成形工艺方法，其具体步骤如下：
S1、等离子旋转电极法制备TC4-DT钛合金粉末：采用等离子旋转电极法制备的TC4-DT钛合金粉末，粉末化学成分按质量百分比计分别为：5.5％～6.5％的Al、3.4％～4.5％的V、小于0.1％的O、小于0.05％的C、小于0.03％的N、小于0.01％的H；
S2、转换格式：建立显微组织小方块10×10×10mm模型并转化成STL格式；
S3、切片处理：用切片软件对三维模型就行切片处理；
S4、工艺参数设置：采用正交试验法确定最优工艺参数，设计试验四因素五水平；
S5、设备准备：基板预热温度100℃～200℃，氩气纯度不低于99.999％，基板材质为TC4钛合金；
S6、打印试验件：采用选区激光熔化成形工艺成形试验件；
S7、清粉取出试样：采用合适的工具清理粉末，取出试验件；
S8、线切割：采用线切割的方式将小方块和基板分离；
S9、金相组织观察：对小方块进行切割、镶嵌和腐蚀，观察不同参数下的组织特征，优选出最佳参数；
S10、构件力学性能试样模型，重复上述打印操作，取出试样；
S11、试样退火：对试样进行退火处理；
S12、固溶时效：对退火态的试样进行固溶时效；
S13、消除内部孔隙：
a、将固溶时效后的样件连同基板放入热等静压炉中，充入99.999％高纯氩气，温度在895℃-955℃，压强≥100MPa，保温保压时间为180±60min；
b、随炉冷却425℃以下，然后出炉在空气中冷却；
S14、力学测试：根据相应的标准进行拉伸强度、断裂韧性和疲劳性能测试。
所述的步骤S1的粉末流动性不高于40s/50g，粉末形貌如图1所示，空心粉如图2所示。
采用等离子旋转电极法制备的TC4-DT钛合金粉末为原材料，正交试验法优选出最佳工艺参数获得高致密度、低缺陷沉积态制件，在利用退火-固溶时效-热等静压热处理工艺进一步调控内部组织、消除缺陷，获得中强度、高断裂韧性、高疲劳强度的损伤容限型钛合金，可解决了传统机械加工制造周期长、加工工序多、钛合金加工易难度大、材料利用低类问题，大幅度缩短了航空飞机制造/修理周期，具有重要的军事意义，同时推动了3D技术在航空领域的应用。
所述的步骤S4的四因素包括激光功率、点间距、曝光时间、线间距。
所述的步骤S4的工艺参数具体设置为：激光功率140W～260W、点间距60μm～80μm、曝光时间40μs～80μs、线间距45μm～125μm。
具体的，所述的步骤S4采用正交试验法，优选出最优成形工艺参数，制件致密度高、孔隙率低、缺陷少且显微组成呈现网篮组织。
所述的步骤S9的最佳参数为激光功率160W～170W、点间距75μm～80μm、曝光时间50μs～60μs、线间距60μm～80μm，该参数下的金相组织如图3所示，细针状α’马氏体均匀分布。
所述的步骤S11的退火处理工艺参数为800℃保温2～4h，退火态的显微组织如图4所示，针状α’马氏体消失，呈现典型的网篮组织。
所述的步骤S12的固溶时效具体为：(930℃～950℃)×1h空冷+(540℃～580℃)×4h空冷至室温，显微组织如图5所示，条状α相粗化，晶粒尺寸变大。
所述的步骤S13的热等静压态的显微组织如图6所示，内部组织同时存在平行的α集束和网篮组织，且经过高温高压下内部孔隙消失。
具体的，所述的步骤S11的退火处理、步骤S12的固溶时效、步骤S13的热等静压通过采用退火+固溶时效+热等静压热处理工艺进一步调控制件内部组织、消除缺陷，通过退火处理后针状α’马氏体基本消失；固溶时效处理后整体组织由均匀弥散的(α+β)相构成，条状的α相粗化，晶粒宽尺寸变大；热等静压处理后内部组织同时存在平行的α集束和网篮组织，且经过高温高压下内部孔隙几乎消失。因此能显著提高断裂韧度、疲劳性能、降低裂纹扩展速率，从而获得高韧性损伤容限型TC4-DT钛合金。
所述的步骤S14的结果显示为：抗拉强度983MPa、屈服强度915MPa、延伸率21％、高温在400℃的情况下抗拉强度734MPa、高温为400℃的情况下延伸率14％、断裂韧性115MPa·m
在保证中强度的前提下显著提高断裂韧性、疲劳强度类综合力学性能，具体性能对比如表1所示：
表1性能对比数据
本发明实现了采用选区激光熔化成形技术制备中强度、高断裂韧性、高疲劳强度的损伤容限型钛合金，可推广至航空航天领域，为航空复杂承力构件的3D打印快速制造提供途径，可大幅度缩短航空复杂承力构件制造/修复周期，具有重要的军事意义。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。