激光选区熔化技术（selective laser melting，SLM）是一种典型的增材制造技术，可实现中小型复杂构件直接精密成形。TC4合金具有优良的综合性能，是航空发动机零部件的主要材料之一。研究表明，增材制造TC4合金疲劳性能低于传统制造合金，并且其疲劳性能受微观组织、取样方向、缺陷等多种因素的影响。对于航空发动机构件而言，高周疲劳应力-寿命(S-N)曲线是进行“安全-寿命”设计的基础，因此研究增材制造TC4合金疲劳行为，探明缺陷、取向等对合金疲劳性能的影响规律，掌握合金在服役温度下的疲劳性能是构件寿命评估的重要依据。
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2014-2024
▲论文链接：
https://jme.biam.ac.cn/CN/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000614
工作亮点
中国航发北京航空材料研究院等单位的学者开展了SLM 增材制造TC4合金室温和400 ℃条件下高周疲劳行为研究，对比了不同取样方向（垂直、水平）合金疲劳性能差异，通过疲劳断口观察与缺陷尺寸统计分析，探明了导致合金疲劳性能分散以及各向异性的主要因素；探索了通过热等静压(hot isostatic pressure，HIP)方式提升合金疲劳性能的可行性。
主要研究成果
SLM 增材制造TC4合金高周疲劳实验结果如图1所示。退火热处理后，室温条件下合金存在疲劳性能各向异性（图1（a）），垂直方向的疲劳寿命要高于水平方向，合金的疲劳寿命具有分散性大的特点。400 ℃条件下（图1（a）），实验结论与室温条件下一致，合金的疲劳S-N曲线在趋势上基本符合温度越高，疲劳强度越低的一般规律。
图1 不同条件下SLM TC4合金高周疲劳S-N曲线 （a）退火热处理条件下室温与400 ℃疲劳数据对比； （b）400 ℃下退火热处理与热等静压疲劳数据对比。
热等静压后（图1（b）），垂直试样疲劳极限较退火热处理试样提高了9 MPa，水平试样疲劳极限较退火热处理试样提高了19 MPa，合金疲劳性能各向异性的趋势减弱。
对退火试样断口进行观察，发现3种疲劳裂纹源特征：（1）表面与亚表面的制造缺陷；（2）表面滑移；（3）内部的制造缺陷，其中，第1种疲劳起始特征最为常见，占断裂试样的近85%，以此为典型断口进行分析。
图2（a）和（b）所示为同一实验条件，1#和2#试样断口的源区形貌， 1#试样疲劳源为表面气孔缺陷，形状近似球形， 2#试样从内部气孔缺陷处起裂，形状为近球形。2#试样疲劳寿命约为1#试样的1.6倍，二者疲劳源缺陷形貌相似，大小基本相同，疲劳寿命差异主要是由缺陷的位置差异导致，受应力梯度分布影响，表面与近表面的缺陷处具有更大的应力集中，使得合金裂纹萌生寿命缩短，疲劳寿命降低。
图2 退火热处理垂直试样疲劳断口源区形貌(室温，R=0.1) （ a）1 # ： σ max =560 MPa， N f =5.2 ×10 6 周次； （b）2 # ： σ max =560 MPa， N f =8.36×10 6 周次； （c）3 # ： σ max =580 MPa， N f =1.11×10 6 周次； （d）4 # ： σ max =580 MPa， N f =4.5×10 6 周次 。
图2（c）和（d）所示为同一实验条件，3#和4#试样断口的源区形貌，试样均从表面缺陷处起裂，3#试样源区缺陷形状近似椭球形，4#试样源区缺陷形状为半球形。4#试样疲劳寿命约是3#试样的4倍，3#试样疲劳源缺陷更大，形状更加不规则，导致更高的应力集中，使得3#试样疲劳寿命降低。
根据Murakami等效面积法对缺陷进行等效处理，分别得到垂直和水平方向试样的等效初始裂纹分布直方图，如图3所示，水平试样等效初始裂纹尺寸主体在30~70 µm区间，中位数为41 μm，垂直试样的等效初始裂纹尺寸主体在20~50 µm区间，中位数为28 μm。结果显示，水平方向试样缺陷尺寸更大，较大尺寸的缺陷占比更多，导致水平方向试样的疲劳寿命更低。
图3 退火热处理试样的等效初始裂纹尺寸对数正态分布直方图和概率密度曲线（a）水平方向；（b）垂直方向。
高分辨率X射线三维扫描结果显示，退火热处理后合金孔隙率为0.004%，缺陷位置分布随机（图4（a）），主要为椭球形（图4（c））与近球形气孔（图4（d））。热等静压后扫描结果如图4（b）所示，并未观察到有缺陷存在。
图4 SLM TC4合金缺陷空间分布与缺陷特征 （ a）退火热处理； （b）热等静压； （c）椭球形缺陷； （d）近球形缺陷。
热等静压后，垂直与水平试样断口形貌相似，裂纹均起源于表面滑移处（图5（a），（b）），可见多处解理平面，平面形貌与α板条形貌类似，原因可能是随着塑性滑移的发生，α片层结构连接处相对较弱，裂纹从弱连接处萌生起裂，显示出片层状小平面。滑移处开裂表明试样受缺陷影响较小，相对退火热处理而言，其疲劳性能各向异性趋势减弱。
退火试样疲劳裂纹萌生于表面或亚表面气孔，缺陷处有较大的应力集中，致使裂纹萌生寿命显著降低。热等静压试样从亚表面的晶体小平面起裂，裂纹萌生寿命较长。因此，热等静压后合金的疲劳性能高于退火热处理。
图5 SLM TC4合金热等静压试样断口裂纹萌生区形貌 （ a）垂直方向； （b）水平方向。
论文引用信息：
武亮亮, 许瑞达, 焦泽辉, 于慧臣. 激光选区熔化TC4合金的高周疲劳行为[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
研究团队简介
研究团队依托于中国航发北京航空材料研究院发动机材料力学行为研究中心，具有完善的金属材料力学行为实验设备与各类精密分析检测仪器的使用权限。该研究受“国家重点研发计划(2017YFB0702004)”、“中国航发科技创新平台基金项目（CXPT-2018-42）”、“财政部稳定支持基础研究计划基金项目（KZ0C190727）”支持。
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