孫文博 馬玉娥

摘要：選區(qū)激光熔化增材制造（AM-SLM）技術(shù)廣泛應(yīng)用于鈦合金結(jié)構(gòu)部件制造。SLM鈦合金材料疲勞性能具有明顯各向異性。研究SLM鈦合金在不同方向載荷下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為對(duì)于航空結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)具有重要意義?；诖?，本文設(shè)計(jì)了與打印方向呈0°、45°、75°和90°的4種不同取樣角度及未處理和熱處理的鈦合金緊湊拉伸試驗(yàn)件（CT），完成了應(yīng)力比R=0.1下的疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)，得到了da/dN—？K關(guān)系曲線，分析研究了取樣角度及后處理對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展的影響。結(jié)果表明，75°和90°試件的裂紋擴(kuò)展速率較快，45°試件最慢。45°和75°試件在疲勞試驗(yàn)中會(huì)出現(xiàn)裂紋偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且45°試件疲勞斷面沿厚度方向存在較小坡度。經(jīng)過熱處理后，75°試件疲勞裂紋擴(kuò)展速率顯著降低。

關(guān)鍵詞：選區(qū)激光熔化增材制造；鈦合金；各向異性；疲勞裂紋擴(kuò)展；后處理

中圖分類號(hào)：TB31/V250.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.009

與傳統(tǒng)制造工藝相比，選區(qū)激光熔化增材制造技術(shù)（SLM）具有提高材料利用率、縮短零部件的加工周期、減重設(shè)計(jì)以及復(fù)雜成形等優(yōu)點(diǎn)，可廣泛用于航空典型結(jié)構(gòu)部件加工制造[1-3]。SLM加工過程中材料逐層堆積成形，熔化-凝固過程和層與層之間的熔合不良、氣孔等缺陷使得增材制造鈦合金的力學(xué)性能呈現(xiàn)各向異性行為[4-5]。飛行器在服役過程中承受載荷并非垂直或平行于增材制造材料的打印方向。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，忽略這種由載荷方向與打印方向夾角產(chǎn)生的疲勞各向異性問題會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的設(shè)計(jì)缺陷，造成無法估量的損失。為充分利用增材制造疲勞性能各向異性，提高材料的利用效率，達(dá)到結(jié)構(gòu)減重目的，加快SLM技術(shù)在航空器大型主/次承力結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用。亟須研究載荷方向與SLM材料打印方向之間夾角的不同對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展性能的影響。

根據(jù)目前SLM材料的疲勞特征研究，影響SLM打印結(jié)構(gòu)的疲勞性能主要因素有：不同打印參數(shù)導(dǎo)致的材料微觀組織、內(nèi)部缺陷[6-9]和后處理方式[10-13]。Sterling等[7]研究了孔隙率對(duì)AM鈦合金疲勞性能的影響，著重分析了缺陷的形狀、尺寸、位置和數(shù)量對(duì)疲勞壽命的影響。有學(xué)者研究了增材制造類型對(duì)AM合金疲勞性能的影響[8-9]，認(rèn)為不同增材制造鈦合金微觀組織及疲勞特性相似?；诙喑叨葥p傷機(jī)理，Wan等[14]建立了慮及取樣角度和孔隙率影響的細(xì)觀模型，并預(yù)測(cè)了AM TC4結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。Eric等[15]考慮了缺陷和表面粗糙度的影響并基于高周疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，建立數(shù)值模型，分析了AM TC4的疲勞性能。在SLM材料微觀組織上可明顯看到沿成形方向的層狀組織結(jié)構(gòu)。這種層狀結(jié)構(gòu)勢(shì)必對(duì)疲勞特性有所影響。Xie等[16]針對(duì)增材制造TC4鈦合金疲勞性能進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)材料從裂紋萌生區(qū)到穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)時(shí)轉(zhuǎn)折點(diǎn)的應(yīng)力強(qiáng)度因子值與試件的取樣角度有關(guān)，垂直打印方向相比于水平方向提高了5%。Wu等[17]采用X射線掃描技術(shù)分析研究了增材制造合金內(nèi)部缺陷分布與疲勞各向異性之間的關(guān)系。Wu等[18]和Wang等[19]分析并預(yù)測(cè)了增材制造合金疲勞裂紋分叉現(xiàn)象及裂紋路徑預(yù)測(cè)問題。Jiao等[20]考慮了不同打印角度對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響，分析了不同試驗(yàn)溫度下應(yīng)力比對(duì)疲勞性能的影響。

為研究SLM TC4鈦合金的疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律以及取樣角度對(duì)其影響機(jī)制，本文設(shè)計(jì)并采用SLM技術(shù)制備了與打印方向呈0°、45°、75°和90°的4種不同取樣角度的緊湊拉伸試驗(yàn)件（CT試樣），研究并分析了取樣角度和后處理對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律和特征的影響。

1疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)

1.1試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

根據(jù)ASTM E647疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)了與打印方向呈0°、45°、75°和90°的4種不同類型CT試件，如圖1所示。紅色箭頭代表試件打印方向，加載方向與打印方向夾角的不同分別對(duì)應(yīng)4類試件。試件厚度B=10mm，寬度W=50mm，初始裂紋長(zhǎng)度a0=10mm。試驗(yàn)件選用BLTTC4金屬粉末，由西安鉑力特公司采用BLT-S300設(shè)備打印而成。金屬粉末的化學(xué)成分見表1。打印參數(shù)選擇激光束能量350W，直徑0.08mm，掃描速度1000mm/s。采用相互交叉掃描策略，堆積層厚度0.06mm。試樣獨(dú)立成形后在800±5℃高溫下進(jìn)行4h應(yīng)力釋放，然后在氬氣環(huán)境中冷卻到室溫，完成相應(yīng)熱處理后進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)。

1.2疲勞裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)

試驗(yàn)采用MTS810液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)，正弦應(yīng)力加載，應(yīng)力比R=0.1，Pmax=5.19kN，加載頻率20Hz。采用數(shù)碼顯微鏡QM413T對(duì)疲勞裂紋進(jìn)行實(shí)時(shí)觀測(cè)，試驗(yàn)過程中對(duì)試件前后兩側(cè)裂紋長(zhǎng)度進(jìn)行記錄并取其平均值作為最終裂紋長(zhǎng)度。

2結(jié)果與討論

2.1疲勞裂紋擴(kuò)展速率

0°、45°、75°和90°試件的a—N曲線如圖2所示，并與不經(jīng)過后處理的75°試件進(jìn)行對(duì)比?？梢院苊黠@觀測(cè)到，0°和75°試件的a—N變化規(guī)律基本重合，45°試件壽命更長(zhǎng)。在相同循環(huán)數(shù)下，0°和75°試件會(huì)出現(xiàn)較長(zhǎng)的可見疲勞裂紋，45°試件的穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)較長(zhǎng)且相對(duì)平緩。在裂紋總長(zhǎng)度an為15mm時(shí)，45°試件循環(huán)數(shù)是0°試件的1.66倍。在不進(jìn)行熱處理的情況下，75°試件的疲勞性能較差，且可觀測(cè)到裂紋在17mm和22.5mm時(shí)的加速擴(kuò)展現(xiàn)象，從而大大降低了疲勞壽命。熱處理過后75°試件的疲勞壽命提高到了原來的3.4倍。在相同打印條件下，45°試件抵抗疲勞裂紋擴(kuò)展的性能更強(qiáng)，其疲勞壽命是0°試件的1.37倍左右。不同裂紋長(zhǎng)度及斷裂時(shí)的疲勞循環(huán)數(shù)對(duì)比見表2。

圖4對(duì)比了75°試件熱處理前后疲勞裂紋路徑并繪制疲勞裂紋擴(kuò)展速率與裂紋長(zhǎng)度之間的關(guān)系。在不經(jīng)過任何后處理時(shí)，SLM TC4鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率多次出現(xiàn)波動(dòng)。而出現(xiàn)波動(dòng)的位置與圖2中裂紋加速時(shí)的裂紋長(zhǎng)度相同。通過分析熱處理前試件的金相組織（見圖4左上），可觀察到明顯的堆積層。裂紋總長(zhǎng)度為15mm時(shí)，有二次裂紋出現(xiàn)，且此時(shí)裂紋發(fā)生較大偏轉(zhuǎn)。經(jīng)過熱處理后，盡管試件的裂紋路徑整體相同，但是裂紋路徑上微小的鋸齒狀裂紋有所減少。疲勞裂紋擴(kuò)展速率大幅降低，且波動(dòng)現(xiàn)象消失。

2.2疲勞斷口分析

對(duì)4種不同類型試件的疲勞斷口進(jìn)行拍攝，得到不同疲勞裂紋擴(kuò)展階段的斷口，如圖5所示。在SLM制造過程中，相鄰激光束之間存在因能量不足而產(chǎn)生的熔化不良區(qū)域。此區(qū)域中更容易產(chǎn)生較大缺陷，在層與層堆積界面處存在較弱的界面性能，當(dāng)承受軸向載荷時(shí)，此處會(huì)更容易發(fā)生破壞。因此，對(duì)于0°試件，宏觀整體斷口較為平整，且可觀測(cè)到相互交叉的小凹槽，如圖5（a）所示。這種現(xiàn)象是由于本試驗(yàn)所有試件均采用相互交叉掃描策略造成的。0°試件裂紋路徑基本水平，未觀測(cè)到明顯的裂紋偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象。加速擴(kuò)展后期相當(dāng)于在靜力載荷下的撕裂，此處斷面較粗糙，肉眼觀測(cè)下呈灰色，且有大量孔隙。對(duì)于45°和75°試件，宏觀斷口不如0°試件平整，由于堆積層與載荷方向存在一定夾角，裂紋擴(kuò)展需綜合考慮堆積層與微觀組織的影響。此時(shí)，裂紋面不再平整，且會(huì)出現(xiàn)裂紋偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象。此外，45°試件斷面沿厚度方向存在較小的坡度，如圖5（b）所示。對(duì)于90°試件，堆積層與加載方向平行，此時(shí)斷面可觀測(cè)到微小鋸齒狀的層狀結(jié)構(gòu)，此層狀結(jié)構(gòu)與材料成形時(shí)粉末堆疊相對(duì)應(yīng)，如圖5（d）所示。90°試件的斷面最為粗糙，其可觀測(cè)到的孔隙和夾雜物更多。

圖6對(duì)比了熱處理前后75°試件疲勞斷面。在未進(jìn)行后處理時(shí)，75°試件斷面雖然較為平整，但粗糙度較高。在亞表面區(qū)域，由于應(yīng)力集中會(huì)造成局部區(qū)域出現(xiàn)拉伸載荷下的韌性斷裂，造成材料的提前破壞，如圖6（a）所示。通過對(duì)斷面局部放大，可觀測(cè)到多處未完全熔合的金屬粉末缺陷及二次裂紋。多個(gè)裂紋源的出現(xiàn)導(dǎo)致了不規(guī)則的裂紋前緣，降低了SLM TC4的疲勞性能。通過熱后處理，可以有效減小亞表面缺陷，消除部分殘余應(yīng)力及應(yīng)力集中的影響，進(jìn)而提高抵抗疲勞裂紋擴(kuò)展的性能。此時(shí)，疲勞斷面更加光滑，如圖6（b）所示。

3結(jié)論

本文設(shè)計(jì)并研究了與打印方向呈0°、45°、75°和90°的4種不同角度的SLM TC4鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展行為，探究了后處理的影響，得到了da/dN—？K曲線，并對(duì)比分析了不同試件的疲勞斷面，得到結(jié)論如下。

（1）在相同打印條件下，SLM TC4鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率與試件取樣角度的有關(guān)。45°試件疲勞裂紋擴(kuò)展速率較慢，具有較好的疲勞抵抗能力。0°和90°試件疲勞裂紋擴(kuò)展速率接近，而75°試件的疲勞裂紋擴(kuò)展速率稍高于其他三種試件。

（2）0°試件的宏觀整體斷面較為平整，且可觀測(cè)到相互交叉的小凹槽；45°和75°試件會(huì)出現(xiàn)裂紋偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且45°試件斷面沿厚度方向存在較小的坡度；90°試件宏觀斷面最為粗糙，可觀測(cè)到與材料成形時(shí)粉末堆疊相對(duì)應(yīng)的層狀結(jié)構(gòu)。

（3）經(jīng)過熱處理后，75°試件疲勞裂紋擴(kuò)展性能得到較大改善，疲勞裂紋擴(kuò)展速率曲線的波動(dòng)性基本消失；且疲勞斷面上可觀測(cè)未熔合缺陷及二次裂紋顯著減少。

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Research on Fatigue Crack Growth Behaviour of Selective Laser Melted TC4 Titanium Alloy

Sun Wenbo，Ma Yu’e

Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China

Abstract： Additive manufacturing-selective laser melting （AM-SLM） technique is widely used to manufacture titanium components. Anisotropic fatigue behavior can be observed in SLM titanium materials. It is essential to study fatigue performance of SLM titanium alloy under different loading direction to perform durability and damage tolerance design for aircraft structures. So， four types of compact tension （CT） specimens with 0°， 45°， 75°and 90°angle to build directions are designed， and two types of post-treatments are chosen. Fatigue crack growth tests at a stress ratio R= 0.1 are performed. da/dN-？K curves are obtained， and the effects of build direction and post-treatment are analyzed. The result shows that 75°sample and 90°sample have higher fatigue crack rate， while 45°sample has the lowest value. The crack paths of 45°sample and 75°sample deflect with fatigue crack propagating. There is a small slope along the depth in the fracture surface of 45°sample. After post-treatment， fatigue crack growth rate of 75°sample is decreased.

Key Words： additive manufacturing-selective laser melting； titanium alloy； anisotropy； fatigue crack growth； posttreatment