成形气氛中氧含量对TC4钛合金激光快速成形工艺的影响

在惰性保护气氛中对TC4钛合金的激光快速成形进行了实验研究。研究结果表明,成形气氛中的氧含量,对成形工艺包括激光沉积工艺、成形表面质量、粉末利用率、熔覆层是否开裂等具有显著影响。氧含量严格控制在0.02%以下时,获得表面平整光洁、无裂纹等缺陷的TC4薄壁试样,粉末利用率达53%。     

TC4钛合金的激光快速成形特性及熔凝组织

在惰性保护气氛中对TC4钛合金的激光快速成形特性进行了试验研究。结果表明,虽然影响TC4钛合金激光快速成形的工艺参数较多,但其作用是通过对激光沉积特性的影响来体现的。显著影响成形过程沉积特性工艺参数主要包括单层熔覆厚度、单道熔覆宽度、Z轴的单层行程ΔZ和多道间搭接率,必须对其进行严格控制。成形件的熔凝组织由细小的针状马氏体α′和原始β晶界组成,各层之间为致密的冶金结合。和锻造TC4钛合金相比,激光快速成形过程的快热快冷使α—Ti固溶体的固溶度增大。     

热处理对激光成形TC4合金组织及性能的影响

通过对TC4钛合金激光快速成形件沉积态、去应力退火和固溶时效3种状态下的组织进行对比研究，探索改善TC4钛合金激光快速成形组织，提高材料综合力学性能的途径。结果表明，成形件的组织由贯穿多个熔覆层呈外延生长的粗大柱状晶组成，柱状晶主轴垂直于激光束扫描方向或略向光束扫描方向倾斜。原始的柱状伊Ti晶粒的微观组织是由极少量针状α，大量的魏氏α板条和一定体积分数的板条间声相组成。沉积态试样经退火处理后α板条有粗化趋势，性能改善不明显，塑性有所提高；经固溶时效热处理后可得到等轴α，网篮α和转变β相的三重混合组织，晶界α相被不同程度地破碎，甚至消失，塑性有明显提高，且强度降低不大，具有良好的综合力学性能。     

TC4合金空心构件等温成形过程的数值模拟

利用刚粘塑性有限元法,对TC4合金空心构件等温成形过程进行了数值模拟.获得了不同变形条件对变形区等效应变、等效应力和温升的影响.结果表明:变形温度和上模速度对构件的等效应力、温升和载荷的影响显著;摩擦因子对构件的等效应力、温升和载荷的影响较小.     

TC4钛合金空心风扇叶片面板成形缺陷的蠕变修复

航空发动机用钛合金宽弦空心风扇叶片具有独特的结构特点,其外部为等厚面板,内部减重空腔与加强筋交替排列。成形中当叶片承受弯扭变形作用时,其局部面板会发生失稳产生凹陷,导致叶型超差。为了解决这一问题,提出了一种基于蠕变成形的钛合金空心风扇叶片面板修复方法,该方法采用气压加载,在较高的温度下,使凹陷部位发生蠕变变形,恢复到理论外形。针对某型TC4钛合金宽弦空心风扇叶片试验件进行面板气胀蠕变修复工艺的研究,对经历2次热循环的基体材料进行了高温蠕变拉伸试验,建立了材料蠕变模型,利用有限元软件ABAQUS对面板蠕变过程进行了数值模拟,考察了保压压力以及蠕变时间对于修复效果的影响,并选取了最佳的工艺参数进行实验。结果表明,运用气压加载蠕变修复工艺,采用最大保压压力为4 MPa的分段加压曲线,在750℃下经过1 h的气压加载,能够有效修复钛合金空心风扇叶片面板在弯扭预成形中产生的凹陷,可以作为辅助该类零件制造的一种有效方法。     

工艺参数对激光快速成形TC4钛合金组织及成形质量的影响

通过改变激光快速成形过程中激光功率、扫描速度、搭接率、Z轴增量AZ等工艺参数，研究了各工艺参数对Ti-6Al-4V合金组织及成形质量的影响规律。结果表明：随着激光功率尸的提高，柱状晶的长度逐渐变短并转变为类似等轴晶的不规则晶粒；在相同的激光功率下，柱状晶的尺度随着激光扫描速度矿的增加变得细且长；当P／V值大于933W·s／mm时，晶粒呈现等轴晶形态。存在一个临界搭接率，当搭接率为30％时，成形件内部组织基本质量良好，只是在靠近基材区域有少量的熔合不良；如搭接率小于30％，两相邻熔覆道之间的搭接区将出现形状不规则的熔合不良现象。另外，△Z过小会造成重熔深度变大，层与层的结合处组织粗大；△Z过大时会造成层间熔合不良。     

激光快速成形金属薄壁零件的三维瞬态温度场数值模拟

利用ANSYS有限元软件中的‘生死单元’技术，建立了与激光快速成形过程一致的三维瞬态薄壁零件温度场计算模型。通过该计算模型，可以掌握成形过程中薄壁零件温度场随时间的变化规律。计算结果表明，金属薄壁零件中，与x方向温度梯度相比，y方向温度梯度占绝对优势，因此在薄壁零件冷却过程中，热量散失主要方向为y方向。激光功率越高，y方向温度梯度也越大，因此形成的枝晶组织就越细长。     

基于分形扫描的TC4合金激光立体成形研究

对分形扫描方式在TC4合金激光立体成形中的应用展开实验研究,探讨了分形扫描路径的成形特点,研究了激光立体成形工艺参数(激光功率、搭接率等)对TC4合金成形质量的影响,提出了分形扫描方式下消除熔合不良和孔洞的方法.研究发现,分形扫描方式下,TC4合金成形的主要缺陷为熔合不良和孔洞,其主要原因是分形路径拐弯处的沉积高度大于直线扫描时的沉积高度,从而使成形表面出现凹点;且随着激光功率的增加、搭接率的提高,TC4合金成形件的熔合不良和孔洞缺陷有所缓解,但是仍较明显.根据上述研究结论和分形扫描方式的成形特点,提出了"半光斑抖动"策略,即每层扫描起始点沿x、y方向偏移半个激光光斑,从而使上下两个沉积层形成的凹凸点相互叠加,有效地防止了成形表面质量的恶化.     

激光快速成形TC21钛合金沉积态组织研究

分别采用光学显微镜、扫描电子显微镜、X射线衍射和显微硬度等测试手段，研究了激光快速成形高强高韧损伤容限型TC21钛合金的沉积态组织。结果表明：TC21沉积态有着粗大的沿沉积高度方向外延生长的原始声柱状晶，仅最后一层熔覆层顶部为较细小的声等轴晶。宏观上存在明暗两个组织区域，明区为针状马氏体区，位于最后十几层熔覆层，暗区为网篮组织区。结合成形过程传热和组织转变理论分析认为，网篮组织是由明区的初始快冷凝固的马氏体在成形过程中，经受再热循环的固溶时效作用转变而来。随着激光功率的增大，原始声柱状晶将粗化，暗区网篮组织中片状口亦将长大；明区硬度基本不变，暗区硬度略有下降。     

基于Matlab的钛合金TC4搅拌摩擦焊温度场数值模型

利用Matlab软件强大的数值计算功能,根据有限元及有限差分的思想,将瞬态温度场转化为很小时间步内的准稳态分析,对钛合金TC4搅拌摩擦焊的温度场进行模拟,模拟结果基本符合实际情况.     

钛合金空心风扇叶片成形三维有限元分析

随着高旁路涡扇发动机在军用、民用飞机上的应用,采用超塑成形/扩散连接(SPF/DB)技术制造大尺寸钛合金宽弦风扇叶片已经成为涡扇发动机的一项关键制造技术.钛合金空心风扇叶片的成形过程包括3个阶段:扭转成形、热成形、超塑成形.在本研究中,为了分析空心风扇叶片的成形过程,建立了一个三维有限元模型,钛合金的变形行为符合Backofen方程.通过三维有限元模型,分析扭转速率、热成形模具下落速度、超塑成形目标应变速率、板材与模具之间的摩擦系数、芯板和面板的厚度比等参数对成形力的影响规律.研究表明,随着扭转速度、热成形模具的下落速度、目标应变速率、板材厚度比的提高,成形力将提高,而摩擦系数对成形力的影响很小.     

TC4钛合金钻削力和钻削温度仿真研究

为了提高TC4钛合金的可钻削性,采用有限元分析软件AdvantEdge建立TC4钛合金铣削加工有限元模型,分析工件和刀具上的温度分布规律,获得了钻削加工过程中钻削参数对钻削力和钻削温度的影响规律。结果表明：钻削TC4钛合金时最高温度出现在切屑上;钻削力随着主轴转速和进给量的增加而增大,随着钻头直径的增大而减小;钻削温度随着主轴转速、进给量和钻头直径的增加而增大。     

激光成形修复TC4合金锻件的低周疲劳性能

采用激光成形修复技术制备了TC4合金锻件的面修复试样,对修复试样的显微组织、拉伸性能、低周疲劳性能进行了研究。激光修复区组织由粗大原始β柱状晶粒及晶内细长的α针及编织细密的α+β板条组织组成,热影响区组织呈现从锻件基体组织向修复区组织的连续变化,修复区与锻件基体为致密的冶金结合。对两组面修复试样分别进行去应力退火和去应力退火+喷丸处理后,测试获得了激光成形修复TC4合金锻件的低周疲劳曲线,由于面修复试样的拉伸性能与锻件相比强度高而塑性低,因此两组修复试样的疲劳寿命在低应变区高于TC4模锻件,此区强度对疲劳寿命起主要作用;而在高应变区低于模锻件,此区塑性对疲劳寿命起主要作用。修复试样经喷丸处理后,无论在高应变区还是在低应变区,其疲劳寿命都有所提高,并且在高应变区接近TC4模锻件水平,而在低应变区则高出模锻件一个数量级。     

基于MSC.Marc的钛合金激光快速成形过程模拟

钛合金激光快速成形是结合CAD/CAM、高功率激光熔覆和快速原型制造的先进技术.利用准确的热传递数学模型,建立起符合实验的物理模型,计算出正确的快速成形温度场、热应力场和残余热应力场.本文面热源模型采用高斯热源,考虑了材料热物理性能参数与温度的非线性关系,研究了用激光快速成形技术制造TC4零件过程中温度场的分布,并利用有限元软件MSC.Marc求解了相应热应力场和冷却后的残余热应力场和位移变化分布,分析了指定点的温度和应力随时间变化曲线,对成形过程进行了详细分析,为TC4零件的激光快速成形提供指导.     

钛合金激光快速成形过程中缺陷形成机理研究

采用微观测试分析方法，研究了钛合金激光快速成形过程中缺陷的形成机理。结果发现，成形件内部存在两种类型的缺陷，即气孔和熔合不良。气孔形貌星球形，在成形件内部的分布具有随机性，气孔是否形成取决于粉末材料的特性，主要是指粉末的松装密度，氧含量对气孔的形成没有影响。熔合不良缺陷形貌一般呈不规则状，主要分布在各熔覆层的层间和道间，熔合不良缺陷是否产生取决于成形特征参量是否匹配，其中最显著的影响因素是能量密度、多道间搭接率以及Z轴单层行程△Z。     

飞机用钛合金零件的激光快速修复

针对TC4钛合金锻件误加工造成的铣槽和面尺寸超差进行了激光快速修复研究。修复区与锻件基体之间形成致密冶金结合，修复区组织为柱状原始声晶界内编织细密的α＋β网篮组织，晶内α板条的宽度〈1μm。修复过程中发现粉末状况、激光加工参数影响到修复区中气孔、层间或道间熔合不良等缺陷的形成，通过采用粉末真空干燥处理、优化工艺参数等方法获得了修复区内无气孔、熔合不良等缺陷的修复试样。修复试样的室温静载拉伸性能测试结果表明，其抗拉强度达到1000MPa，屈服强度达到925MPa，延伸率为8．0％，接近锻件本体性能。     

激光冲击强化对TC4 钛合金缺口叶片疲劳强度的影响

目的 提高航空发动机叶片抗外物损伤的性能。方法 采用薄壁件激光冲击强化工艺,对某型发动机TC4钛合金叶片包含一阶弯曲振动节线区域的表面进行处理,随后在叶片前缘一阶弯曲振动节线位置设计不同应力集中系数的缺口。参考有限元仿真软件分析结果和相关标准要求,预制应力集中系数Kt为3.2的缺口。通过力值校核和有限元仿真之间的多次迭代,明确应力测试位置与缺口危险点应力之间的关系。通过振动疲劳试验对激光冲击强化效果进行评价。通过扫描电子显微镜观察疲劳断口的形貌,采用残余应力仪对梯度残余应力进行测试,并提取相应位置的半峰全宽值,对激光冲击强化提升缺口叶片疲劳强度的原因进行分析。结果 经激光冲击强化处理后的钛合金缺口叶片在107次循环下的疲劳强度提升了63.2%;残余压应力层深度可达1.5 mm,且表层位错密度提升了67.5%;经激光冲击强化处理后钛合金缺口叶片裂纹萌生于近表面。结论 激光冲击强化引入的表层梯度残余压应力和位错增殖是缺口叶片疲劳强度提升的主要原因。