研究背景

　　航空航天工業(yè)廣泛采用高強(qiáng)度、耐腐蝕和低密度材料，如鈦(Grade 5 Ti-6Al-4V,Grade 23 Ti-6Al-4V)、Udimet 720、Inconel(IN625,IN718)和Haynes(282,230)。輕質(zhì)合金因其抗疲勞、熱機(jī)械承載能力和抗蠕變能力而成為首選。

▲圖摘要

　　航空發(fā)動(dòng)機(jī)的部件承受著強(qiáng)烈的熱載荷和機(jī)械載荷，這對其結(jié)構(gòu)完整性構(gòu)成了極大威脅。圖1所示，提供了一個(gè)全面的常見缺陷概述(點(diǎn)蝕，燒蝕，砂眼，涂層脫落，刻痕，開裂，彎曲變形，毛刺和壓痕)。研究指出，這些缺陷主要通過三種不同的模式導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)部件失效。渦輪葉片和整體葉盤主要是由于疲勞而失效，這是由發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)和關(guān)閉期間的循環(huán)載荷引起的；蠕變是第二種常見的失效模式，當(dāng)部件長時(shí)間暴露在高溫和應(yīng)力源下時(shí)，就會(huì)出現(xiàn)蠕變；腐蝕是第三種常見的失效模式，當(dāng)組件暴露于腐蝕性介質(zhì)(如鹽水或高濕度)時(shí)出現(xiàn)腐蝕。

　　之前的研究表明，粗糙的表面能阻礙部件的疲勞、蠕變和腐蝕性能。表面處理工藝可以延長部件的使用壽命，并預(yù)防這些故障。

圖1所示：需要修復(fù)處理的發(fā)動(dòng)機(jī)部件失效(a)低壓渦輪葉片腐蝕點(diǎn)蝕缺陷，(b)高壓渦輪葉片燒蝕，(c)砂眼和涂層脫落，(d)葉根微動(dòng)磨損，(e)葉槽劃痕缺陷，(f)由于深劃痕造成的劃痕缺陷，(g)葉尖開裂，(h)葉片翼型開裂，(i)葉片斷裂，(j)外力沖擊導(dǎo)致葉片彎曲，(k)由于異物撞擊，葉片尖端有嚴(yán)重毛刺;(l)根部深壓痕。

　　相關(guān)研究明，表面拋光可使機(jī)械加工和噴丸處理部件的疲勞壽命提高50%。因此，表面織構(gòu)和殘余壓應(yīng)力對提高構(gòu)件的疲勞壽命起著重要作用。

　　無論是常規(guī)工藝還是非常規(guī)工藝，其制造過程中所經(jīng)歷的載荷條件都會(huì)對其疲勞壽命產(chǎn)生重大影響。選擇一種既能提高材料疲勞壽命又能滿足表面光潔度要求的方法是一項(xiàng)相當(dāng)大的挑戰(zhàn)。產(chǎn)生殘余應(yīng)力的制造工藝可能會(huì)對材料的表面紋理產(chǎn)生不利影響，而產(chǎn)生光滑紋理的技術(shù)可能不會(huì)產(chǎn)生必要的壓應(yīng)力。因此，該材料在功能應(yīng)用中使用之前必須經(jīng)過多種加工方法。在航空航天工業(yè)中，整個(gè)制造過程通常被稱為制造方法(MoM)。因此，選擇具有成本效益的制造和維修方法對于可持續(xù)實(shí)踐至關(guān)重要。

　　目前關(guān)于Ti-6Al-4V疲勞壽命的研究是分別施加軸向應(yīng)力、扭轉(zhuǎn)應(yīng)力、復(fù)合材料(鍛造+AM)、表面處理和引入表面殘余應(yīng)力之后，對鍛造和增材制造的試樣進(jìn)行研究。因此，本論文所涉及的研究旨在探討航空航天制造方法(銑削、噴丸和振動(dòng)拋光)對Ti-6Al-4V的影響及其對材料和機(jī)械性能的影響。此外，研究團(tuán)隊(duì)還探索了在確保不影響疲勞壽命的情況下，采用航空航天制造方法(MoM)，通過鍛造或L-PBF增材制造對旋轉(zhuǎn)航空部件損壞的翼型進(jìn)行經(jīng)濟(jì)修復(fù)的替代方案。

材料與制造方法

　　NO.1、航空航天制造方法(MoM)的基本原理

　　論文采用航空航天工業(yè)中常用的制造方法，對一種鈦基高溫合金的疲勞壽命進(jìn)行了研究。試樣經(jīng)歷了幾種制造工藝，包括熱處理、精銑、噴丸強(qiáng)化和振動(dòng)拋光，如圖2所示。這種制造方法有助于提高表面和亞表面性能，如粗糙度和壓縮殘余應(yīng)力(CRS)。

圖2所示：燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件的航空航天制造方法。

圖3所示：在航空航天MoM期間發(fā)生的材料和微觀結(jié)構(gòu)變化說明。圖3(a)描述了一種經(jīng)過鑄造或鍛造的原材料，它具有均勻的晶粒尺寸和符合的表面粗糙度，由于在操作過程中經(jīng)歷的極端應(yīng)力變化，通常會(huì)導(dǎo)致較差的疲勞壽命。航空MoM加工可以通過改變晶粒結(jié)構(gòu)、應(yīng)力和表面粗糙度來緩解這些問題。然而，銑削過程只能產(chǎn)生低粗糙度的表面，留下有害的拉伸應(yīng)力、表面缺陷和亞表面裂紋。這些缺陷在功能運(yùn)行過程中可能成為裂紋的起始和擴(kuò)展點(diǎn)，最終導(dǎo)致材料失效。

　　噴丸強(qiáng)化是一種使材料塑性變形并細(xì)化表面和次表面晶粒結(jié)構(gòu)，從而產(chǎn)生影響深度(DOI)的過程。通過表面和次表面的塑性變形引入壓應(yīng)力，通過抵抗裂紋的萌生和擴(kuò)展來改善疲勞性能。然而，噴丸強(qiáng)化會(huì)產(chǎn)生波動(dòng)和高表面粗糙度，從而顯著影響部件的疲勞壽命。對于有氣流的旋轉(zhuǎn)航空部件，如渦輪葉片，均勻的表面粗糙度對于氣流產(chǎn)生至關(guān)重要。因此，噴丸組件經(jīng)過最后一步的精細(xì)拋光，以達(dá)到所需的表面粗糙度。振動(dòng)拋光是一種以可控速率均勻地從表面去除材料并產(chǎn)生光滑紋理的批量拋光工藝。該工藝降低了表面粗糙度，同時(shí)保留了表面和次表面的壓應(yīng)力和晶粒細(xì)化。因此，低表面粗糙度和壓應(yīng)力，再加上精細(xì)的晶粒結(jié)構(gòu)，提供了對作用在部件上的應(yīng)力的優(yōu)異抵抗，從而延長了使用壽命。

　　利用增材制造技術(shù)修復(fù)和更換葉盤翼型已被廣泛采用。通過直接能量沉積或激光粉末床熔融增材制造的翼型可用于替換出現(xiàn)損壞的翼型。圖4給出了燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的旋轉(zhuǎn)部件(低壓低壓，中壓低壓)和葉片的示意圖。

圖4所示：燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的示例顯示了壓氣機(jī)葉片的細(xì)節(jié)和用于試驗(yàn)程序的疲勞試樣。

　　噴丸強(qiáng)化后，試樣采用振動(dòng)拋光進(jìn)行表面拋光，這是一種大規(guī)模拋光工藝。為了實(shí)現(xiàn)這一點(diǎn)，研究團(tuán)隊(duì)使用了ERBA EVT135，將試件放置在介質(zhì)流動(dòng)方向，以最大限度地提高激振力，如圖5所示。拋光過程完成后，將樣品從機(jī)器中取出并用超聲波清洗以去除任何殘留顆粒。

圖5所示：振動(dòng)拋光夾具和填充陶瓷介質(zhì)槽。

表面與亞表面表征

　　NO.1、輪廓和表面紋理

　　測量試樣的正面和側(cè)面紋理，如圖6(黃色區(qū)域)所示。此外，形貌分析用于識(shí)別制造缺陷、深度噴丸凹痕、劃痕和拋光磨損痕跡等特征。

圖6所示：疲勞試樣表面粗糙度和殘余應(yīng)力測量位置的詳細(xì)信息。

　　NO.2、力學(xué)試驗(yàn)—拉伸和疲勞性能

　　為了評估極限抗拉強(qiáng)度(UTS)，未經(jīng)處理和表面處理的試樣均使用100kN島津AG-X萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行軸向拉伸試驗(yàn)，位移控制速率為0.2mm/min。根據(jù)ASTM E8標(biāo)準(zhǔn)確定UTS，并用于建立疲勞加載條件。為了評估試樣的疲勞壽命，利用MTS Elastomer 810試驗(yàn)機(jī)，選擇軸向加載條件模擬飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)巡航時(shí)葉片盤式翼型的加載條件。試驗(yàn)過程采用閉環(huán)伺服液壓控制，試驗(yàn)頻率為10Hz，加載周期為正弦，試驗(yàn)頻率為10Hz，應(yīng)力比為0.1。疲勞測試應(yīng)力水平設(shè)定在45-90%的UTS之間。然后在掃描電子顯微鏡(SEM)下分析斷口表面，以了解裂紋的萌生和擴(kuò)展。

結(jié)果

　　NO.1、鍛造和激光粉末床熔融Ti-6Al-4V的顯微組織

　　金相分析顯示鍛造態(tài)和激光粉末床熔融增材制造Ti-6Al-4V合金的顯微組織。沿X、Y、Z軸的微觀結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7所示：(a)經(jīng)過銑削的鍛造試樣，(b)激光粉床熔融增材制造（未經(jīng)后處理）試樣的三維顯微結(jié)構(gòu)圖，(c)鍛造試樣，(d)激光粉末床熔融Ti-6Al-4V材料的相圖。

　　NO.2、銑削、激光粉末床熔融、噴丸強(qiáng)化和振動(dòng)拋光后的表面粗糙度演變

　　在這項(xiàng)研究中，保持Ra≤0.25μm作為航空航天工業(yè)要求的目標(biāo)粗糙度。細(xì)銑削切削條件下，Ra最佳值為0.1±0.05μm。對加工后的試樣進(jìn)行噴丸強(qiáng)化處理。鋼丸的高速?zèng)_擊有助于引入壓縮殘余應(yīng)力，減少裂紋和缺陷，并改善顯微組織。然而，缺點(diǎn)是增加了表面粗糙度。圖8 t=0 min噴丸粗糙度SP(L)=0.2~0.55μm;SP(M)=0.55-0.95μM;鍛造和L-PBF試樣的SP(H)=0.95-1.50μm。粗糙度的增加可以從圖8(b)中提供的銑削和噴丸表面圖像中理解。噴丸表面有明顯的起伏和凹陷。然而，經(jīng)過165分鐘的振動(dòng)拋光后，所有噴丸試樣表面的Ra為0.25±0.05μm，表面光滑。

圖8所示：(a)拋丸試樣振動(dòng)拋光過程中評估輪廓(Ra)演化的算術(shù)平均偏差，(b)各種制造工藝后的表面圖像。

圖9所示：各種制造工藝后的表面形貌。

　　NO.3、顯微硬度和殘余應(yīng)力

　　利用顯微硬度和殘余應(yīng)力研究表征了其亞表面性能。圖10顯示了鍛造、L-PBF噴丸和振動(dòng)拋光試樣的維氏顯微硬度結(jié)果。鍛造試樣和L-PBF試樣從表面到深度150μm的顯微硬度值分別為300-400 HV和300-380 HV。硬度值與制造商的數(shù)據(jù)沒有明顯的偏差。

圖10所示：(a)鍛造和(b)L-PBF試樣的表面顯微硬度，比較了噴丸和振動(dòng)拋光條件。

　　圖11顯示了常規(guī)和L-PBF試樣的殘余應(yīng)力分布圖，包括不同后處理工藝的殘余應(yīng)力分布圖。

圖11所示：(a)鍛造、(b)L-PBF試樣和(c)鍛造、(d)噴丸和噴丸+振動(dòng)拋光條件下L-PBF試樣的殘余應(yīng)力。

　　NO.4、顯微組織與塑性變形

　　EBSD表征的晶粒結(jié)構(gòu)變化如圖12所示。EBSD顯微結(jié)構(gòu)圖提供了形變和再結(jié)晶晶粒的詳細(xì)信息，以及航空航天MoM后表面和次表面塑性應(yīng)變的平均核位錯(cuò)(KAM)圖。逆極圖(IPF)清晰地描述了α六邊形閉包結(jié)構(gòu)，晶粒間取向偏差最小(<2°)。如圖12a-ii和a-iii所示鍛造的試樣表面沒有變形、再結(jié)晶和塑性應(yīng)變。然而，在噴丸強(qiáng)化(圖12b,e)和振動(dòng)拋光(圖12c,f)之后，觀察到明顯的變化，包括表面和亞表面區(qū)域的嚴(yán)重晶粒變形。變形歸因于噴丸強(qiáng)化過程的高速?zèng)_擊，導(dǎo)致鍛造和L-PBF試樣的DOI分別為15μm和20μm。將圖11的殘余應(yīng)力結(jié)果與DOI進(jìn)行對比，可以推斷試件的力學(xué)特性得到了改善。

圖12所示：(a)鍛造，(b)M+SP(H)，(c)M+SP(H)+VP，(d)L-PBF增材制造，(e)P+SP(H)，(f)P+SP(H)+VP的逆極圖(IPF)，再結(jié)晶分?jǐn)?shù)圖(RFM)和核平均取向偏差(KAM)圖。

注：P=powder bed fused（激光粉末床熔融）;SP=shot peened（噴丸）;VP=Vibratory Polishing(振動(dòng)拋光)。

　　NO.5、顯微組織與塑性變形

　　鍛造和L-PBF增材制造的試樣在航空航天MoM后的極限抗拉強(qiáng)度如圖13所示。L-PBF試樣的UTS(1033 MPa)比鍛造的Ti-6Al-4V(888 MPa)高約15%。L-PBF條件下較高的UTS是由于熱處理過程中形成的細(xì)針狀α和β相組織。

圖13所示：噴丸強(qiáng)化和噴丸強(qiáng)化+振動(dòng)拋光后鍛造和L-PBF試樣的拉伸性能。

　　NO.6、疲勞壽命和斷裂力學(xué)

　　鍛造的Ti-6Al-4V試樣的疲勞試驗(yàn)結(jié)果及S-N曲線如圖14所示。對于經(jīng)過修復(fù)過程的板片，疲勞極限被認(rèn)為是5×106次。鍛造的Ti-6Al-4V疲勞試驗(yàn)應(yīng)力水平為400-875MPa。銑削試樣在400 MPa時(shí)表現(xiàn)出最佳的疲勞性能，其次是SP(L)+VP。在所有噴丸強(qiáng)度下，經(jīng)過振動(dòng)拋光的試樣比噴丸試樣的壽命周期至少高出15%。結(jié)果表明，與任何航空航天MoM處理的樣品相比，具有最低表面粗糙度的精細(xì)銑削鍛造試樣具有最佳的疲勞效果。

圖14所示：不同加工方法(銑削、噴丸、噴丸+振動(dòng)拋光)對鍛造的Ti-6Al-4V的疲勞性能的影響。

　　在掃描電鏡下仔細(xì)檢查失效點(diǎn)后，發(fā)現(xiàn)如圖15(a和b)所示的表面缺陷在裂紋的萌生和擴(kuò)展中起著關(guān)鍵作用。

圖15所示：(a-d)鍛造Ti-6Al-4V試樣斷口在表面萌生裂紋，(e-h)L-PBF Ti-6Al-4V試樣斷口在表面和次表面萌生裂紋。

　　如圖16所示，與鍛造的試樣相反，增材制造-3D打?。╝s-built）未經(jīng)后處理的Ti-6Al-4V試樣具有較差的疲勞性能。即使將應(yīng)力水平降低到UTS的20%，這種材料也無法維持到設(shè)定的極限。相反，經(jīng)過噴丸和噴丸+振動(dòng)拋光的L-PBF增材制造試樣，試驗(yàn)應(yīng)力水平范圍為490~975 MPa，噴丸+振動(dòng)拋光試樣的最大壽命周期為5.5×106次。（圖15e顯示了表面萌生和次表面擴(kuò)展裂紋，分別由多層不連續(xù)和孔隙引起。在僅增材制造-3D打印未經(jīng)后處理的條件下記錄最多2.5×105次。）

圖16所示：采用不同制造方法（僅增材制造未經(jīng)后處理、噴丸、噴丸+振動(dòng)拋光)后激光粉末床熔融Ti-6Al-4V試樣的疲勞行為。

　　研究團(tuán)隊(duì)對斷裂面的進(jìn)一步分析揭示了失效根本原因的更多細(xì)節(jié)。在僅增材制造的原始狀態(tài)下，材料失效歸因于表面缺陷、高粗糙度和不均勻紋理引起的多重裂紋萌生。對于經(jīng)過噴丸和噴丸+振動(dòng)拋光制造的試樣，大部分裂紋萌生位置在棱角處(圖15f)和亞表面孔隙(圖15g，h)處。增材制造試樣的壓縮殘余應(yīng)力、硬度和表面粗糙度與鍛態(tài)Ti-6Al-4V相近。唯一可辨別的差別是L-PBF試樣中存在亞表面缺陷，即使在振動(dòng)拋光后也是如此。因此，在振動(dòng)拋光改善表面粗糙度的同時(shí)，亞表面缺陷仍然是影響L-PBF試樣疲勞壽命的主導(dǎo)因素。如圖12b、c、e、f所示，研究團(tuán)隊(duì)測得鍛態(tài)和L-PBF增材制造試樣噴丸和噴丸+振動(dòng)拋光的壓縮殘余應(yīng)力DOI差值<5%。噴丸和振動(dòng)拋光都能為鍛態(tài)和L-PBF試樣帶來相似的益處。

　　綜上所述，研究團(tuán)隊(duì)對采用航空航天制造工藝，對鍛造的Ti-6Al-4V和激光粉末床熔融增材制造的Ti-6Al-4V試樣進(jìn)行了對比分析。從最佳疲勞壽命和維修應(yīng)用的成本效益角度解釋了制造方法的適用性。對鍛造的材料進(jìn)行精細(xì)銑削，并制作L-PBF增材制造試樣，進(jìn)行熱處理和后處理，以獲得最佳的疲勞分析基線。通過噴丸強(qiáng)化和振動(dòng)拋光進(jìn)一步改善試樣的表面和亞表面狀況，以提高力學(xué)性能。