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激光增材制造镍基高温合金构件形性调控及在航空航天中的应用

激光增材制造镍基高温合金构件形性调控及在航空航天中的应用

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  • 发布时间:2021-01-13 14:49
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激光增材制造镍基高温合金构件形性调控及在航空航天中的应用

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    航空航天工业作为高端装备制造业,是一个国家工业发展水平与综合国力的重要体现。随着新一代运载机、航空发动机等典型构件复杂化、大型化的发展趋势,构件在材料、结构、工艺等方面日益严苛。激光增材制造因其柔性高、周期短、材料利用率高、性能优异等特点,在航空航天、汽车制造、生物医疗、能源动力等领域具有广泛应用。当前,根据粉末运输方式LAM已形成两类典型的稳定成形工艺:一类是基于同步送粉的激光熔化沉积(LMD)技术,主要用于大尺寸复杂构件的快速成形,但构件尺寸精度不高,需进行后加工实现应用需求;另一类是基于铺粉的激光选区熔化(SLM)技术,其成形精度高但零件加工尺寸受限,主要用于小型或中型复杂构件的直接精密成形

    镍基高温合金因具有优异的室温/高温力学性能、高温抗氧化性能与耐蚀性能,在航空发动机、航天器关键热端部件、涡轮机叶片等部件中应用比例高达40%~60%。激光增材制造技术在镍基高温合金复杂构件成形方面具有优势,但是镍基合金中MoNbC等元素极易在晶界偏析产生脆性相、形成热裂纹,且LAM快速的冷却速率(103~106 /s)抑制γ′强化相析出并形成较强的各向异性织构,显著降低了镍基合金的力学性能。研究表明,基于合金成分设计及加工工艺调控可有效解决上述问题,因此,如何获得组织成分均匀、高致密、高性能的激光增材制造镍基合金成为了当前的研究热点。

本文以航空航天应用广泛的镍基高温合金为研究对象,基于LMDSLM两种成形工艺,阐述了国内外镍基高温合金激光工艺参数优化及致密化机理、显微组织、力学性能调控方面的研究进展,同时探讨了其在航空航天领域的应用,并建立工艺、组织、性能、应用之间的联系。

 

01

LAM镍基高温合金工艺调控机理

    如图1所示,激光增材制造涉及复杂的跨尺度物理、化学、冶金过程。高能激光束与粉床交互作用促进固相、液相、气相、等离子体形成,使得动态熔池呈现热、质、动量多重传递,并在超高温度梯度下发生液相快速凝固。因此,激光重复热循环及非稳态物理作用机制决定了构件内部冶金缺陷调控。

1   粉床熔化过程中多尺度、多物理现象示意图

 

    在SLM成形过程中,激光功率(P)、扫描速度(v)、铺粉层厚(d)、扫描间距(h)、扫描策略、成形方向等激光工艺参数与构件成形质量密切相关。当前,主要采用线能量密度(η=P/v)或体能量密度(ε=P/vhd)综合评估诸多工艺参数耦合作用。图2SLM成形镍基高温合金表面形貌、孔隙分布及熔池形态随激光能量密度的变化。可见,当能量密度较低时,熔池温度较低、熔体黏度较高、润湿能力较差,液相难以充分铺展,此时,扫描轨迹不连续且表面出现过多的球化现象,试样内部出现不规则未熔孔洞,成形件致密度较低;随着能量密度增大,熔池温度提升、熔体黏度减小、热对流增强,熔体润湿铺展均匀,构件内部孔隙、球化等缺陷减少,成形质量提高;继续增大能量密度,熔体扰动及不稳定性增大,表面出现大量的残余气孔,成形质量不佳。研究表明,熔池宽度及深度随能量密度增大而变大,当熔池宽深比为0.5时,熔池传热模式发生转变,即由传导模式转变为匙孔模式,SLM成形镍基合金最优工艺窗口约为100~150 J/mm3,致密度可达到99.5%

2   SLM成形镍基高温合金表面形貌、孔隙及熔池形态随激光能量密度的变化

 

    在LMD成形过程中,试样成形质量受光斑直径、激光功率、扫描速度、送粉率、搭接率等工艺参数影响。对LMD而言,由于其光斑直径为毫米级,熔池体积较大、熔池深宽较小,熔池形貌有别于SLM成形镍基合金。Zhong等对比研究了LMD成形IN718IN625合金的宏观组织,发现尽管IN718熔池内出现圆孔但熔池形态规则,而IN625虽成形致密度较高但却无法观察到均匀的熔池轮廓(图3),这是由于IN625熔池内较强的热对流促进熔池散热与气体逃逸,最终提升构件成形质量。

3   IN718IN625合金熔池形态及内部孔隙分布

 

    研究表明,搭接率会影响构件的尺寸精度与表面粗糙度,若搭接率过小,两道间存在凹陷区,道与道之间产生孔隙;若搭接率过大,则构件表面出现宏观倾斜角,成形精度降低,表面粗糙度值增大。为了提高LMD沉积效率,可增大光斑直径或提高激光功率,然而激光功率过大易形成热裂纹缺陷。Ramankrishnan等研究了不同激光能量密度下IN738合金表面裂纹分布特征,发现在低能量密度(3350 J/mm2)下,热影响区与沉积层间产生过高的温度梯度,冷却过程中因体积收缩差异使得沉积层内形成拉应力并产生微裂纹;然而在增大能量密度(66.7 J/mm2)后,构件表面致密,未发现分层、裂纹等缺陷(图4)。

4   不同能量密度下IN738合金表面成形质量

 

02

LAM镍基高温合金及其复合材料显微组织演变规律

2.1   LAM镍基高温合金显微组织

        SLM成形镍基高温合金显微组织在成形方向呈现外延生长的柱状晶,枝晶间析出碳化物及富Nb相,在凝固过程中发生反应:L→L+γ→L+Nb/γ→L+γ→Laves/γYang等研究了激光功率对SLM成形IN718合金显微组织的影响规律,发现当激光功率由500 W增至2000 W时,一次枝晶臂间距增大、Laves析出相含量增多、柱状晶粒细化、<001>织构减弱,这是由于激光功率增大,冷却速率减小,MoNbTi等元素易于晶界富集从而促进Laves相形成;高激光功率下热对流加剧,枝晶生长方向与沉积方向间角度增大,这种较大的偏转角利于晶粒细化。还有研究表明,扫描策略及成形方向优化可减小SLM成形镍基合金中的织构及残余热应力。Nadamal等发现当扫描路径较短时,温度梯度较大,在热影响作用下显微组织呈较强的柱状织构,残余应力梯度较大;而当扫描路径增大至10倍时,冷却时间延长,温度梯度减小,织构及残余应力减弱。

        LMD成形镍基合金的显微组织与SLM相似,同样呈柱状晶,但LMD冷却速度比SLM低且成形过程中经历多重热循环,因此柱状晶组织较粗大。当前研究人员在工艺参数调控热行为(温度梯度、凝固速度和冷却速率等)以调控析出相分布方面展开了大量研究。Xiao等对比分析了连续/准连续激光模式下LMD成形镍基合金显微组织变化,发现准连续激光作用下固液界面倾角增大、冷却及凝固速度较大、晶粒细化,同时枝晶间Laves析出相含量减少并呈现离散分布。可见,激光增材制造过程涉及众多工艺参数,因此,需根据构件形状及材料体系合理优化工艺参数,以调控熔池热动力学行为并揭示显微组织演变机制。

    尽管工艺参数可调控镍基高温合金的显微组织,但不可避免地存在Nb元素偏析及脆性Laves相。一方面,Laves相会消耗基体中的Nb元素,抑制γ′γ″强化相析出;另一方面,在外加载荷作用下,Laves相会为裂纹形核和扩展提供条件,显著降低成形件的力学性能。热处理可一定程度消除元素偏析、减小残余应力,同时改变强化相形态、分布及尺寸,提高材料力学性能,通常锻造镍基合金采用固溶+双时效处理析出细小强化相。激光增材制造是一个快速熔化-凝固过程,如何基于热处理工艺优化调控析出相进而获得强度与韧性协同提升的镍基高温合金是研究的目标。

        Zhang等在870 ℃下对SLM成形IN625合金进行了去应力处理,发现枝晶间析出富NbMo的针状δ相;随着保温时间延长,δ相含量增多、直径增大但厚度基本不变,同时显微组织中可观察到细小的球形MC型碳化物,尽管该热处理温度可溶解部分Laves相,但Nb元素扩散速度较慢,最终生成δ相。因此,镍基高温合金通常在980 ℃以上进行均匀化处理,一方面可避免δ相析出,另一方面可提高γ′γ″强化相含量。Tucho等对SLM成形IN718进行固溶双时效处理,发现试样在1100 ℃、保温1 h发生再结晶,随着保温时间延长至7 h或加热温度提升至1180 ℃,组织发生完全再结晶,晶粒长大、亚晶界析出相溶解、位错密度降低,双时效处理后基体析出强化相而晶粒大小基本保持不变。Sui等揭示了热处理对LMD成形IN718Laves相的溶解机制,发现加热过程中Laves相边缘优先溶解使其形貌由长条状变为颗粒状,并基于两种模型提出了长程Nb元素扩散及界面反应溶解机制。Li等采用均匀化与一次低温时效处理镍基合金,发现显微组织中出现低层错能的退火孪晶,同时弥散分布球形10~35 nm的超细γ′γ″强化相(图5)。综上所述,基于热处理温度提高或保温时间延长可消除激光增材制造镍基高温合金中的脆性相,但却存在再结晶及晶粒粗化现象,反而丢失了LAM工艺中的细小组织优点。因此,采用激光工艺优化结合热处理来实现晶粒形态的调控具有较大优势。 

5   SLM成形镍基合金热处理前后组织变化

 

2.2   LAM镍基复合材料显微组织

    颗粒、纤维、晶须等增强相可进行物相结构调控并形成新组织,是提升构件力学性能的一个重要途径。通常增强相的选择需综合考虑复合材料的用途和成本,结构材料一般选择高模量、高强度、低密度的增强相,而热控元件一般选择热膨胀系数较低而热导率较高的增强相。考虑到镍基高温合金在航空航天、工业燃气涡轮发动机中重要受热部件的应用,增强相的选择需同时兼具力学要求与受热稳定性要求。当前,添加至镍基合金中的强化相主要有碳化物陶瓷(TiCWCSiC)及石墨烯,这是由于它们热力学较稳定,与镍基体之间具有良好的热膨胀匹配性,可保证镍基复合材料具有优异的综合力学性能。

        Copper等发现,在IN625中添加质量分数为5%SiCTiCAl2O3陶瓷颗粒后,Al2O3增强的复合材料表面粗糙且晶界出现液相裂纹,SiC增强颗粒在基体中发生部分熔化并呈条带状团聚分布,基体组织局部呈柱状晶,而TiC增强的复合材料致密度较高,且碎化的TiC颗粒在基体中均匀分布。研究者针对TiC增强Inconel系列镍基合金进行工艺优化研究,发现随着激光能量密度增大,TiC颗粒表面发生圆滑化,然而过大的能量密度会引起增强颗粒粗化,进而减弱界面结合强度。Wilson等基于LMD方法成形了TiC增强IN690的功能梯度材料,发现当TiC体积分数超过30%时,组织有效细化,并发生柱状晶向等轴晶的转变,这种显微组织演变主要是由冷却速率增大所致。一方面,TiC热导率明显高于IN690,随着TiC含量增多,熔池的导热能力提升,凝固速率增大;另一方面,TiC在熔池中可成为γ相非均匀形核点而抑制晶粒长大,从而形成等轴组织。研究同样发现,在IN625中添加TiC后,温度梯度减小、晶粒细化、小角晶界增多并形成胞状位错墙,枝晶间析出MC型碳化物。WC/IN625复合材料中WC颗粒发生部分熔化,在W原子扩散作用下,基体与增强相间生成拓扑密排相。

    研究者针对激光增材制造镍基复合材料增强相与基体界面结构展开了深入研究。顾冬冬等基于工艺参数及复合材料组分调控,在γ基体与TiCWC增强相间构筑了成分厚度均匀的(TiMo/Nb/CrC梯度界面层(图6),在高能激光作用下陶瓷颗粒熔化释放金属和C原子,与基体中MoNbCr原子发生界面反应,揭示了激光作用下梯度界面的形成机制。研究表明,上述梯度界面可消除界面缺陷,提升基体与增强相界面结合强度及力学性能。Nguyen等制备了质量分数为10%15%WC颗粒增强镍基复合材料,基于工艺参数及陶瓷含量改变发现,WC颗粒增强后基体晶粒发生细化,在激光作用下WC与基体发生反应,生成结合强度高的原位中间过渡层。

6   微米WC增强镍基复合材料的梯度界面及成分

 

03

LAM镍基高温合金的力学性能

3.1   硬度

    硬度是材料力学性能最基本的度量,通常材料硬度与抗拉强度呈正相关。图7对比了SLMLMD、锻造工艺下IN625IN718的硬度值变化,发现在晶粒细化作用下增材制造镍基合金的显微硬度明显高于传统加工方式,在优化工艺参数下镍基合金的硬度值最高可达390HV,热处理后试样硬度增大,在析出强化作用下硬度值大约可达500HV

7   不同成形工艺下镍基高温合金硬度变化

 

3.2   拉伸性能

    室温及高温拉伸性能是镍基合金力学性能的重要指标。表1是激光增材制造镍基高温合金的抗拉强度与延伸率变化,可见,当前报导激光增材制造镍基合金抗拉强度约为1100 MPa,延伸率约为20%。研究发现,镍基合金力学性能具有各向异性,当试样成形方向与基板平行时其抗拉强度较低而延伸率较高,这种差异主要是由<001>织构及柱状晶形态所致。Deng等基于IN718合金{111}晶界及<001>滑移系,发现当施加载荷方向平行于成形方向时泰勒因子较低,变形过程中易位错滑移,抗拉强度降低;而塑性各向异性与成形方向裂纹扩展有关,当成形方向与基板平行时,加载方向与柱状晶界垂直,此时位错易沿晶界堆积促进裂纹扩展,降低材料延伸率。总体而言,镍基高温合金具有较好的韧性,拉伸断口呈韧窝状,但不同工艺参数下韧窝大小存在差异。

1   不同工艺下镍基高温合金力学性能

 

    由表1对比发现,热处理后镍基合金强度提升但塑性降低,优化热处理工艺可减小成形试样残余应力、均匀显微组织、消除脆性有害相,同时析出弥散分布的强化相,最终对基体起到强化作用,抗拉强度可达1250 MPa,提升约15%。针对材料强度提升而塑性降低的问题,Gu等提出外加增强相调控梯度界面结合热处理方法,有效解决了材料的矛盾,LMD成形TiC/IN625复合材料抗拉强度及延伸率分别达到1077.3 MPa20.7%,与纯IN625对比分别提高了28.25%29.3%;热处理后WC/IN718复合材料抗拉强度达到1350 MPa,而塑性基本保持不变。

3.3   蠕变性能

    镍基高温合金涡轮叶片在服役环境中受轴向离心力作用,蠕变与疲劳失效是造成构件破坏的主要原因,因此激光增材制造镍基高温合金的蠕变性能及破坏机制研究尤为重要。

    研究表明,激光增材制造镍基高温合金蠕变寿命受加工工艺、热处理及表面完整性影响。构件表面存在缺陷,易成为裂纹源从而降低蠕变性能,而热处理后基体析出γ′强化相,该相在高温及应力作用下可形成规则的板状结构,阻碍位错运动,产生强化;若热处理工艺不当析出针状δLaves相,在晶界滑移过程中析出相易导致位错塞积,产生蠕变孔洞最终产生应力集中及微裂纹,发生沿晶断裂(图8)。Kakehi等研究Y金属对镍基合金在650 ℃、550 MPa下的蠕变性能影响,发现添加Y后合金蠕变寿命由130 h提高至400 h,蠕变延伸率增大5.2%,这是由于添加Y促进了Y2O3的形成从而减少AlTi氧化物,Y2O3进一步抑制δ相析出,最终提高蠕变性能;同时发现,加载方向与成形方向垂直的试样蠕变性能高于平行方向,变化规律与拉伸性能相似。

8   蠕变孔洞及微裂纹形成示意图

 

04

LAM镍基高温合金构件的航空航天应用

    随着激光增材制造技术理论研究的不断深入,国内外诸多航空航天公司在镍基、钛基、铝基等关键典型构件激光增材制造一体化成形及应用方面开展了大量研究。美国GE公司采用增材制造技术研制GE9X商用飞机发动机关键部件,为新型双引擎波音777X系列飞机提供动力,是增材制造工业化供应链的里程碑。GE9XGE有史以来最具燃油效率的喷气发动机,与GE90-115B驱动的777-300ER相比,飞机燃油消耗降低10%,与双通道发动机相比,其单位油耗降低5%,并实现了约101的旁通比。如图9所示,GE9X发动机中有3043D打印零件,这些零件被集成为73D打印构件,包括燃油喷嘴、T25传感器外壳、热交换器、气旋感应器、低压涡轮(LPT)叶片、6LPT叶片、混合燃烧室 ,其中LPT叶片材质为TiAl合金,热交换器由F357铝合金制成,其余均为镍基高温合金构件。新型燃油喷嘴将原先20个零件组合成一个整体,与传统加工方式相比,SLM技术大大减少了各零部件间的焊接装配操作,同时可对燃油喷嘴内部结构进行优化设计,且生产成本降低30%,生产周期缩短2/3,重量减轻25%,使用寿命提高5倍以上。T25传感器外壳位于压缩机入口,可保护传感器电子设备免受冷风及气流冲击,其将10个零件整合为1个,实现复杂构件的一体化成形,成形精度提高30%,并于2015年首次通过美国联邦航空局认证。3D打印气旋感应器将13个零件缩减为1个,有效减少冷却空气碎屑,提高构件耐久性,同时降低了各零件间差异,构件使用寿命提高3倍,重量减轻6%

9   GE9X商用飞机发动机关键部件

 

    德国西门子公司通过3D打印技术成形镍基SGT-A05燃气轮机低排放预混合器(图10a),该构件将20多个零件缩减为2个,生产周期缩短70%,同时减弱外部供应链的依赖性,并实现了燃料-空气混合。此外,西门子在燃气涡轮叶片制造中取得重要突破,叶片由高性能多晶镍基粉末制成,基于增材制造技术实现了叶片内部复杂冷却形状的精密成形(图10b),该叶片安装在13 MWSGT-400工业燃气轮机中,可承受高温、高压及涡轮高速运转的离心力,在超过1250 ℃下13 000 r/min的满负载环境进行发动机测试,成功验证了燃气轮机叶片的可靠性。德国Fraunhofer技术研究所通过SLM成形了具有点阵夹芯结构的镍基薄壁整体叶盘(图10c),该叶盘简化了航空发动机结构,提高了发动机推重比及气动效率,且构件成形精度高,转子使用寿命延长;在构件损伤修复及再制造方面,Fraunhofer研究所开展了增材制造涡轮叶片、外壳、轴承等的修复工作。惠普公司采用增材制造技术研制发动机镍基及钛基关键部件,不仅节约了复杂构件制造时间,同时降低了原材料消耗,将发动机的BTF(原材料质量/最终质量)比值由传统工艺的201降低至21。惠普公司与MTU航空发动机公司合作,基于SLM技术生产了Purepower PW1100G-JM航空发动机镍基合金管道内窥镜轮毂(图10d),其构成涡轮机闸的一部分,不仅降低了制造成本同时实现了设计制造的灵活性。图12eSLM成形尺寸为576 mm×200 mm的镍基高温合金发动机机匣,其为发动机关键部件制造提供重要技术支持。

10   3D打印与SLM成形发动机部件

 

    英国GKN公司基于激光沉积技术为Vulcain 2.1火箭发动机生产直径2.5 m的镍基合金Ariane 6喷嘴(图11a),新工艺将喷嘴零件数由1000个减少至100个,成本降低90%,生产时间缩短30%SogeclairTEMISHTh合作开发3D打印IN718热交换器(图11b),基于仿真优化计算,热交换器曲面设计大小不同的鳍状通道以减小压降,同时设计沿气流自适应的翅片,实现轻量化薄壁高温合金热交换器成形。NASA为下一代火箭发动机设计全新的渗透式冷却系统,该结构可有效传递热量并达到减重目的(图11c);此外,NASA一直致力于太空3D打印研究,成功研制了一种将塑料废弃物转化为3D打印原材料的再制造机,未来有望构建其他星球的栖息地与基础设施,而ESA表示可实现3D打印月球岩石及尘埃,降低未来太空飞行成本。Space X公司提出“3D打印技术只需运用传统制造中小部分成本和时间就能制造出高性能的发动机构件,在2013年通过3D打印技术制造出了SuperDraco火箭发动机引擎室,缩短火箭发动机交货期并降低成本的同时,获得了强度、延展性、抗断裂性协同提升的构件;随后,2017Space X基于3D打印技术及自支撑结构设计成功制备了高温合金氧化剂阀体(图11d),发动机点火测试表明该阀体在低温及高振动条件下可正常运行,并在猎鹰9号火箭上成功应用。欧瑞康公司针对火箭喷嘴减重及其在复杂工况应用等挑战,采用3D打印技术制造IN718镍基高温合金火箭喷嘴(图11e),实现了冷却流道的自由设计,最终获得轻量化、高性能构件。

11   激光增材制造镍基高温合金构件

 

05

   

    镍基高温合金因其优异的性能在航空航天领域具有广阔的应用前景,然而随着航空航天技术的不断发展,日益严苛的服役环境对镍基构件的材料、结构、性能提出更高要求。激光增材制造作为一种新兴制造技术,可实现材料、工艺、性能一体化成形。针对激光增材制造镍基高温合金,以下几方面仍待进一步研究:

    (1)当前Inconel系列镍基合金成形工艺比较成熟,然而针对裂纹倾向大的镍基合金(如哈氏合金)成形工艺还需深入探讨,后续可基于合金成分设计、工艺参数调控研究合金熔池热/力耦合行为,提出应力应变调控准则,实现裂纹敏感合金的致密化成形。

    (2)激光增材制造镍基高温合金存在性能各向异性问题,外加振动、第二相增强有望实现柱状晶向等轴晶的转变从而获得各向同性力学性能,然而转变机理尚不明晰;另外,激光增材制造在成形单晶叶片时组织中仍存在杂晶,影响性能。因此,需根据构件使用需求调控显微组织。

    (3)针对发动机冷/热端构件服役条件差异,需在不同部位打印不同材料以满足构件性能需求,因此可展开镍基合金与其他金属、陶瓷的多材料打印研究,涉及激光增材制造装备、原材料设计、激光成形等多因素作用。

    (4)镍基合金本身具有磁性、可塑性等物理特性,在力学性能提升的基础上可基于结构创新设计实现激光增材制造镍基材料的多功能化,实现结构材料的多功能应用。

   者:张红梅,顾冬冬

   源:《电加工与模具》2020年第6 

   文:《激光增材制造镍基高温合金构件形性调控及在航空航天中的应用》

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