激光是20世紀以來，繼原子能、計算機、半導體之后，人類的又一重大發(fā)明，被稱為“最快的刀”、“最準的尺”、“最亮的光”。以下是學習啦小編今天為大家精心準備的：關于激光快速成形梯度復合結構的探究進展相關論文。內容僅供參考，歡迎閱讀!

　　關于激光快速成形梯度復合結構的探究進展全文如下：

　　梯度復合結構是結合零件不同部位的不同使用環(huán)境特點和性能需要而發(fā)展的由兩種及以上材料組成的一種新型整體性結構，這種結構可以充分發(fā)揮不同材料的性能優(yōu)勢。梯度復合整體性結構的應用可減少零件數(shù)量及零件之間的裝配連接，顯著提高系統(tǒng)的性能水平和和結構效率，在航空航天、國防軍工、生物醫(yī)用等領域具有重要的發(fā)展應用前景。

　　目前，梯度復合結構的制備技術主要有粉末冶金、等離子噴涂、自蔓延高溫合成、激光熔覆、離心鑄造等，這些技術在較大尺寸、復雜形狀的梯度復合結構成形方面存在較多限制。

　　激光快速成形技術是一種新型的數(shù)字化增材制造技術，該技術通過高功率激光熔化同步輸送的粉末材料，可直接由CAD 模型得到具有致密組織和良好綜合性能的近終形零件，顯著縮短零件制造周期，提高材料利用率，在小批量、高性能、復雜外形零件的近凈成形及高價值零件的高質量修復方面有著重要的應用前景。

　　由于該技術在材料組成、凝固組織、外形尺寸等的一體化控制方面具有高度柔性，通過合理的結構設計、材料選擇以及工藝匹配，可以發(fā)展出集材料設計、制備、成形及組織性能控制于一體的柔性智能制造技術，在新型梯度復合結構的直接成形方面具有顯著的技術優(yōu)勢。本文介紹了近年來國內外研究者采用激光快速成形技術制備梯度復合結構方面的研究成果，并簡要報道了激光快速成形制備TC11/Ti2AlNb、TA15/Ti2AlNb 雙合金材料方面的研究進展，通過分析存在的問題和面臨的困難，指出了未來工作的主要方向。

　　連續(xù)梯度復合材料/結構的成形

　　為減緩不同材料之間熱物理性能的差異，通常在不同材料之間設計連續(xù)/ 準連續(xù)梯度成分進行過渡，以緩和界面應力。針對不同的目標結構和成形路徑方式，主要有單一成形層內連續(xù)改變粉末成分及每沉積層之間改變粉末成分兩種方式。前者需要由計算機靈活控制的多路連續(xù)可調送粉系統(tǒng)，以實時改變粉末成分，同時需要對成形過程進行在線監(jiān)測和反饋控制，以保證成形結構的內部質量;后者可通過離線方式分別改變兩路粉末的送粉量來完成，工藝上比較容易實現(xiàn)，已開展的研究大多基于此方式。

　　研究所涉及的材料體系主要包括Cu-Ni、Invar 合金-316L SS、316L SS-Inconel 690、316L SS-Inconel 718、316L SSRene88DT、316L SS-Ni25、316LSS-Stellite 31、316L SS-Fe3Al、Ti-Rene 88DT、TC4-Rene 88DT、Ti-V、Ti-Mo、Ti-Cr、Ti-TiC、T i - T i A l、T i - T i2A l N b、T i60-Ti2AlNb 等。由于激光快速成形逐層熔化沉積材料的工藝過程特點，不同比例的異種材料在激光熔池的高溫作用下經(jīng)歷原位冶金過程及合金化作用，材料體系的選擇決定了梯度復合結構梯度過渡區(qū)的成分、相組成及性能。

　　對于Cu-Ni、316L SS- 鎳基和鈷基合金的材料體系，由于合金的主元素之間具有較好的相互固溶特性，較少產(chǎn)生脆性金屬間化合物，通過合理的工藝匹配，可以制備出具有良好內部質量的梯度復合結構。對于Ti-V、Ti-Mo 體系，隨著V、Mo 元素含量的增加，合金相組成發(fā)生顯著改變，有望在梯度結構件及生物醫(yī)用領域獲得應用[20]。

　　由Ti-Ni、Ti-Al 相圖可知，對于Ti-Ti2AlNb、TC4-Rene88DT 等連續(xù)梯度材料體系，由于激光快速成形過程中不可避免地形成較多的Ti2Ni、TiNi3、Ti3Al 等脆性金屬間化合物，將帶來性能上的不利，因此，在進行復合結構設計及成形過程中應加以避免。Qu等采用激光快速成形技術制備出TA15/γ-TiAl 梯度復合結構，研究了梯度材料的成分變化和力學性能，發(fā)現(xiàn)γ-TiAl 合金側為由γ-TiAl和 α2-Ti3Al 相組成的全片層組織，TA15 一側為粗大網(wǎng)籃狀組織;梯度材料經(jīng)過800℃ ×48h 的時效處理后，未發(fā)現(xiàn)裂紋，沿梯度方向的室溫拉伸強度為1198.8 MPa，斷后伸長率為0.4%，為脆性斷裂。

　　鑒于飛機發(fā)動機渦輪盤盤緣和盤心的不同使用環(huán)境及性能要求，如心部要求高的斷裂強度和低周疲勞強度，而邊緣需要高的高溫蠕變強度，有人提出采用兩種鎳基合金如Waspoaloy 和IN100 來分別制造心部和盤緣的設想，并在兩者之間采用梯度成分進行過渡。激光成形多材料整體渦輪樣件，其心部材料為1Cr11Ni2W2MoV 鋼，葉片材料為GH742 合金，盤緣由GH163 合金逐漸過渡至GH742 合金，由于這兩種鎳基合金均含有大量的合金化元素，導致梯度過渡區(qū)成分更加復雜，其內部質量及性能控制方面有較高難度。對于性質相近的材料體系，可以采用直接過渡的方式進行雙合金材料/結構的成形，通過合理控制界面過渡區(qū)的組織及性能，以實現(xiàn)不同材料性能的充分發(fā)揮。

　　雙合金材料/ 結構的一體化成形

　　近年來，隨著航空發(fā)動機壓氣機葉盤全鈦化及飛機結構整體化的應用與發(fā)展，對雙性能鈦合金提出了明確的需求。針對飛機整體結構不同部位的不同性能要求，為了進一步降低材料成本，在掌握激光快速成形鈦合金關鍵工藝及質量控制技術的基礎上，設計并通過激光快速成形制備出TA2/TA15[28-29]、TC4/TC11[30-31] 等雙合金材料，通過對界面過渡區(qū)化學成分變化、組織演化、力學行為等開展深入研究，為新型結構設計積累了基礎數(shù)據(jù)。

　　針對未來雙合金高性能渦輪盤的發(fā)展需要，研究了GH163、GH742、Rene95 等鎳基高溫合金的激光快速成形工藝、組織及性能，在此基礎上采用直接過渡方式激光快速成形制備出GH163/Rene95 雙合金薄壁，不同材料內部及界面區(qū)的組織分析表明，激光快速成形鎳基合金沿沉積高度方向為呈外延生長的定向凝固組織;在雙合金界面處，枝晶亦呈外延生長，沒有明顯的界面;在雙合金界面處存在寬約200 μm 的成分過渡區(qū)，過渡區(qū)硬度呈連續(xù)變化;GH163/Rene95 鎳基雙合金的界面結合強度高于GH163 的強度，界面拉伸斷裂試樣如圖2(b)所示，表明采用直接過渡方式可制備出具有良好界面結合的雙合金材料，避免了成分連續(xù)過渡區(qū)微裂紋缺陷的發(fā)生。

　　為突破高溫鈦合金的使用溫度限制，采用直接過渡方式制備出TC11/γ-TiAl[33]、TC11/Ti2AlNb 雙合金材料。圖3 為激光快速成形TC11/Ti2AlNb 雙合金薄壁樣件及界面過渡區(qū)組織，雙合金界面過渡區(qū)的成分分析結果表明，由于Ti2AlNb 合圖1 激光快速成形多材料整體渦輪樣件 金對 TC11 鈦合金的稀釋作用產(chǎn)生了成分介于兩者之間的兩層過渡層(TZ1 和TZ2)，經(jīng)550℃保溫2 h 后空冷的去應力退火處理，TC11/Ti2AlNb 雙合金在室溫及650℃高溫下界面拉伸強度及延伸率分別為1060MPa、610MPa 和2.2%、23%，其中室溫拉伸斷裂于Ti2AlNb合金側，650℃高溫拉伸斷裂于TC11合金側，達到中低溫充分發(fā)揮TC11合金性能，高溫發(fā)揮Ti2AlNb 合金性能的目的，有望用于發(fā)展具有復合性能的壓氣機整體葉盤。

　　針對某新型結構不同部位使用溫度不同的實際需要，采用激光快速成形技術成功制備出直接過渡TA15/Ti2AlNb 雙合金結構樣件，其中直段部分為TA15 鈦合金，擴張段為Ti2AlNb 合金。由TA15/Ti2AlNb 雙合金界面的成分變化情況可知，在雙合金界面存在寬度約300μm 的成分漸變過渡區(qū)，同樣是由于Ti2AlNb 合金對TA15 合金的稀釋而形成。沿垂直于界面方向的室溫抗拉強度為1025MPa，延伸率為7.3%，斷裂發(fā)生于界面附近靠近TA15 合金一側，達到了國家標準對TA15 合金的力學性能要求。研究表明，激光快速成形Ti2AlNb 合金的室溫及750℃高溫抗拉強度分別達1012MPa 和702MPa，其室溫抗拉強度與TA15 合金相當，在拉伸過程中，Ti2AlNb 合金側拉伸段幾乎不發(fā)生塑性變形，導致整體延伸率較低。

　　為優(yōu)化TA15/Ti2AlNb 雙合金界面區(qū)組織及性能，設計并成形了兩種帶中間過渡合金區(qū)的復合薄壁樣，分別對不同合金界面的成分及組織進行了分析，沿垂直于界面方向進行室溫拉伸測試。結果表明，采用該兩種梯度復合結構的抗拉強度分別為1090MPa、1050MPa，延伸率相應為6.0%、9.0%，斷裂位于梯度過渡區(qū)或界面附近TA15 合金側。上述結果充分顯示了激光快速成形技術在鈦基雙性能高溫結構上的發(fā)展前景。

　　需要解決的主要問題

　　激光快速成形技術作為一種具有高度柔性的增材制造技術，在新型梯度復合結構的直接成形方面顯示出獨特的技術優(yōu)勢，在航空航天等領域顯示出良好的發(fā)展應用前景，但其發(fā)展及應用面臨著諸多問題。首先，進行梯度復合結構設計時要充分考慮不同材料之間的相容性，避免梯度成分過渡區(qū)及直接過渡界面區(qū)內有害相的形成，針對相容性差的材料體系，可以在兩者之間引入與該兩種材料均相容的第三種材料進行過渡;

　　其次，激光快速成形過程中零件內部存在較高的溫度梯度和復雜的熱應力，在成形梯度復合結構時會疊加由于材料的熱物理性能差異帶來的結構應力，從而對成形過程中應力及開裂的控制提出了更高要求;另外，激光快速成形的大多數(shù)鎳基合金、鈦合金等材料均需要經(jīng)過后續(xù)的熱處理，以實現(xiàn)組織及性能的優(yōu)化，針對梯度復合結構，需要深入研究新的熱處理制度，以協(xié)調優(yōu)化不同材料的組織性能;同時，由于梯度復合結構或雙合金結構的基礎性能數(shù)據(jù)缺乏，相關性能的評價方法有待研究。