以下文章来源于江苏激光产业技术创新战略联盟 ，作者激光橙
增材制造在航空航天零部件修复领域具有巨大的应用前景。为了充分发挥增材制造的优势，证明增材制造的部件相对于传统的锻造材料满足航天工业规定的性能标准是至关重要的。
新加坡南洋理工大学、新加坡南洋理工大学罗尔斯·罗伊斯合作实验室和罗尔斯·罗伊斯新加坡公司研究团队对该领域进行了研究。评估了激光粉末床熔融( L-PBF )增材制造和锻造Ti-6Al-4V试样的性能，采用航空航天制造方法( MoM )，确保材料同时进行表面和亚表面强化以满足疲劳要求。结果表明，经航空航天制造方法（MoM）处理的激光粉末床熔融增材制造Ti-6Al-4V试样的疲劳寿命优于其锻造试样。此外，据了解，振动抛光工艺保留了喷丸有益的压缩残余应力，同时提高了表面光洁度和疲劳寿命。最后，生命周期成本模型评估表明，L-PBF增材制造试样具有优越的疲劳寿命，特别是在小批量修复中具有成本效益，而在大批量修复中使用锻造材料是经济的，但可能会损害疲劳寿命。
相关研究以‘Comparative fatigue analysis of conventional and laser powder bed fused Ti-6Al-4V for aerospace repairs: Academic and Industrial insights’为题发表在International Journal of Fatigue 期刊上。本期谷.专栏将对该研究进行简要分享。
论文链接：
https://doi.org/10.1016/j.ijfatigue.2023.107879
研究背景
航空航天工业广泛采用高强度、耐腐蚀和低密度材料，如钛(Grade 5 Ti-6Al-4V, Grade 23 Ti-6Al-4V)、Udimet 720、Inconel (IN625, IN718)和Haynes(282,230)。轻质合金因其抗疲劳、热机械承载能力和抗蠕变能力而成为首选。
图摘要
航空发动机的部件承受着强烈的热载荷和机械载荷，这对其结构完整性构成了极大威胁。图1所示，提供了一个全面的常见缺陷概述(点蚀，烧蚀，砂眼，涂层脱落，刻痕，开裂，弯曲变形，毛刺和压痕)。研究指出，这些缺陷主要通过三种不同的模式导致旋转部件失效。涡轮叶片和整体叶盘主要是由于疲劳而失效，这是由发动机启动和关闭期间的循环载荷引起的；蠕变是第二种常见的失效模式，当部件长时间暴露在高温和应力源下时，就会出现蠕变；腐蚀是第三种常见的失效模式，当组件暴露于腐蚀性介质(如盐水或高湿度)时出现腐蚀。
之前的研究表明，粗糙的表面能阻碍部件的疲劳、蠕变和腐蚀性能。表面处理工艺可以延长部件的使用寿命，并预防这些故障。
图1所示：需要修复处理的发动机部件失效(a)低压涡轮叶片腐蚀点蚀缺陷，(b)高压涡轮叶片烧蚀，(c) 砂眼和涂层脱落，(d)叶根微动磨损，(e)叶槽划痕缺陷，(f)由于深划痕造成的划痕缺陷，(g)叶尖开裂，(h)叶片翼型开裂，(i)叶片断裂，(j)外力冲击导致叶片弯曲，(k)由于异物撞击，叶片尖端有严重毛刺;(l)根部深压痕。
相关研究明，表面抛光可使机械加工和喷丸处理部件的疲劳寿命提高50%。因此，表面织构和残余压应力对提高构件的疲劳寿命起着重要作用。
无论是常规工艺还是非常规工艺，其制造过程中所经历的载荷条件都会对其疲劳寿命产生重大影响。选择一种既能提高材料疲劳寿命又能满足表面光洁度要求的方法是一项相当大的挑战。产生残余应力的制造工艺可能会对材料的表面纹理产生不利影响，而产生光滑纹理的技术可能不会产生必要的压应力。因此，该材料在功能应用中使用之前必须经过多种加工方法。在航空航天工业中，整个制造过程通常被称为制造方法(MoM)。因此，选择具有成本效益的制造和维修方法对于可持续实践至关重要。
目前关于Ti-6Al-4V疲劳寿命的研究是分别施加轴向应力、扭转应力、复合材料(锻造+AM)、表面处理和引入表面残余应力之后，对锻造和增材制造的试样进行研究。因此，本论文所涉及的研究旨在探讨航空航天制造方法(铣削、喷丸和振动抛光)对Ti-6Al-4V的影响及其对材料和机械性能的影响。此外，研究团队还探索了在确保不影响疲劳寿命的情况下，采用航空航天制造方法(MoM)，通过锻造或L-PBF增材制造对旋转航空部件损坏的翼型进行经济修复的替代方案。
材料与制造方法
l 航空航天制造方法(MoM)的基本原理
论文采用航空航天工业中常用的制造方法，对一种钛基高温合金的疲劳寿命进行了研究。试样经历了几种制造工艺，包括热处理、精铣、喷丸强化和振动抛光，如图2所示。这种制造方法有助于提高表面和亚表面性能，如粗糙度和压缩残余应力(CRS)。
图2所示：燃气涡轮发动机部件的航空航天制造方法。
图3所示：在航空航天MoM期间发生的材料和微观结构变化说明。图3(a)描述了一种经过铸造或锻造的原材料，它具有均匀的晶粒尺寸和符合的表面粗糙度，由于在操作过程中经历的极端应力变化，通常会导致较差的疲劳寿命。航空MoM加工可以通过改变晶粒结构、应力和表面粗糙度来缓解这些问题。然而，铣削过程只能产生低粗糙度的表面，留下有害的拉伸应力、表面缺陷和亚表面裂纹。这些缺陷在功能运行过程中可能成为裂纹的起始和扩展点，最终导致材料失效。
喷丸强化是一种使材料塑性变形并细化表面和次表面晶粒结构，从而产生影响深度(DOI)的过程。通过表面和次表面的塑性变形引入压应力，通过抵抗裂纹的萌生和扩展来改善疲劳性能。然而，喷丸强化会产生波动和高表面粗糙度，从而显著影响部件的疲劳寿命。对于有气流的旋转航空部件，如涡轮叶片，均匀的表面粗糙度对于气流产生至关重要。因此，喷丸组件经过最后一步的精细抛光，以达到所需的表面粗糙度。振动抛光是一种以可控速率均匀地从表面去除材料并产生光滑纹理的批量抛光工艺。该工艺降低了表面粗糙度，同时保留了表面和次表面的压应力和晶粒细化。因此，低表面粗糙度和压应力，再加上精细的晶粒结构，提供了对作用在部件上的应力的优异抵抗，从而延长了使用寿命。
利用增材制造技术修复和更换叶盘翼型已被广泛采用。通过直接能量沉积或激光粉末床熔融增材制造的翼型可用于替换出现损坏的翼型。图4给出了燃气涡轮发动机的旋转部件(低压低压，中压低压)和叶片的示意图。
图4所示：燃气涡轮发动机的示例显示了压气机叶片的细节和用于试验程序的疲劳试样。
喷丸强化后，试样采用振动抛光进行表面抛光，这是一种大规模抛光工艺。为了实现这一点，研究团队使用了ERBA EVT135，将试件放置在介质流动方向，以最大限度地提高激振力，如图5所示。抛光过程完成后，将样品从机器中取出并用超声波清洗以去除任何残留颗粒。
图5所示：振动抛光夹具和填充陶瓷介质槽。
表面和亚表面表征
l 轮廓和表面纹理
测量试样的正面和侧面纹理，如图6(黄色区域)所示。此外，形貌分析用于识别制造缺陷、深度喷丸凹痕、划痕和抛光磨损痕迹等特征。
图6所示：疲劳试样表面粗糙度和残余应力测量位置的详细信息。
l 力学试验-拉伸和疲劳性能
为了评估极限抗拉强度(UTS)，未经处理和表面处理的试样均使用100kN岛津AG-X万能试验机进行轴向拉伸试验，位移控制速率为0.2mm/min。根据ASTM E8标准确定UTS，并用于建立疲劳加载条件。为了评估试样的疲劳寿命，利用MTS Elastomer 810试验机，选择轴向加载条件模拟飞机发动机巡航时叶片盘式翼型的加载条件。试验过程采用闭环伺服液压控制，试验频率为10Hz，加载周期为正弦，试验频率为10Hz，应力比为0.1。疲劳测试应力水平设定在45-90%的UTS之间。然后在扫描电子显微镜(SEM)下分析断口表面，以了解裂纹的萌生和扩展。
结果
l 锻造和激光粉末床熔融Ti-6Al-4V的显微组织
金相分析显示锻造态和激光粉末床熔融增材制造Ti-6Al-4V合金的显微组织。沿X、Y、Z轴的微观结构如图7所示。
图7所示：(a)经过铣削的锻造试样，(b)激光粉床熔融增材制造（未经后处理）试样的三维显微结构图，(c)锻造试样，(d)激光粉末床熔融Ti-6Al-4V材料的相图。
l 铣削、激光粉末床熔融、喷丸强化和振动抛光后的表面粗糙度演变
在这项研究中，保持Ra≤0.25µm作为航空航天工业要求的目标粗糙度。细铣削切削条件下，Ra最佳值为0.1±0.05µm。对加工后的试样进行喷丸强化处理。钢丸的高速冲击有助于引入压缩残余应力，减少裂纹和缺陷，并改善显微组织。然而，缺点是增加了表面粗糙度。图8 t=0 min喷丸粗糙度SP(L)=0.2~0.55µm;SP(M)=0.55-0.95µM;锻造和L-PBF试样的SP(H)=0.95-1.50µm。粗糙度的增加可以从图8(b)中提供的铣削和喷丸表面图像中理解。喷丸表面有明显的起伏和凹陷。然而，经过165分钟的振动抛光后，所有喷丸试样表面的Ra为0.25±0.05µm，表面光滑。
图8所示：(a)抛丸试样振动抛光过程中评估轮廓(Ra)演化的算术平均偏差，(b)各种制造工艺后的表面图像。
图9所示：各种制造工艺后的表面形貌。
l 显微硬度和残余应力
利用显微硬度和残余应力研究表征了其亚表面性能。图10显示了锻造、L-PBF喷丸和振动抛光试样的维氏显微硬度结果。锻造试样和L-PBF试样从表面到深度150µm的显微硬度值分别为300-400 HV和300-380 HV。硬度值与制造商的数据没有明显的偏差。
图10所示：(a)锻造和(b)L-PBF试样的表面显微硬度，比较了喷丸和振动抛光条件。
图11显示了常规和L-PBF试样的残余应力分布图，包括不同后处理工艺的残余应力分布图。
图11所示：(a)锻造、(b) L-PBF试样和(c)锻造、(d)喷丸和喷丸+振动抛光条件下L-PBF试样的残余应力。
l 显微组织与塑性变形
EBSD表征的晶粒结构变化如图12所示。EBSD显微结构图提供了形变和再结晶晶粒的详细信息，以及航空航天MoM后表面和次表面塑性应变的平均核位错(KAM)图。逆极图(IPF)清晰地描述了α六边形闭包结构，晶粒间取向偏差最小(<2°)。如图12a-ii和a-iii所示锻造的试样表面没有变形、再结晶和塑性应变。然而，在喷丸强化(图12b, e)和振动抛光(图12c, f)之后，观察到明显的变化，包括表面和亚表面区域的严重晶粒变形。变形归因于喷丸强化过程的高速冲击，导致锻造和L-PBF试样的DOI分别为15µm和20µm。将图11的残余应力结果与DOI进行对比，可以推断试件的力学特性得到了改善。
图12所示：(a)锻造，(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的逆极图(IPF)，再结晶分数图(RFM)和核平均取向偏差(KAM)图。
注：P=powder bed fused（激光粉末床熔融）; SP=shot peened （喷丸）; VP=Vibratory Polishing (振动抛光)。
l 拉伸性能
锻造和L-PBF增材制造的试样在航空航天MoM后的极限抗拉强度如图13所示。L-PBF试样的UTS (1033 MPa)比锻造的Ti-6Al-4V (888 MPa)高约15%。L-PBF条件下较高的UTS是由于热处理过程中形成的细针状α和β相组织。
图13所示：喷丸强化和喷丸强化+振动抛光后锻造和L-PBF试样的拉伸性能。
l 疲劳寿命和断裂力学
锻造的Ti-6Al-4V试样的疲劳试验结果及S-N曲线如图14所示。对于经过修复过程的板片，疲劳极限被认为是5×106 次。锻造的Ti-6Al-4V 疲劳试验应力水平为400-875MPa。铣削试样在400 MPa时表现出最佳的疲劳性能，其次是SP(L)+VP。在所有喷丸强度下，经过振动抛光的试样比喷丸试样的寿命周期至少高出15%。结果表明，与任何航空航天MoM处理的样品相比，具有最低表面粗糙度的精细铣削锻造试样具有最佳的疲劳效果。
图14所示：不同加工方法(铣削、喷丸、喷丸+振动抛光)对锻造的Ti-6Al-4V的疲劳性能的影响。
在扫描电镜下仔细检查失效点后，发现如图15 (a和b)所示的表面缺陷在裂纹的萌生和扩展中起着关键作用。
图15所示：(a-d)锻造Ti-6Al-4V试样断口在表面萌生裂纹，(e-h) L-PBF Ti-6Al-4V试样断口在表面和次表面萌生裂纹。
如图16所示，与锻造的试样相反，增材制造-3D打印（as-built）未经后处理的Ti-6Al-4V试样具有较差的疲劳性能。即使将应力水平降低到UTS的20%，这种材料也无法维持到设定的极限。相反，经过喷丸和喷丸+振动抛光的L-PBF增材制造试样，试验应力水平范围为490~975 MPa，喷丸+振动抛光试样的最大寿命周期为5.5×106 次。（图15e显示了表面萌生和次表面扩展裂纹，分别由多层不连续和孔隙引起。在仅增材制造-3D打印未经后处理的条件下记录最多2.5×105次。）
图16所示：采用不同制造方法（仅增材制造未经后处理、喷丸、喷丸+振动抛光)后激光粉末床熔融Ti-6Al-4V试样的疲劳行为。
研究团队对断裂面的进一步分析揭示了失效根本原因的更多细节。在仅增材制造的原始状态下，材料失效归因于表面缺陷、高粗糙度和不均匀纹理引起的多重裂纹萌生。对于经过喷丸和喷丸+振动抛光制造的试样，大部分裂纹萌生位置在棱角处(图15f )和亚表面孔隙(图15g，h)处。增材制造试样的压缩残余应力、硬度和表面粗糙度与锻态Ti-6Al-4V相近。唯一可辨别的差别是L-PBF试样中存在亚表面缺陷，即使在振动抛光后也是如此。因此，在振动抛光改善表面粗糙度的同时，亚表面缺陷仍然是影响L-PBF试样疲劳寿命的主导因素。如图12b、c、e、f所示，研究团队测得锻态和L-PBF增材制造试样喷丸和喷丸+振动抛光的压缩残余应力DOI差值< 5 %。喷丸和振动抛光都能为锻态和L-PBF试样带来相似的益处。
综上所述，研究团队对采用航空航天制造工艺，对锻造的Ti-6Al-4V和激光粉末床熔融增材制造的Ti-6Al-4V试样进行了对比分析。从最佳疲劳寿命和维修应用的成本效益角度解释了制造方法的适用性。对锻造的材料进行精细铣削，并制作L-PBF增材制造试样，进行热处理和后处理，以获得最佳的疲劳分析基线。通过喷丸强化和振动抛光进一步改善试样的表面和亚表面状况，以提高力学性能。
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