【摘 要】
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作为一种高材料利用率、高设计自由度和近净成形的加工方式,增材制造技术已成为航空航天部件制造的重要选择。选区激光熔化(SLM)技术作为主流方法之一,在钛合金制造中应用最为广泛,其中以Ti6Al4V为代表的α+β型双相钛合金因具有良好的综合性能、优良的生物相容性以及较高的损伤容限而被大量使用。研究表明,SLM的Ti6Al4V合金拉伸性能与锻件相当,然而其疲劳性能严重降低。研究认为,缺陷是导致疲劳性能降
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作为一种高材料利用率、高设计自由度和近净成形的加工方式,增材制造技术已成为航空航天部件制造的重要选择。选区激光熔化(SLM)技术作为主流方法之一,在钛合金制造中应用最为广泛,其中以Ti6Al4V为代表的α+β型双相钛合金因具有良好的综合性能、优良的生物相容性以及较高的损伤容限而被大量使用。研究表明,SLM的Ti6Al4V合金拉伸性能与锻件相当,然而其疲劳性能严重降低。研究认为,缺陷是导致疲劳性能降低的主要影响因素,因此开展缺陷容限研究是SLM的Ti6Al4V部件安全服役及性能评价的前提与基础。本文基于成形工艺良好SLM的Ti6Al4V合金,综合利用显微组织表征技术和基础力学试验,借助基于上海光源同步辐射X射线断层扫描(SR-μCT)和实验室微焦点断层扫描技术(XCT),开展了微观组织揭示、缺陷分布表征、疲劳强度预测以及缺陷容限评价等系统探索。试验借助金相显微镜和电子背散射衍射(EBSD)设备进行了显微组织的表征研究,细小的针状?′马氏体硬脆相是SLM的Ti6Al4V合金强度高塑性差的根本原因。利用硬度测试、拉伸试验、疲劳试验和SR-μCT原位试验对合金的力学性能进行表征,发现缺陷显著恶化SLM的Ti6Al4V合金的疲劳性能,其尺寸、位置和形貌均对疲劳性能有不同程度的影响。基于SR-μCT和XCT的缺陷重构结果,开展缺陷尺寸的极值统计工作,利用极值估计量借助Murakami预测模型对疲劳强度进行预测,预测结果可靠。基于Kitagawa-Takahashi图的评估思想,借助断裂力学方法,对SLM的Ti6Al4V内部缺陷容限进行评价,确定了最大临界缺陷尺寸范围,通过有限元仿真描述了缺陷局部应力状态随位置不同的演化规律,并讨论了四种不同的缺陷分级评价方法,对真实含缺陷试样的疲劳裂纹萌生位置进行预测。研究结果为增材合金内部缺陷容限评价以及缺陷对疲劳性能和服役寿命的影响提供了重要的分析思路与方法,同时也为高速列车轻量化部件增材制造材料的尝试性应用提供了先期探索。
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