背景简介

近年来，SLM（激光打印）Ti6Al4V合金的疲劳行为是许多研究者的关心的领域。然而，增材制造Ti6Al4V合金的组织演变和固有缺陷对疲劳性能的共同影响却很少被探究，仍然存在未解释清楚的部分。

本研究采用基于SLM的增材制造工艺制备了Ti6Al4V试样，并进行了不同热处理周期的后处理。在优化塑性和强度的基础上，选择最佳热处理工艺进行进一步分析。然后以不同的应力比(R)对标准圆柱形试样进行疲劳加载，以评估SLM Ti6Al4V合金原始和热处理两种状态下的持久极限。基于力学性能、缺陷检测和疲劳断口形貌，采用实验标定模型对热处理后SLM Ti6Al4V合金的疲劳性能进行了预测。

成果介绍

（1）对不同热处理状态下的SLM Ti6Al4V进行力学性能的评估。发现马氏体相较于常规α相具有更高的强度和更低的延性。且随着热处理的温度的提升，α'向α+β转变，导致晶格参数和力学性能进一步改变。图1为不同状态下SLM Ti6Al4V的晶格参数。表1为不同状态下SLM Ti6Al4V的力学性能。

图1 不同状态下SLM Ti6Al4V的XRD测试结果

表1 不同状态下SLM Ti6Al4V的常规力学性能结果

（2）研究发现随着热处理工艺的变化，微观组织（如晶粒尺寸）也发生了变化。图2为不同热处理状态下的微观组织。并且硬度、屈服强度，抗拉强度等性能和晶粒尺寸之间存在线性关系，图3结果显示上述关系符合Hall-Petch效应。

图2 不同热处理状态下的微观组织

图3 力学性能和晶粒尺寸之间的Hall-Petch效应

（3）研究发现，热处理过程有助于SLM Ti6Al4V疲劳性能的提高。原因是热处理会使得α片层状组织和α+β片层状组织有所长大，并且会使得打印过程中引入的残余应力有所释放。图4为原始状态和热处理状态下的疲劳寿命曲线对比。

图4 原始状态和热处理状态（850℃-2h）下的疲劳试验结果

（4）从疲劳断口的分析结果来看，起裂源基本都是表面或者近表面的缺陷。远离试样表面的缺陷对于寿命的危害并不显著。图5为典型情况下试样疲劳断口。

图5 疲劳裂纹萌生点附近经常观察到的缺陷实例

（5）使用村上预测疲劳极限模型来对试验数据进行了预测，并对应力比的影响参数进行了拟合，拟合得到α=0.655。还利用该模型，对不同应力比下的高周疲劳极限进行了预测。图6为预测和实际值的对比。下式为村上提出的预测疲劳极限的模型。

图6 预测应力幅值与实验观测应力幅值的比较

致谢

作者感谢“G”国防冶金研究实验室- DRDO科学家Amit Bhattacharjee博士在研究工作中提出的有意义的意见和建议。作者也感谢航空研究与发展委员会(ARDB) - DRDO的材料与制造(M&M)小组为本研究提供资金(资助号: ARDB/01/2031951/M/I) 。本文通讯作者：Gaur V（Department of Mechanical and Industrial Engineering, Indian Institute of Technology Roorkee, Uttarakhand 247667, India）。

本期小编：董乃健（整理）

徐浩波（校对）

王康康（审核）

闵　琳（发布）