激光熔融沉積成形GH4169裂紋擴展性能研究

韓中寶 陳龍慶 劉璞

(1．中國航發(fā)航空科技股份有限公司，四川 成都 610500; 2．四川大學原子核科學技術研究所，輻射物理與技術教育部重點實驗室，四川 成都 610064; 3．鋼研納克檢測技術股份有限公司，北京 100000)

GH4169(美國牌號為Inconel 718)合金是以γ′和γ″為主要強化相的固溶時效強化型鎳基高溫合金，以其優(yōu)異的高溫性能、良好的熱工藝和焊接性能而被廣泛應用于航空發(fā)動機機匣、渦輪盤結構件等重要高溫部件，在飛機發(fā)動機中該合金的比重占30%以上[1]。GH4169合金部件通常采用鑄造、鍛造等傳統(tǒng)成型工藝，然而，隨著航空飛行器的不斷升級，新型號部件的設計逐漸向輕量化、復雜化和一體化發(fā)展，傳統(tǒng)制造工藝越發(fā)難以滿足成形要求。近年來新發(fā)展起來的增材制造技術在成形復雜結構方面展現(xiàn)出了獨特的優(yōu)勢，為GH4169合金復雜部件的制造提供了新的解決思路。激光熔融沉積(LMD)是增材制造技術的典型代表之一，該技術以數(shù)字化模型為基礎，引導高功率激光束對合金粉末進行逐層熔化，熔池快速凝固，最終實現(xiàn)大尺寸高性能金屬結構件整體近凈成形。相比于傳統(tǒng)加工工藝，LMD具有材料利用率更高、新產品開發(fā)周期更短等顯著優(yōu)勢[2-4]。該技術目前已經成功應用于飛機零部件制造及零件修復，如C919大飛機翼肋制造、F15戰(zhàn)斗機中機翼梁的維修、T700飛機發(fā)動機零件的磨損修復[5]。

近年來越來越多的學者關注激光沉積熔覆技術制造的GH4169工件組織性能，并展開了較為全面的研究。席明哲[6]等人在研究激光快速成形GH4169合金試樣時發(fā)現(xiàn)，樣品拉伸性能具有明顯的各向異性。李祚等[7]在探究高沉積率激光熔覆沉積GH4169合金沉積態(tài)時，發(fā)現(xiàn)析出相主要為Laves相、針狀δ相及不均勻分布的γ″和γ′強化相，其拉伸測試結果的塑性和強度均低于鍛件標準。王忠等[8]在455℃試驗溫度下，探究雙時效激光沉積GH4169低周疲勞性能接近鍛件時效狀態(tài)8000次的要求。Wang等[9]發(fā)現(xiàn)，隨著沉積高度的增加和熱循環(huán)周期的延長，柱狀晶逐漸發(fā)生粗化，Laves相的體積分數(shù)逐漸減小。

GH4169合金部件在服役過程中往往會因疲勞產生宏觀裂紋及裂紋擴展，進而導致部件失效。然而，目前針對LMD成形的GH4169合金疲勞裂紋擴展速率的各向異性研究極少。按照損傷容限疲勞設計理論，實際工程構件不可避免地存在裂紋，此裂紋在循環(huán)載荷下擴展至突然失效需經歷一段穩(wěn)態(tài)擴展期，且此期間的裂紋擴展量足夠大，若能有效掌握并控制材料在此階段的疲勞裂紋擴展行為特性，將顯著提高材料的應用前景和飛機壽命評估的準確性。在航空領域，對部件剩余壽命的準確評估意義重大，通過獲取在特定載荷水平下的da/dN-ΔK關系曲線，能夠推演出裂紋長度與循環(huán)次數(shù)的函數(shù)關系，部件的剩余壽命也可以被進一步評估，即可保證航空發(fā)動機的使用安全，又能避免過早更換部件造成浪費。因此，本工作重點研究了LMD成形GH4169合金開口相互垂直的CT試樣疲勞裂紋擴展特性，對其裂紋擴展行為進行了分析。研究結果將為GH4169合金的LMD成型工藝的優(yōu)化提供數(shù)據(jù)支撐，并有望推進LMD技術在航空工業(yè)的廣泛應用。

1 試驗材料與方法

1.1 試樣準備

本文中所有試樣都采用LMD設備(Metal+1005)制備獲得。GH4169球形粉粒徑50～150 μm，化學成分見表1。以致密度為主要指標，經過工藝優(yōu)化試驗后的LMD參數(shù)如表2所示，采用該工藝條件所制備的GH4169試樣致密度≥99.2%(沉積基板采用GH4169，400 mm×400 mm×12 mm)。

表1 GH4169粉末的化學成分(質量分數(shù)，%)

表2 經過優(yōu)化后的LMD工藝參數(shù)

LMD成形后試樣的熱處理制度如下：820℃保溫8 h，以55℃/h的冷卻速率冷卻到720℃并保溫8 h，然后空冷，具體如圖1所示。裂紋擴展CT試樣的取樣示意圖如圖2所示，試樣尺寸根據(jù)GB/T 6398—2017標準執(zhí)行。其中，試樣厚度為6.0 mm，將開口沿成形試件沉積高度方向標記為橫向試樣，開口與激光掃描路徑平行方向標記為縱向試樣，對試樣表面進行磨拋處理，確保試樣表面粗糙度符合GB/T 6398要求(Ra0.4 μm)。

圖1 LMD成形試樣熱處理制度

圖2 CT試樣取樣示意圖

1.2 試驗方法

疲勞裂紋擴展試驗依據(jù)GB/T 6398—2017標準，在室溫下進行(MTS Landmark370-100 kN)，試驗采用COD引伸計通過柔度法測量裂紋長度，COD標距為5.0 mm。采用降K法預制～1.5 mm疲勞裂紋(消除機械加工引起的殘余應力，并制造尖銳鋒利的裂紋尖端，模擬真實的疲勞裂紋)，該階段設置初始應力強度因子ΔK=15 MPa·m1/2。預制好疲勞裂紋后，采用升K法進行疲勞裂紋擴展試驗，在試驗過程中，保持最大載荷Pmax和應力比R恒定，最大載荷Pmax=3.2 kN，應力比R=0.1，加載頻率f=10 Hz，實驗溫度為23.7℃。

沿疲勞裂紋擴展試樣厚度的方向制取金相試樣，磨拋至鏡面，并放入磷酸溶液中電解5～10 s。采用光學顯微鏡(VHX-500體式鏡)表征宏觀形貌，采用掃描電鏡(Sigma, ZEISS)來進行微觀組織形貌表征。

2 結果與分析

2.1 疲勞裂紋擴展

記錄疲勞實驗過程中循環(huán)周次N、裂紋長度a(加載線到裂紋尖端的距離)以及其所對應的最大載荷Pmax、最小載荷Pmin，處理相關試驗數(shù)據(jù)，繪制a-N曲線(見圖3)?？v坐標表示裂紋長度a，橫坐標表示循環(huán)周次N，其試驗就是觀察隨著循環(huán)周次的增加，疲勞裂紋a逐步增長，應力強度因子增大，裂紋擴展速率也隨之增大，直至裂紋失穩(wěn)擴展導致試樣斷裂的全過程。根據(jù)疲勞裂紋擴展三階段理論(圖4)，二者在試驗的初始階段(5萬次以內)疲勞裂紋a-N曲線的斜率幾乎一致；隨后縱向試樣與橫向試樣的疲勞裂紋長度a之間的差距逐漸被拉大，縱向試樣在15萬循環(huán)周次過后進入快速擴展階段，最終在21萬周次時斷裂；而此時橫向試樣的裂紋長度a仍然隨循環(huán)周次的增加而緩慢增加，處于穩(wěn)態(tài)擴展階段，在30萬次進入快速擴展階段，最終在36萬周次時斷裂。通過對比得知：1)橫向試樣在穩(wěn)態(tài)擴展階段持續(xù)的時間更久，約是縱向試樣的一倍；2)在進入快速擴展階段后，二者抵抗裂紋擴展的能力非常接近，均在5萬～6萬循環(huán)周次內發(fā)生失穩(wěn)斷裂。

圖3 裂紋擴展壽命曲線圖

針對采集的a-N數(shù)據(jù)，采用割線法進行計算處理，得到疲勞裂紋擴展速率da/dN值。對于不同試樣類型的試樣形式，其應力強度因子ΔK的計算公式各不相同。對于CT試樣，ASTM E399中明確定義了計算應力強度因子ΔK的經驗公式(該公式目前也被行業(yè)內認可和通用)，具體為，不同裂紋長度a對應的ΔK值：

13.32α2+14.72α3-5.6α4)

(1)

式中，α=a/W，a為裂紋長度，W為試樣寬度。

兩種方向試樣的疲勞裂紋擴展da/dN-ΔK曲線(也稱為Paris曲線)如圖4所示。Paris曲線可以分為三個階段：近門檻區(qū)Ⅰ、穩(wěn)定擴展區(qū)Ⅱ和快速擴展區(qū)Ⅲ。近門檻區(qū)應力強度因子很小，疲勞裂紋擴展速率隨著應力強度因子的增加而快速提高。穩(wěn)定擴展區(qū)為疲勞裂紋擴展的主要階段，占據(jù)裂紋擴展直至工件失效過程的主要組成部分。快速擴展區(qū)為裂紋擴展的最后階段，疲勞裂紋擴展速率很大，隨著應力強度因子的增加，只要很少的周次就可以導致材料工程失效。圖5中da/dN-ΔK曲線處于疲勞裂紋擴展的后兩個階段：穩(wěn)定擴展階段和快速擴展階段。對比橫向和縱向試樣的Paris曲線，可以看出：

圖4 疲勞裂紋擴展三個階段的示意圖

圖5 縱向試樣和橫向試樣疲勞裂紋擴展速率曲線

1)在穩(wěn)態(tài)擴展速率階段(一般1×10-6～1×10-5mm/周次為穩(wěn)態(tài)階段)，縱向和橫向試樣表現(xiàn)出幾乎相同的裂紋擴展速率，但ΔK范圍不同(縱向試樣在15～26 MPa·m1/2，而橫向試樣在15～30 MPa·m1/2)，且橫向試樣維持相同的擴展速率需要更大的ΔK，橫向試樣裂紋更難以擴展，縱向試樣的裂紋擴展抗力比橫向差；

2)在快速擴展區(qū)(ΔK>30 MPa·m1/2)，二者曲線的斜率比較接近，說明在此階段，裂紋擴展速率與試樣取樣方向沒有關系；

3)在最終失穩(wěn)斷裂的瞬間，橫向試樣裂紋尖端的ΔK更大。

為了更好地描述da/dN曲線穩(wěn)定擴展階段特性，將da/dN-ΔK數(shù)據(jù)對數(shù)化計算，擬合處理后，繪制lg(da/dN)-lg(ΔK)分布點陣圖(見圖6)。該點陣可近似為線性關系，用公式(2)描述這條直線，得到該階段的疲勞裂紋擴展曲線方程：

da/dN=C(ΔK)m

(2)

其中C為材料的特性常數(shù)，m為該直線在對數(shù)坐標上的斜率，并且m值表示裂紋擴展速率對應力的敏感程度。將兩種試樣測試數(shù)據(jù)代入式(2)可得：

縱向試樣：da/dN=6.81554×10-10(ΔK)3.7048，其中C=6.81554×10-10，m=3.7048

橫向試樣：da/dN=4.88652×10-11(ΔK)4.0912，其中C=4.88652×10-11，m=4.0912

圖6 疲勞裂紋穩(wěn)態(tài)擴展Paris曲線

有研究表明，在確定C和m值后，通過裂紋尖端的應力強度因子計算裂紋的擴展速率，能夠有效預測材料的剩余壽命[9-11]。代入任意ΔK值(ΔK≥15 MPa·m1/2)，可以計算得到對應的da/dN裂紋擴展速率，其結果均為縱向試樣大于橫向試樣，這表明LMD不同成形方向試樣的疲勞性能具有明顯的各向異性。已有研究結果表明，激光熔覆制造的鎳基合金在力學性能表現(xiàn)上存在各向異性表現(xiàn)，其中在沿成形試件沉積高度方向的試樣的拉伸性能最低，而與激光掃描路徑平行的試樣的拉伸性能最高[6,11]。在鍛鑄件中，通常把晶粒流線方向看作縱向，垂直于晶粒流線看作橫向，由于殘余應力、加工硬化等因素，因此會存在各向異性(這種各向異性通常能夠通過后續(xù)熱處理徹底消除)，具體為，其拉伸性能表現(xiàn)為縱向最好，沖擊性能橫向最好，斷裂韌度L-T方向最好(裂紋沿橫向T擴展)。而上述結果表明，LMD成形的GH4169合金在疲勞裂紋擴展試驗也具有各向異性的表現(xiàn)，其它力學性能與鍛鑄件具有相同的趨勢性。

2.2 微觀表征結果與分析

圖7為疲勞裂紋擴展試樣的宏觀形貌圖，從圖7(a)和(c)可以看出，其主裂紋方向為從左至右，擴展方向基本與載荷方向保持垂直，縱向試樣的裂紋擴展路徑相對而言比較平順，橫向試樣的裂紋擴展路徑較為曲折，裂紋面呈鋸齒型及小平面型，裂紋面凹凸不平。在圖7(b)和(d)中能夠觀察到，在粉末沉積方向上具有“熔池條帶”層層堆疊現(xiàn)象，其寬度分別約為311 μm(縱向)和439 μm(橫向)。在“熔池條帶”兩側規(guī)律性分布著魚鱗狀紋理，在沿成形試件沉積高度方向上，每當穿過“熔池條帶”即轉向，成Z字形分布。

圖7 疲勞裂紋擴展試樣宏觀形貌

圖8 疲勞裂紋擴展試樣截面和斷口SEM圖

為了進一步分析LMD試樣的斷裂機制，我們對橫向和縱向試樣的斷口截面和斷面都進行了SEM表征，結果如圖8所示。有研究表明，沿沉積方向外延生長的柱狀晶組織是LMD-GH4169合金顯微組織最顯著的特征[7]。圖8(a)和(c)中黃色虛線范圍內組織為層帶定向凝固組織(柱狀晶)，構成“熔池條帶”層。能夠看出層與層結

合處組織明顯粗化，并呈現(xiàn)不規(guī)則分布，這是由于LMD制造工藝需要激光掃描道搭接進行，在搭接時新的激光掃描道將在前一激光掃描道中形成熱影響區(qū)，并造成熱影響區(qū)內的組織粗大。而“熔池條帶”的柱狀晶最為密集且均勻分布，在裂紋擴展過程中，裂紋路徑的選擇總是擇弱進行。橫向裂紋擴展方向與“熔池條帶”相垂直，擴展路徑就是在不斷破壞“熔池條帶”的過程，其擴展路徑更為曲折，消耗更多的能量，其“熔池條帶”增強了抵抗裂紋擴展的能力，導致其裂紋擴散速率比縱向低，也解釋了穩(wěn)態(tài)擴展階段橫向試樣需要更大的裂紋強度因子ΔK維持相應的擴展速率。根據(jù)圖8(c)，縱向試樣斷口呈明顯的韌性斷口形貌，并且出現(xiàn)河流狀花樣，斷面較為平整，這表明裂紋沿該方向擴展具有較多分叉，沒有明顯織構的情況下，主裂紋受細小均勻的針狀δ相影響從而發(fā)生顯著的偏轉，增加了裂紋路徑彎曲度，表現(xiàn)為裂紋擴展速率較高。而從圖8(d)可以明顯看出，橫向試樣斷口出現(xiàn)了明顯的解理面，無明顯韌窩，表明主裂紋沿該方向擴展并未受到阻礙，柱狀組織的存在使得裂紋擴展路徑較為平直，表現(xiàn)為裂紋擴展速率較低。此外，斷口處未熔粉(圖8(b)&(d))的存在也將成為疲勞裂紋萌生和擴展的擇優(yōu)區(qū)域，降低疲勞性能。

3 結論

(1)激光熔覆沉積GH4169裂紋擴展性能在相同應力比R、恒幅載荷Pmax下，穩(wěn)態(tài)擴展階段的速率取決于CT試樣選擇的方向，即激光掃描路徑平行方向抵抗裂紋擴展的能力明顯弱于沿成形試件沉積高度方向。

(2)與傳統(tǒng)鑄鍛件相比，激光熔覆沉積制取的材料存在顯著的各向異性并且經過熱處理后，該各向異性行為并未消除。

(3)其微觀結構是構成疲勞裂紋擴展行為的差異的主要原因，平行于沉積方向試樣具有更優(yōu)異的疲勞裂紋擴展性能。