【摘 要】
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激光选区熔化（Seletive Laser Manufacturing,SLM）技术因为可以实现复杂结构零件的高精度快速成形在最近十几年得到快速发展,在航空航天领域逐渐得到应用。限于当前技术现状,SLM成形材料内部目前仍不可避免的存在孔隙等显微缺陷,而且目前尚缺乏孔隙缺陷存在情况下关于SLM成形合金的力学性能研究。本文探讨了SLM成形参数对Inconel 718镍基高温合金致密度的影响,分析了孔隙
【基金项目】
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国家自然科学基金（51865036、51565041）； 南昌航空大学研究生创新专项资金项目（YC2018005）；
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激光选区熔化（Seletive Laser Manufacturing,SLM）技术因为可以实现复杂结构零件的高精度快速成形在最近十几年得到快速发展,在航空航天领域逐渐得到应用。限于当前技术现状,SLM成形材料内部目前仍不可避免的存在孔隙等显微缺陷,而且目前尚缺乏孔隙缺陷存在情况下关于SLM成形合金的力学性能研究。本文探讨了SLM成形参数对Inconel 718镍基高温合金致密度的影响,分析了孔隙缺陷的形成原因,研究了孔隙缺陷存在情况下合金的静载拉伸性能和动载疲劳裂纹扩展速率行为。主要得到如下研究结果:对SLM成形Inconel 718合金孔隙缺陷形成原因进行了研究。发现激光功率为400W时,在扫描速度为600mm/s时,主要是“Key-hole”模式下形成的尺寸20～50μm的圆形孔隙缺陷,当扫描速度增大到900mm/s时,由“Key-hole”模式向“Conduction”模式转变,形成尺寸小于20μm的圆形小尺寸孔隙缺陷,扫描速度再次增大会则会形成尺寸较小的不规则孔隙缺陷。当扫描速度为1800mm/s时,在较低功率下容易形成由于搭接不良导致的不规则未熔合孔隙缺陷,尺寸约为168μm并横贯多个熔覆层,随着激光功率增大到300W时,向“Conduction”模式下的尺寸小于20μm圆形孔隙缺陷转变。SLM成形Inconel 718合金试样显微组织及力学性能分析表明,沉积态组织由粗大外延生长的柱状晶组成,柱状晶的生长方向与激光扫描方向垂直并指向沉积方向,在微观上表现为细密的枝晶亚结构,枝晶间距仅为1～2μm,合金元素微观偏析不明显。对SLM成形Inconel 718合金试样进行热处理可以发现,经1080℃/1h热处理后外延连续生长的柱状晶被细小的再结晶晶粒取代,经1030℃/1h热处理后,脆性Laves相可完全消除。热处理后试样显微硬度及抗拉强度在1080℃/1h+δ相时效+双级时效热处理后分别取得最大值521.23HV和1463.07MPa。对SLM成形不同致密度的Inconel 718合金试样进行显微硬度及拉伸性能测试,发现去应力退火后各试样的显微硬度值在350±15HV范围内上下波动,经过固溶+时效热处理后各试样的显微硬度明显提升,在510±20HV范围内波动,且基本不随致密度改变而变化。拉伸结果显示热处理之后不同致密度试样的强度随着致密度的增大呈先增大后减小的变化趋势,不同类型孔隙缺陷对抗拉强度影响机理不同,Key-hole模式下形成的尺寸较大的圆形孔隙缺陷对试样的强度影响最大,其次分别为不规则的小尺寸孔隙缺陷和Conduction模式下形成的小尺寸圆形孔隙缺陷。分别对致密度为98.85%、99.26%和99.84%三种不同致密度试样进行疲劳裂纹扩展试验,可以发现三种不同致密度试样的应力强度因子门槛值分别为14.15MPa·m1/2、15.08MPa·m1/2、14.25MPa·m1/2,对Paris区进行线性拟合分别得到以下结果即致密度为98.85%时是da/d N=6.51E-9（ΔK）2.7,致密度为99.26%时是da/d N=5.46E-9（ΔK）2.74,致密度为99.84%时是da/d N=8.67E-9（ΔK）2.61,其中C值都在一个数量级范围内,m值呈现一定的变化趋势,即在本文研究范围内,当材料致密度为99.26%时,即Conduction模式下形成的小尺寸的孔隙缺陷对合金的疲劳裂纹扩展能力影响最小。
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