【摘 要】
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NiAl合金服役温度1000℃～1200℃,比镍基高温合金高200℃,具有出色的抗氧化能力和抗腐蚀能力,被视为发动机涡轮叶片和导向叶片的理想材料。而NiAl合金塑性较差,即使在高温条件下仍难以变形。针对NiAl合金薄壁构件的成形难题,近年来出现了成形-原位反应制备新工艺,先将Ni、Al箔材制备为Ni/Al层合板,然后成形为复杂曲面构件,再通过高温扩散反应得到单相NiAl合金,即“先成形,再成性”。
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NiAl合金服役温度1000℃～1200℃,比镍基高温合金高200℃,具有出色的抗氧化能力和抗腐蚀能力,被视为发动机涡轮叶片和导向叶片的理想材料。而NiAl合金塑性较差,即使在高温条件下仍难以变形。针对NiAl合金薄壁构件的成形难题,近年来出现了成形-原位反应制备新工艺,先将Ni、Al箔材制备为Ni/Al层合板,然后成形为复杂曲面构件,再通过高温扩散反应得到单相NiAl合金,即“先成形,再成性”。但由于Ni/Al层合板独特的韧脆交替组织形态,使得其热成形极限和损伤断裂行为极为复杂。本文面向NiAl合金复杂异形薄壁构件成形对于Ni/Al层合板成形性能的要求,研究其热成形过程损伤与断裂行为以及成形极限,以期为NiAl合金薄壁构件成形-原位反应制备工艺提供指导。本文进行了Ni/Al层合板四类缺口试样的高温单向拉伸实验,并采用应力三轴度描述了Ni/Al层合板不同变形条件下的应力状态。结果可见,纯剪切试样的应力三轴度基本稳定在0处,光滑试样的应力三轴度稳定在0.33,圆弧缺口试样和V型缺口试样的应力三轴度整体处于0.58～0.75区间内。建立了Ni/Al层合板高温单向拉伸损伤断裂的有限元模型,在Ni、Al基体区采用GTN损伤模型,在扩散层NixAly采用Brittle Cracking断裂模型,通过“显微组织观察+有限元逆向标定”复合法确定两模型的损伤与断裂参数,保证模拟与实验的载荷-位移曲线数据误差函数最小。模拟结果显示,在变形初期,扩散层NixAly的应力最大,其次是Ni层,Al层的应力最小。微裂纹优先在扩散层萌生,导致临近裂纹的Ni层和Al层出现变形和应力集中,Ni层首先发生颈缩及断裂现象。建立了Ni/Al层合板热态气压成形的有限元模型,得到了轴长比δ1=4/4Ni/Al层合板不同胀形阶段轴向应变和环向应变分布云图,并分析了轴长比δ2=3/4层合板各层的损伤规律,发现当轴长比δ1=4/4时,扩散层的微裂纹呈环向分布。随着轴长比的降低,微裂纹逐渐垂直于第一主应变分布。绘制了Ni/Al层合板热态气压成形孔洞率演变图,胀破时的整体最大孔洞率为9.217%,其中NixAly扩散层占6.657%,主导了Ni/Al层合板的胀破失效行为。开展了Ni/Al层合板热态气压成形实验,得到了轴长比δ1=4/4胀形件不同胀形阶段和四类轴长比胀形件临界破裂阶段的高度、壁厚和外部轮廓分布规律,并绘制了热成形极限图。轴长比δ1=4/4胀形件最大等效应变为0.173,壁厚减薄率为16.5%。分析了Ni/Al层合板热态气压成形过程中的损伤行为及断口形貌,临界胀破试样没有产生板厚方向的贯穿裂纹,但是出现了表层区裂纹。
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