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关于激光快速成形梯度复合结构的探究进展

作者:文学论文
出处:www.lunrr.com
时间:2019-10-19

梯度复合结构是一种新型的整体结构,由两种或多种材料组成,结合了不同部件的不同环境特性和性能要求。这种结构可以充分发挥不同材料的性能优势。梯度复合整体结构的应用可以减少零件数量和零件之间的装配连接,显着提高系统的性能水平和结构效率,在航空航天,国防军工,航空航天等领域具有重要的发展和应用前景。和生物医学。

目前,梯度复合结构的制备技术主要包括粉末冶金,等离子喷涂,自蔓延高温合成,激光熔覆,离心铸造等。这些技术在形成较大尺寸和梯度的梯度复合结构时有很多局限性。形状复杂。

激光快速成型技术是一种新型的数字增材制造技术,它使用大功率激光熔化同步运输的粉末材料。它可以直接从CAD模型中获得结构紧密,综合性能好的最终零件,大大缩短了零件数量。制造周期,提高材料利用率,在小批量近净成形,高性能,复杂形状的零件以及高价值零件的高质量维修方面具有重要的应用前景。由于该技术在材料成分,凝固组织和外部尺寸的集成控制方面具有高度灵活性,因此通过合理的结构设计,材料选择和过程匹配,可以开发出材料设计,制备,成型和结构性能控制的组合。柔性智能制造技术在直接形成新的梯度复合结构方面具有显着的技术优势。本文介绍了近年来通过激光快速成型技术制备梯度复合结构的研究成果,并简要报道了通过激光快速成型制备TC11/Ti2AlNb和TA15/Ti2AlNb双合金材料的研究进展。面临的问题和困难指出了今后工作的主要方向。

连续梯度复合/结构成型

为了减缓不同材料之间热物理性质的差异,通常将连续/准连续梯度成分设计为在不同材料之间过渡,以减轻界面应力。对于不同的靶结构和形成路径,主要有两种方式来连续地改变单个形成层中的粉末成分并改变每个沉积层之间的粉末成分。前者需要一个多通道连续可调的粉末进料系统,该系统由计算机灵活控制以实时更改粉末成分,并且需要对成型过程进行在线监控和反馈控制以确保成型结构的内部质量;后者可以通过离线方式单独更改。双向粉末的送粉量已经完成,该过程相对容易实现,目前的研究大多基于这种方法。研究涉及的材料系统包括Cu-Ni,Invar合金-316L SS,316L SS-Inconel 690、316L SS-Inconel 718、316L SSRene88DT,316L SS-Ni25、316LSS-Stellite 31、316L SS-Fe3Al,Ti- Rene 88DT,TC4-Rene 88DT,Ti-V,Ti-Mo,Ti-Cr,Ti-TiC,Ti-TiAl,Ti-TiAl 2 Nb,Ti 60-Ti2AlNb等。由于激光快速成型沉积材料的逐层熔化的工艺特性,在激光熔池的高温下,不同比例的异种材料会进行原位冶金工艺并合金化。材料系统的选择决定了梯度复合结构的梯度过渡区。组成,相组成和性质。

对于Cu-Ni,316L SS镍和钴基合金的材料系统,由于合金主要元素之间具有较好的固溶互溶特性,因此产生的脆性较小的金属间化合物可通过合理的工艺匹配来制备。具有良好内部质量的渐变复合结构。对于Ti-V和Ti-Mo系统,合金相的组成随V和Mo元素含量的增加而发生显着变化,并有望应用于梯度结构和生物医学领域[20]。从Ti-Ni和Ti-Al的相图可以看出,对于连续梯度材料系统(例如Ti-Ti2AlNb和TC4-Rene88DT),在激光快速旋转过程中不可避免地会形成许多脆性金属间化合物,例如Ti2Ni,TiNi3和Ti3Al。原型。它会带来性能上的劣势,因此在复合结构设计和成型过程中应避免使用。 Qu等。采用激光快速成型技术制备TA15 /γ-TiAl梯度复合结构。研究了梯度材料的组成变化和力学性能。发现γ-TiAl合金侧是由γ-TiAl和α2-Ti3Al相组成的全层。组织,TA15侧是粗糙的篮状结构;在800℃×48h的时效处理后,未发现裂纹,室温下的梯度方向的拉伸强度为1198.8MPa,断裂后的伸长率为0.4%,为脆性。断裂。

鉴于涡轮盘和飞机发动机核心的环境和性能要求不同,例如核心要求的高断裂强度和低循环疲劳强度,以及边缘所需的高温蠕变强度,它具有建议使用两种镍基合金。例如,Waspoaloy和IN100分别创建了心脏和椎间盘的概念,并使用渐变成分在两者之间进行过渡。激光成型的多材料整体涡轮机原型具有1Cr11Ni2W2MoV钢的核心材料,GH742合金的叶片材料以及从GH163合金到GH742合金的轮缘过渡。这两种镍基合金均包含大量合金元素,导致出现梯度。过渡区的组成更加复杂,其内部质量和性能控制也更加困难。对于具有类似特性的材料系统,可以使用直接合金化来形成双重合金材料/结构。通过适当地控制界面过渡区的组织和特性,可以充分利用不同材料的性能。

双重合金材料/结构的整体成型

近年来,随着航空发动机压气机叶片全钛化和飞机结构一体化的应用和发展,对双功能钛合金提出了明确的需求。为了进一步降低材料成本,进一步降低材料成本,基于激光快速成型钛合金的关键技术和质量控制技术,通过激光快速成型设计和制造TA2/TA15 [28-29] TC4/TC11 [30-31]等双合金材料对化学成分变化,界面过渡区的微观组织演变和力学行为进行了深入研究,并为新的结构设计积累了基础数据。

鉴于未来高合金高性能涡轮盘的发展需求,研究了激光快速成型工艺,GH163,GH742和Rene95等镍基高温合金的组织和性能。基于此,直接过渡模式激光快速原型被用于制备GH163/Rene95。双层合金的微观结构以及不同材料的内部和界面区域表明,激光快速成型镍基合金在沉积高度方向上取向并凝固。在双合金的界面处,枝晶也外延生长。界面在双合金的界面处具有约200μm的宽度的组成过渡区。过渡区的硬度不断变化。 GH163/Rene95镍基双合金的界面结合强度高于GH163。图2(b)表明,直接过渡法可用于制备具有良好界面结合的双合金材料,从而避免了在部件的连续过渡区中出现微裂纹缺陷。

为了突破高温钛合金的温度极限,采用直接转变法制备了tc11/γ-tial[33]和tc11/ti2alnb双合金材料。图3显示了TC11/Ti2AlNb双合金薄壁样品的微观结构和激光快速成型的界面过渡区。双合金界面过渡区的成分分析表明,Ti2AlNb与激光快速成形多材料整体涡轮原型金结合形成TC11钛合金稀释后产生两个过渡层(TZ1和TZ2),其成分为介于两者之间。tc11/ti2alnb双合金在550℃孵育2小时后,经风冷消除应力退火处理,室温和650℃高温拉伸强度分别为1060mpa、610mpa和2.2%、23%。室温拉伸断裂在ti2alnb合金侧,650℃高温拉伸断裂在tc11合金侧,能充分发挥tc11合金的中低温性能。研究ti2alnb合金性能的目的是开发具有复合材料性能的压气机叶片。

为了满足新结构不同部位不同温度的实际需要,采用激光快速成型技术成功制备了直接过渡的TA15/Ti2AlNb双合金结构样品,其中直线部分为TA15钛合金,膨胀部分为TA15/Ti2AlNb双合金。是Ti2AlNb合金。从TA15/Ti2AlNb合金界面的组成变化可以看出,在界面处存在宽度约为300微米的组分过渡区,这也是由于TA15合金被Ti2AlNb合金稀释所致。垂直于界面的室温拉伸强度为1025 MPa,伸长率为7.3%。断裂发生在TA15合金侧面附近的界面附近,符合TA15合金力学性能国家标准的要求。结果表明,激光快速成型Ti2AlNb合金在室温和750 C下的拉伸强度分别达到1012 MPa和702 MPa。室温下的抗拉强度与TA15合金的抗拉强度相似。在拉伸过程中,Ti2AlNb合金的横向拉伸截面几乎不会发生塑性变形,从而导致总体伸长率较低。为了优化TA15/Ti2AlNb合金界面区的结构和性能,设计并形成了两种中间过渡合金区的复合薄壁样品。分析了不同合金的界面组成和结构,并沿垂直于界面的方向进行了拉伸试验。结果表明,两种梯度复合结构的拉伸强度分别为1090 MPa和1050 MPa,伸长率分别为6.0%和9.0%。断口位于TA15合金一侧,靠近梯度过渡区或界面。以上结果充分显示了激光快速成型技术在钛双性能高温结构中的发展前景。

要解决的主要问题

激光快速成型技术作为一种高度灵活的增材制造技术,在新型梯度复合结构的直接成型中显示出独特的技术优势,在航空航天等领域显示出良好的开发和应用前景,但其开发和应用前景十分广阔。面临许多问题。首先,在设计梯度复合结构时应充分考虑不同材料的相容性,并应避免在梯度组分过渡区和直接过渡界面区形成有害相。对于兼容性差的材料系统,可以在两者之间。引入与两种材料兼容的第三种材料进行过渡;其次,激光快速成型过程中零件内部存在高温梯度和复杂的热应力,这在形成梯度复合结构时会由于材料的热量而叠加。在成型过程中控制应力和裂纹。此外,大多数由激光快速形成的镍基合金和钛合金都需要进行后续热处理,以实现组织和性能的优化。对于梯度复合结构,有必要研究新的热处理系统。为了协调和优化不同材料的微观结构性能。同时,由于缺乏梯度复合结构或双合金结构的基本性能数据,相关性能的评价方法有待研究。

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