退火熱處理對(duì)航空醫(yī)療用高熔點(diǎn)TA17鈦合金激光選區(qū)熔化成形件的力學(xué)性能影響研究

前言

激光選區(qū)熔化成形（selective laser melting，SLM）技術(shù)是以原型制造技術(shù)為基本原理發(fā)展起來(lái)的一種先進(jìn)的激光增材制造技術(shù)。通過(guò)專用軟件對(duì)零件三維數(shù)模進(jìn)行切片分層，獲得各截面的輪廓數(shù)據(jù)后，利用高能量激光束根據(jù)輪廓數(shù)據(jù)層選擇性地熔化金屬粉末，通過(guò)逐層鋪粉、逐層熔化凝固堆積的方式，制造三維實(shí)體零件。SLM 技術(shù)可實(shí)現(xiàn)傳統(tǒng)工藝如鍛造、鑄造、焊接等無(wú)法制造的內(nèi)部有異形復(fù)雜結(jié)構(gòu)的高精度、短流程零件的制造，而且成形零件的性能滿足工程使用要求。

鈦合金具有比強(qiáng)度高、耐腐蝕性好、可焊性強(qiáng)等特點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空航天、醫(yī)療衛(wèi)生、核動(dòng)力行業(yè)等領(lǐng)域[1]。TA17 是一種我國(guó)基于前蘇聯(lián)牌號(hào)IIT-3B 合金研制的鈦合金材料 [2]。由于鈦合金本身所具有的高熔點(diǎn)、高熔融態(tài)活性以及大的變形抗力等特點(diǎn)，使得鈦合金從原材料到零件制備成形的成本及難度大大提高，且產(chǎn)量低，周期長(zhǎng)。SLM 制造鈦合金具有加工周期短、制造成本低、高柔性化、高強(qiáng)度等特點(diǎn)，在航空航天、醫(yī)療衛(wèi)生等多個(gè)專業(yè)領(lǐng)域受到越來(lái)越高的重視[3]。

相關(guān)研究表明，SLM 成形件強(qiáng)度高、塑性差，需要熱處理方式進(jìn)一步提高成形件的綜合力學(xué)性能，若要達(dá)到工程應(yīng)用，需提高材料塑性，改善材料性能[4]。文中針對(duì)該問(wèn)題，開(kāi)展不同溫度、冷卻方式下的退火熱處理工藝研究，通過(guò)研究退火熱處理前后試驗(yàn)件的力學(xué)性能數(shù)據(jù)，分析退火熱處理工藝對(duì)TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件的影響，獲得改善材料性能的最優(yōu)熱處理工藝。

1、 研究對(duì)象

開(kāi)展TA17鈦合金激光選區(qū)熔化成形工藝試驗(yàn)，獲得了TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件。試驗(yàn)采用德國(guó)EOS M400 金屬快速成形機(jī)。設(shè)備包含冷卻系統(tǒng)、循環(huán)過(guò)濾系統(tǒng)、成型系統(tǒng)、氣體保護(hù)系統(tǒng)等多個(gè)系統(tǒng)，成形艙成型尺寸為 400 mm×400 mm×400 mm，激光功率≥ 1 000 W。試驗(yàn)采用橫向雙向鋪粉，通過(guò)振鏡調(diào)節(jié)激光束掃描成形艙基板每一個(gè)零件的斷層輪廓，逐層疊加最終成形整個(gè)零件。

對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行了橫向（XY）/ 縱向（YZ/XZ）的室溫拉伸、高溫拉伸、沖擊試驗(yàn)測(cè)試，結(jié)果如表 1、表 2所示。國(guó)內(nèi)對(duì)TA17 的力學(xué)性能要求如表 3 所示，對(duì)比可知，TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件滿足技術(shù)要求[5]。

由表 1~ 表 3 可知，TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件各項(xiàng)力學(xué)性能滿足國(guó)內(nèi)TA17 力學(xué)性能要求，具有較高的強(qiáng)度、較低的塑性。為了使材料具有更加良好的綜合力學(xué)性能，采用退火熱處理方式來(lái)提高材料塑性[6]。

2、 試驗(yàn)過(guò)程及結(jié)果

2.1 試驗(yàn)過(guò)程

TA17 是從TC4 演變而來(lái)的低合金α 型鈦合金，相變溫度為 965~970 ℃，適當(dāng)?shù)臒崽幚砟軌蛴嗅槍?duì)性的進(jìn)一步提高材料的力學(xué)性能指標(biāo)[6-7]。退火熱處理工藝研究主要從熱處理溫度、冷卻方式兩個(gè)方面研究退火熱處理對(duì)TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件力學(xué)性能的影響。

試驗(yàn)分為 800~900 ℃空冷（AC）、800~900 ℃爐冷（FC）、900~950 ℃空冷（AC） 3 組不同退火熱處理工藝，具體的工藝指標(biāo)如表 4 所示。

2.2 室溫拉伸試驗(yàn)結(jié)果

按照GB/T228-2008《金屬材料室溫拉伸試驗(yàn)方法》標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，對(duì)退火熱處理后的 3 組試驗(yàn)件進(jìn)行了橫向（XY）/ 縱向（YZ/XZ）的室溫拉伸試驗(yàn)，結(jié)果如圖 1、圖 2 所示。 

分析圖 1、圖 2 可知：

（1）經(jīng)過(guò)熱處理后，TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件的室溫抗拉強(qiáng)度、屈服強(qiáng)度均明顯地下降，均滿足標(biāo)準(zhǔn)要求；

（2）不同的熱處理方式均會(huì)使材料的伸長(zhǎng)率有一定提高，而室溫?cái)嗝媸湛s率表現(xiàn)不同；

（3）經(jīng)過(guò) 800~900 ℃空冷（AC）或800~900 ℃爐冷（FC）退火熱處理后，該材料的斷面收縮率明顯降低；

（4）經(jīng)過(guò) 900~950 ℃空冷（AC）退火熱處理后，斷面收縮率有一定提高，表明該材料塑性得到增強(qiáng)；

（5）經(jīng)過(guò) 900~950 ℃空冷（AC）退火熱處理后，縱向YZ/XZ 方向與橫向XY 方向的室溫力學(xué)性能數(shù)據(jù)差異減小，表明該材料整體的室溫力學(xué)性能較均衡。

2.3 室溫沖擊試驗(yàn)結(jié)果

按照GB/T229-2007《金屬材料 夏比擺錘沖擊試驗(yàn)方法》標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，對(duì)退火熱處理后的 3 組試驗(yàn)件進(jìn)行了橫向（XY）/ 縱向（YZ/XZ）的室溫沖擊試驗(yàn)，結(jié)果如圖 3 所示。

分析圖 3 可知，經(jīng)過(guò) 800~900℃空冷（AC）或800~900℃爐冷（FC）退火熱處理后，TA17鈦合金SLM試驗(yàn)件的沖擊韌性AKU 明顯降低，但經(jīng)過(guò) 900~950 ℃空冷（AC）退火熱處理后，室溫沖擊韌性AKU 有一定增加，該材料的韌性提高。

根據(jù)室溫拉伸性能、沖擊性能結(jié)果，表明經(jīng)900~950 ℃空冷（AC）退火熱處理后，TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件的室溫的塑性、韌性得到提高，為 3 種熱處理工藝中最優(yōu)。選定 900~950 ℃空冷（AC）熱處理后的試件開(kāi)展 350 ℃高溫拉伸性能試驗(yàn)。

2.4 高溫拉伸試驗(yàn)結(jié)果

按照GB/T4338-2006《金屬材料高溫試驗(yàn)方法》標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，對(duì) 900~950 ℃空冷（AC）后的TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件開(kāi)展高溫拉伸試驗(yàn)，結(jié)果如圖 4、圖 5所示。

根據(jù)高溫（350℃）拉伸試驗(yàn)結(jié)果可知，經(jīng) 900~950 ℃空冷（AC）退火熱處理后：

（1）TA17鈦合金SLM試驗(yàn)件的高溫（350 ℃）抗拉強(qiáng)度與屈服強(qiáng)度均有明顯降低，滿足技術(shù)要求；

（2）縱向YZ/XZ 方向與橫向XY 方向的力學(xué)性能數(shù)據(jù)差異減小，表明該材料整體的力學(xué)性能較均衡；

（3）延伸率有顯著提高，與熱處理前相比提高了約 50%；

（4）橫向斷面收縮率略有降低，縱向收縮率有所提高；

（5）橫、縱向的高溫力學(xué)性能數(shù)據(jù)差異減小，表明該材料整體的高溫力學(xué)性能較均衡。

綜合來(lái)看，TA17鈦合金SLM 試驗(yàn)件經(jīng) 900~950℃空冷（AC）退火熱處理后，室溫與高溫（350 ℃）強(qiáng)度顯著降低，延伸率顯著提高，斷面收縮率有所提高，均滿足技術(shù)要求。表明該材料的室溫、高溫（350 ℃）的塑性與韌性得到明顯提高。

3、 結(jié)論

通過(guò)對(duì)TA17鈦合金激光選區(qū)熔化成形材料做退火熱處理工藝試驗(yàn)研究，對(duì)比 3 種不同溫度、冷卻方式下的退火熱處理工藝后室溫拉伸、350 ℃高溫拉伸、沖擊試驗(yàn)性能數(shù)據(jù)，得到以下結(jié)論：

（1）800~900℃空冷或者爐冷熱處理后，該材料的室溫強(qiáng)度降低，塑性提高，但韌性降低。

（2）900~950℃下保溫 2 h 后空冷（AC）為最優(yōu)的退火熱處理工藝方案，在此方案下，該材料的強(qiáng)度降低，塑性與韌性得到明顯提高，整體的力學(xué)性能較均衡，滿足技術(shù)要求。

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