鈦合金具有密度低、比強(qiáng)度高、耐蝕性及高溫力學(xué)性能優(yōu)異等優(yōu)點(diǎn)，在軍、民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的用量已成為衡量飛機(jī)先進(jìn)性的重要指標(biāo)之一[1-2]。在民用飛機(jī)方面，波音和空客公司在飛機(jī)的更新?lián)Q代中不斷增加鈦合金用量，波音757和A320鈦合金用量分別是6％和4.5％，波音777和A340的鈦合金用量分別達(dá)到7％和6％，而新一代的波音787和A380的鈦合金用量已達(dá)到15％和10％[3]。軍用飛機(jī)方面，蘇-27、F-16和F-18等飛機(jī)大量使用了鈦合金，尤其是第4代戰(zhàn)斗機(jī)F-22鈦合金使用量更是達(dá)到了結(jié)構(gòu)總重量的41％[4]。 

        但是，由于鈦合金本身特性的原因，采用傳統(tǒng)“鍛造+機(jī)加”技術(shù)制造的大型鈦合金零件的機(jī)械加工余量大、材料利用率低（一般小于10％），導(dǎo)致了鈦合金零件的制造成本高、生產(chǎn)周期長(zhǎng)[5]。尤其是一些形狀復(fù)雜的鈦合金結(jié)構(gòu)件采用傳統(tǒng)制造技術(shù)無法成形。上述原因嚴(yán)重制約我國(guó)航空裝備研制與生產(chǎn)。 

        激光成形技術(shù)是一種由高功率激光鍍覆技術(shù)與原型技術(shù)結(jié)合而成的金屬粉末熔化和直接沉積的新型制造技術(shù)[6]，可在無需任何模具和工裝條件下通過金屬材料的激光逐層熔化沉積，直接用零件三維數(shù)學(xué)模型一步完成高性能“近終成形”復(fù)雜零件的成形制造，具有材料利用率高、加工余量小、試制周期短、工藝柔性高等突出優(yōu)點(diǎn)，在航空應(yīng)用領(lǐng)域有很大潛力[6-8]。 
航空用鈦合金結(jié)構(gòu)件激光成形技術(shù)及應(yīng)用進(jìn)展。 

       美國(guó)首先將激光成形技術(shù)應(yīng)用于航空領(lǐng)域，于1997年AeroMet公司在美國(guó)空軍、陸軍及國(guó)防有關(guān)研究計(jì)劃支持下，進(jìn)行了激光成形鈦合金飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的應(yīng)用研究。于2000年完成了對(duì)激光成形鈦合金全尺寸飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)件的地面考核驗(yàn)證試驗(yàn)。到2005年為止該公司采用激光成形制造的Ti6Al4V合金零件實(shí)現(xiàn)了在F/A-18E/F艦載機(jī)和F-22殲擊機(jī)等飛機(jī)上裝機(jī)應(yīng)用，并制定出專門的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)（AMS 4999）[9-10]。圖1是AeroMet公司為L(zhǎng)ockheed Martin公司采用激光成形制造的飛機(jī)鈦合金支座。

       美國(guó)激光成形技術(shù)在航空工業(yè)的成功應(yīng)用，大大促進(jìn)了我國(guó)在這一領(lǐng)域的研究熱潮[10-13]。如西北工業(yè)大學(xué)、中航工業(yè)北京航空制造工程研究所、北京航空航天大學(xué)、北京有色金屬研究總院等單位積極開展激光成形工藝、零件制造及加工等研究工作，并取得了較快的發(fā)展。 

1TA15合金 

       TA15合金具有較好的綜合力學(xué)性能和鍛造、焊接、熱處理等工藝性能，在飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)中具有廣泛的應(yīng)用[14]，是我國(guó)最早應(yīng)用于激光成形技術(shù)的鈦合金之一[15-19]。早在2005年，北航采用 “平面接觸/動(dòng)態(tài)密封/惰性氣氛保護(hù)”激光成形設(shè)備成形了具有優(yōu)異力學(xué)性能的TA15合金制件，并與熱軋退火狀態(tài)的TA15合金板材進(jìn)行了全面的比較，從表1可以看出，激光成形TA15合金與熱軋退火TA15板材相比室溫拉伸性能相當(dāng)，但500℃高溫時(shí)延伸率較低。值得關(guān)注的是激光成形TA15合金在500℃/471MPa條件下的高溫持久性能十分優(yōu)異，達(dá)熱軋退火TA15板材的2倍以上。在疲勞性能方面，相關(guān)研究認(rèn)為激光成形TA15合金略低于鍛件和熱軋厚板。目前，北航采用激光成形技術(shù)制造的TA15合金非承力結(jié)構(gòu)件已實(shí)現(xiàn)裝機(jī)試用[16]。

2TC4合金 

       TC4合金具有優(yōu)異的綜合性能，在航空工業(yè)中主要用于制造發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇、壓氣機(jī)盤及葉片，以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的梁、接頭和隔框等重要承力構(gòu)件[20]。目前關(guān)于激光成形TC4合金的報(bào)道較多[21-26]。西工大黃衛(wèi)東課題組發(fā)現(xiàn)成形件的塑性對(duì)氧含量極其敏感，隨著氧含量的升高，延伸率急劇下降，當(dāng)氧的質(zhì)量分?jǐn)?shù)超過0.4%時(shí)，鈦合金將因塑性太差而失去工程應(yīng)用價(jià)值。因此，TC4合金成形過程中需要進(jìn)行氣氛保護(hù)，確保成形件中氧的質(zhì)量分?jǐn)?shù)控制在0.08%~0.4%范圍內(nèi)[21-22]。該課題組制備的TC4合金抗拉強(qiáng)度高達(dá)1200MPa，延伸率為5%，通過固溶時(shí)效處理，可獲得優(yōu)異的綜合性能，抗拉強(qiáng)度為1040MPa，延伸率為13%，斷面收縮率高達(dá)41%。基本力學(xué)性能更是全面滿足美國(guó)鈦合金鍛件標(biāo)準(zhǔn)ASTM B381-05的要求[13]。北京有色院高士友在密閉氬氣保護(hù)氣氛條件下，通過激光成形技術(shù)也成功制備了的性能優(yōu)異的TC4合金，抗拉強(qiáng)度為1040MPa，延伸率達(dá)到9%，斷面收縮率為13%，其基本力學(xué)性能優(yōu)于TC4鑄件，并接近了TC4鍛件[23]。表2為激光成形TC4合金力學(xué)性能與美國(guó)Ti6Al4V激光塊成形規(guī)范AMS 4999A、鈦合金鍛件標(biāo)準(zhǔn)ASTM B381規(guī)定的性能比較?？梢钥闯觯覈?guó)TC4合金激光成形件的基本力學(xué)性能普遍滿足美國(guó)航空航天材料規(guī)范AMS 4999A的要求。圖2為TC4合金梁零件照片。

3TC21合金 
       TC21鈦合金集高強(qiáng)、高韌、損傷容限于一體，在高性能航空及航天飛行器結(jié)構(gòu)件制造中有著巨大的應(yīng)用前景。目前關(guān)于激光成形TC21合金的報(bào)道相對(duì)較少，且局限于合金本身特性的研究。西工大黃衛(wèi)東課題組采用等離子旋轉(zhuǎn)電極法制備的TC21球形粉體制備了TC21合金，基本性能數(shù)據(jù)見表3。激光成形TC21合金拉伸強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度高達(dá)1265MPa和1175MPa，都超過了設(shè)計(jì)值要求，甚至優(yōu)于鍛件，但其塑性較差，延伸率只有5％左右[27]。通過分析激光成形TC21合金顯微組織，發(fā)現(xiàn)除表面部分為針狀馬氏體外，內(nèi)部為類似于鍛造TC21合金的網(wǎng)籃組織，與鍛造組織相比其網(wǎng)籃組織更加均勻細(xì)小[28]。

       目前關(guān)于激光成形鈦合金的力學(xué)性能研究主要關(guān)注了靜強(qiáng)度指標(biāo)，從上述數(shù)據(jù)表明，激光成形鈦合金的拉伸性能和塑性已經(jīng)明顯接近甚至優(yōu)于鍛件。但現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)，尤其是主承力結(jié)構(gòu)用鈦合金在滿足靜強(qiáng)度、剛度的同時(shí)，還必須遵循抗疲勞、耐久性及損傷容限性能等要求。因此，鈦合金激光成形技術(shù)要應(yīng)用于飛機(jī)承力結(jié)構(gòu)，必須對(duì)其綜合性能進(jìn)行充分的研究和考核。 

鈦合金激光成形技術(shù)存在的問題 
        激光成形單道多層熔覆層的過程如圖3所示，其中熔池及新熔覆層高度為H，重熔區(qū)高度為h，數(shù)控工作臺(tái)Z軸上升增量為ΔZ。材料在激光成形過程中，熔化、凝固和冷卻都是在速度極快的條件下進(jìn)行的，因此在零件內(nèi)部極易產(chǎn)生冶金缺陷。經(jīng)過國(guó)內(nèi)外對(duì)激光成形技術(shù)的研究，已經(jīng)發(fā)現(xiàn)的缺陷主要有裂紋（見圖4）、氣孔（見圖5）和未熔合（見圖6）等[29-31]。

1 變形與開裂 

       由于激光成形是一個(gè)快冷的過程，容易在成形過程中發(fā)生開裂，或在成形件中形成殘余應(yīng)力和變形，嚴(yán)重影響零件的幾何尺寸和力學(xué)性能。因此，必須防止成形過程中的開裂行為，嚴(yán)格控制成形件的殘余應(yīng)力與變形。但是，國(guó)內(nèi)外對(duì)于有效解決變形與開裂問題的報(bào)道很少。 

1.1殘余應(yīng)力 

       殘余應(yīng)力引發(fā)破壞的周期往往較長(zhǎng)，與零件服役環(huán)境（如溫度、介質(zhì)）共同作用易引起零件的變形和開裂。如在外界因素或時(shí)效作用下殘余應(yīng)力的平衡狀態(tài)受到破壞，會(huì)導(dǎo)致零件的剛性和尺寸穩(wěn)定性下降產(chǎn)生二次變形；殘余應(yīng)力與外界載荷共同作用使零件工作應(yīng)力增大，會(huì)導(dǎo)致零件受載失穩(wěn)而過早發(fā)生斷裂；高溫環(huán)境中熱應(yīng)力和殘余應(yīng)力綜合作用會(huì)引起熱裂；在腐蝕介質(zhì)中，殘余拉應(yīng)力的存在會(huì)引起應(yīng)力腐蝕開裂，導(dǎo)致零件破壞，降低成形件的使用壽命。 

1.2裂紋 

       與應(yīng)力相伴隨的問題是裂紋，裂紋是成形過程中最常見、破壞性最大的一種缺陷，成形過程中裂紋一旦產(chǎn)生，該零件只能報(bào)廢處理。因此激光成形過程中控制裂紋的產(chǎn)生是一個(gè)關(guān)鍵問題。西北工業(yè)大學(xué)通過研究認(rèn)為大線能量、大送粉量時(shí)易于產(chǎn)生裂紋，通過嚴(yán)格控制成形工藝參數(shù)，可以防止和消除裂紋的發(fā)生[32-34]。 

2內(nèi)部缺陷 
2.1氣孔 

       由于粉體吸附或空心粉體所包囊的氣體在熔池凝固過程中未能及時(shí)逸出，留在凝固組織內(nèi)所形成的氣孔。氣孔缺陷一般內(nèi)壁光滑，多為球形或近球形，在光學(xué)顯微鏡下中心多呈亮白色，如圖5所示，在激光成形制件中都有分布且大多分布在晶粒內(nèi)部。張鳳英等通過對(duì)鈦合金激光成形過程中缺陷的形成的研究認(rèn)為鈦合金粉體的質(zhì)量是形成氣孔缺陷的最主要原因[30]。為減少或消除氣孔，應(yīng)嚴(yán)格控制制粉工藝，使用的鈦合金粉體應(yīng)形狀規(guī)則、表面光滑，避免內(nèi)部疏松，粉體的顆粒度也要滿足要求[30-31]。

2.2未熔合 

       未熔合是指由于激光成形過程中工藝參數(shù)控制不當(dāng)，各熔覆層之間未形成致密冶金產(chǎn)生的融合不良缺陷。未熔合引起的孔洞內(nèi)壁粗糙，形貌多為不規(guī)則形狀，多呈帶狀分布在層間或道間的搭接處，如圖6所示。當(dāng)搭接率過小時(shí)，相鄰的熔覆道間容易出現(xiàn)形狀不規(guī)則的融合不良；當(dāng)ΔZ過大時(shí)，熔覆層間容易出現(xiàn)熔合不良[30]。因此，為消除未熔合缺陷，應(yīng)合理控制能量密度、搭接率以及Z軸單行層行程ΔZ，使各工藝參數(shù)達(dá)到良好匹配[31]。

       大量被發(fā)現(xiàn)的氣孔和未熔合缺陷的尺寸都在50μm以下，普通的超聲波探傷或X射線等檢驗(yàn)手段一般最高靈敏度為0.1mm，無法檢測(cè)出0.1mm以下的氣孔和未熔合缺陷。有研究表明，這些不可檢缺陷是造成激光成形零件疲勞壽命降低的主要因素之一，尤其是50μm以下的未熔合缺陷將是承力結(jié)構(gòu)件致命的疲勞萌生源。這也必然是影響激光成形零件可靠性的隱患之一[20]。 

       因此氣孔和未熔合等內(nèi)部缺陷的控制是鈦合金激光成形技術(shù)獲得廣泛應(yīng)用的關(guān)鍵。目前，國(guó)內(nèi)外航空用鈦合金的粉末冶金及鑄造技術(shù)普遍結(jié)合熱等靜壓技術(shù)來消除縮松、縮孔和氣孔等缺陷，以提高內(nèi)部質(zhì)量[35-38]。中航工業(yè)北京航空制造工程研究所的李懷學(xué)通過激光成形結(jié)合熱等靜壓技術(shù)成形了TB6鈦合金，得到結(jié)論，熱等靜壓處理可大幅度減少激光成形鈦合金的氣孔缺陷，但難以消除未熔合缺陷，并通過調(diào)整成形參數(shù)消除未熔合后制備的TB6鈦合金的塑性提高了近1倍[39]。美國(guó)AeroMet公司對(duì)激光成形件也通過熱等靜壓或鍛壓處理，以達(dá)到減少內(nèi)部缺陷的目的。但目前激光成形Ti6Al4V合金還未實(shí)現(xiàn)突破，疲勞性能明顯低于鍛件，激光成形鈦合金還未能實(shí)現(xiàn)在飛機(jī)主承力關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件上的應(yīng)用，該公司與2005年關(guān)閉?？梢钥闯黾す獬尚?熱等靜壓或鍛壓處理后的制件疲勞壽命與鑄件最高水平或鍛件最低水平相當(dāng)，但明顯低于鍛件最高水平。 

結(jié)束語(yǔ) 

       激光成形技術(shù)無需專用模具，可直接根據(jù)零件三維數(shù)模利用鈦合金粉末成形任意復(fù)雜形狀的零件，特別適用于快速原型零件制造和特別復(fù)雜形狀的特種結(jié)構(gòu)零件制造，在航空領(lǐng)域有很好的應(yīng)用前景。目前我國(guó)已在該領(lǐng)域，如成形設(shè)備、制造工藝、過程控制、工藝穩(wěn)定性等關(guān)鍵技術(shù)的研究取得了顯著的進(jìn)展，但同時(shí)應(yīng)清醒地認(rèn)識(shí)到飛機(jī)大型整體鈦合金主承力結(jié)構(gòu)件對(duì)激光成形制件的變形開裂預(yù)防、內(nèi)部質(zhì)量檢測(cè)及控制、全面力學(xué)性能控制等關(guān)鍵技術(shù)提出了非常高的要求。針對(duì)主承力結(jié)構(gòu)件，首先開展抗疲勞及耐久性、損傷容限性能等全面性能的研究和考核，必須解決激光成形結(jié)構(gòu)件中未熔合和氣孔等缺陷的檢測(cè)和控制問題，以及成形過程中的變形開裂問題。 

       筆者建議，針對(duì)我國(guó)航空領(lǐng)域鈦合金激光成形技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，該技術(shù)更適合于原型機(jī)試制時(shí)的快速原型零件制造和高價(jià)值材料零件的制造，對(duì)于批生產(chǎn)產(chǎn)品，其在質(zhì)量一致性、經(jīng)濟(jì)性和生產(chǎn)效率方面短期內(nèi)還無法與模鍛件相比。因此激光成形技術(shù)應(yīng)首先側(cè)重應(yīng)用于采用常規(guī)工藝難以加工成形的復(fù)雜非主承力結(jié)構(gòu)件和特種功能結(jié)構(gòu)件的制造。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)師應(yīng)對(duì)激光成形設(shè)備特點(diǎn)加強(qiáng)了解，針對(duì)該技術(shù)的特點(diǎn)擴(kuò)展設(shè)計(jì)思路，構(gòu)造更加豐富多樣的結(jié)構(gòu)形式，充分發(fā)揮鈦合金激光成形技術(shù)的優(yōu)勢(shì)和作用，研制出性能更高，重量更輕的飛行器結(jié)構(gòu)。 

       另外，高質(zhì)量的鈦合金粉末是獲得高質(zhì)量激光成形結(jié)構(gòu)件的關(guān)鍵，因此，還需要加強(qiáng)高質(zhì)量激光成形用鈦合金粉末的研究，解決高質(zhì)量鈦合金粉末的國(guó)內(nèi)自主保障問題。(end)