疲勞壽命低是限制激光選區(qū)熔化成形（SLM）零件在航空領(lǐng)域廣泛應(yīng)用的主要瓶頸。采用超聲疲勞的試驗(yàn)方法對(duì)激光選區(qū)熔化成形Ti6Al4V鈦合金葉片開(kāi)展了超高周疲勞性能與斷裂機(jī)理的試驗(yàn)研究,采用金相顯微鏡、掃描電鏡分別對(duì)Ti6Al4V鈦合金葉片進(jìn)行微觀組織及疲勞斷口的形貌觀察。試驗(yàn)結(jié)果表明:隨著應(yīng)力幅值的下降,SLM成形的Ti6Al4V鈦合金葉片的疲勞壽命呈現(xiàn)線性上升的趨勢(shì),在109疲勞壽命下的疲勞強(qiáng)度為280 MPa。SLM成形的Ti6Al4V鈦合金葉片的超高周疲勞裂紋的萌生位置存在競(jìng)爭(zhēng)機(jī)制,即內(nèi)部與次表面的競(jìng)爭(zhēng)萌生。材料的孔洞性缺陷最終決定裂紋的萌生位置和擴(kuò)展速度,孔洞性缺陷的尺寸直接決定了疲勞壽命。 

【文章來(lái)源】：鍛壓技術(shù). 2020,45(11)北大核心CSCD

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【部分圖文】：

SLM成形的超高周疲勞試樣

圖3給出了SLM方法制備的Ti6Al4V鈦合金試樣在應(yīng)力比R=-1下的疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和S-N曲線。如圖3所示，S-N曲線整體呈現(xiàn)出線性連續(xù)下降的趨勢(shì)，并且在下降過(guò)程中未出現(xiàn)明顯的轉(zhuǎn)折點(diǎn)。在109疲勞壽命下，SLM方法制備的Ti6Al4V鈦合金試樣對(duì)應(yīng)的疲勞強(qiáng)度為280 MPa。根據(jù)Basquin公式進(jìn)行超高周疲勞數(shù)據(jù)擬合。從圖3中可以看出，隨著循環(huán)壽命的增加，疲勞應(yīng)力的幅值呈現(xiàn)下降趨勢(shì)，并且每個(gè)應(yīng)力幅下存在一定的分散性，符合超高周疲勞數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分布的要求。圖3 Ti6Al4V鈦合金的應(yīng)力幅值與疲勞壽命的關(guān)系曲線

Ti6Al4V鈦合金的應(yīng)力幅值與疲勞壽命的關(guān)系曲線

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號(hào)：3381990