CN111001808A - 大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于增材制造技术领域，提供一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，包括：步骤1、In718粉末预处理，并添加到激光选区熔化设备粉料缸中；步骤2、在成型平台基板上铺设In718粉末，通过激光选区熔化工艺逐层铺粉打印成形每个构件；步骤3、将成形的构件从基板上分离，经表面预处理后进行激光焊接；步骤4、对激光焊接后的构件进行固溶+双时效热处理，得到最终成形构件。本发明融合了激光选区熔化成形(SLM)与激光焊接复合工艺，同时将In718合金构件固溶+双时效热处理，最终制备得到的构件抗拉强度和延伸率均优于GJB5301～2004标准中传统工艺制造件的力学性能。测试结果表明，本发明复合增材制造的构件焊接接头位置室温抗拉强度就已超过了1400MPa；延伸率达到13％以上。

Description

大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法
技术领域
本发明涉及增材制造技术领域，具体而言涉及一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法。
背景技术
In718是一种镍基变形高温合金，在650℃高温工况环境中仍具有良好的机械性能及耐腐蚀性能，其作为一种重要的高温结构材料被广泛应用于涡轮盘、高速机体零件、火箭舵叶等航空航天零部件制造中。但由于In718镍基合金硬度高，且易发生加工硬化等问题，使得该材料加工难度较大，并且传统制造方式加工复杂零件时，加工周期长、材料利用率低。
激光选区熔化(SLM)技术作为一种重要的绿色增材制造方法，其成形精度高、力学性能好、无需工模具、粉末利用率达95％以上、数字化加工；可以高效、高质量地加工出传统方式难以加工甚至无法加工的复杂零件；因此，SLM成形In718零件在航空领域越来越被重视。但是SLM技术目前多数成形的构件为中小型尺寸，而对于火箭、飞机、航空发动机上大型零件制造比较困难；若采用SLM设备直接整体成形大型构件，不仅要求设备具有较大的成形空间，并且打印过程中构件稳定成形，但是大尺寸构件随着打印的进行，热应力不断累积，一旦局部出现缺陷，很容易造成整体零件报废；因此采用SLM设备直接成形大尺寸构件，不但大设备制造、维护成本高，成形质量难保证，并且由于打印难度高，报废风险大而成形成本高、效率低。
发明内容
本发明目的在于解决大尺寸In718合金构件制造困难的问题，提供一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，本发明提供的制造工艺加工得到的构件综合力学性能好，材料利用率高。
为达成上述目的，本发明提供的一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，包括以下步骤：
步骤1、零件数模打印前处理，生成程序文件并设置成形工艺参数后导入激光选区熔化设备中；
步骤2、In718粉末预处理，添加到激光选区熔化设备的粉料缸中；
步骤3、在成型平台基板上铺设In718粉末，通过激光选区熔化工艺打印成形构件；
步骤4、将成形构件从基板上分离，经表面预处理后进行激光焊接；
步骤5、对所述激光焊接后的构件进行固溶+双时效热处理，得到最终成形构件。
进一步地，所述的步骤1具体包括：激光选区熔化成形工艺参数如下：激光扫描层厚为20～60um，激光功率250～300W，扫描速度为700～1200mm/s，扫描间距0.08～0.12mm。
进一步地，所述的步骤2具体包括：所述的In718高温合金粒径为15～53μm，氧含量低于300ppm。
进一步地，所述的步骤2具体包括：所述的In718粉末预处理方法如下，将粉末放入真空烘箱中100～120℃真空干燥1～2h，烘干箱中气压需抽到低于0.08MPa，结束后，采用180～270目筛网进行筛粉。
进一步地，所述的步骤3具体包括：激光选区熔化成形过程中，基板加热温度80～120℃；设置设备成形仓内氧含量阈值低于1000ppm时，激光光束方可按预定扫描策略熔化当前In718粉末。
进一步地，所述的步骤4具体包括：将构件连同成形基板从激光选区熔化设备中取出，并采用线切割机将所述的构件与基板分离。
进一步地，所述的步骤4具体包括：所述的构件表面预处理方法如下，采用丙酮将所述的构件表面油污清理干净，然后将所述的构件需激光焊接面打磨光滑平整，并且所述的构件焊接位置厚度为2～3mm。
进一步地，所述的步骤4具体包括：激光焊接参数如下，激光功率1～6kw、焊接速度3～5m/min、离焦量0mm。
进一步地，所述的步骤5具体包括：固溶工艺：960℃～1080℃保温1h～2h后气氛冷却；双时效工艺：720℃保温8h，再炉冷至620℃保温8h后空冷。
进一步地，所述的构件固溶+双时效热处理均采用真空气淬炉，工作真空度为6.63×10-3Pa～6.63×10-2Pa。
本发明针对大尺寸In718合金构件制造困难的问题，提出一种融合激光选区熔化成形(SLM)与激光焊接的复合工艺，同时将In718合金构件固溶+双时效热处理，最终制备得到的构件抗拉强度和延伸率均优于GJB5301～2004标准中传统工艺制造件的力学性能。
附图说明
图1是复合增材制造1mm测试板表面形貌。其中(a)是实物宏观照片；(b)是实物射线无损检测(RT)照片。
图2是复合增材制造3mm测试板表面形貌。其中(c)是实物宏观照片；(d)是实物射线无损检测(RT)照片。
具体实施方式
为了更了解本发明的技术内容，特举具体实施例并配合所附图式说明如下。
本发明提供的一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，具体包括如下：
步骤1、大型零件选择合适的焊接分离面进行拆分，并将数模导成STL文件格式，然后将STL格式的数模进行检验并修复；再进行分成切片生成程序文件并设置成形工艺参数后，其中激光选区熔化成形主要参数如下：激光扫描层厚为20～60um，激光功率250～300W，扫描速度为700～1200mm/s，扫描间距0.08～0.12mm；基板预热温度80～120℃；最后将生成的打印程序文件导入激光选区熔化设备中；
步骤2、将粒径范围为15μm～53μm、氧含量低于300ppm的In718高温合金粉末进行预处理，具体处理内容如下：将In718合金粉末放入真空烘箱中，待真空烘干箱中气压抽到低于～0.08MPa时，关闭真空泵及真空阀，同时打开加热键，设置100℃真空干燥1h，结束后冷却30min，打开箱门，取出粉末，再通过180目筛网进行筛粉后，将In718合金粉末添加到激光选区熔化设备粉料缸中；
步骤3、在成型平台上安装好基板，并调平后，预置上一层厚度的In718粉末，激光选区熔化设备通过充入氩气来降低设备成型舱室内氧含量，当设备舱室内氧含量低于1000ppm时，启动激光器出光，按预设程序扫描熔化当前层基板上金属粉末，扫描结束后，成型缸下降一层高度，再次铺上一层In718粉末后激光出光打印；如此层层铺粉打印加工，直到整个构件加工完毕；
步骤4、将构件连同成形基板从激光选区熔化设备中取出，并采用线切割机将所述的构件与基板分离；然后采用丙酮试剂将所述的构件表面油污清理干净，并将构件需激光焊接的面打磨光滑平整；所述的构件处理结束后，放到焊接工装夹具上，将焊接位置对准紧密拼接好后进行激光焊接，焊接主要参数为：激光功率1～6kw、焊接速度3～5m/min、离焦量0mm；
步骤5、对所述激光焊接后的构件及随炉测试板采用真空气淬炉进行固溶+双时效热处理，消除构件热应力，并使构件内部强化析出相均匀析出，提高构件整体力学性能。其中固溶工艺：900～1060℃保温1h后，通入3ba的氩气进行快速冷却至300℃后打开炉门自然空冷；双时效工艺：720℃保温8h，再2h内炉冷至620℃保温8h后空冷。
由以上本发明的技术上方案可见，本发明采用特定的激光选区熔化工艺与激光焊接工艺，制造出所需构件，再经固溶+双时效热处理后得到的最终增材制造构件，热加工内应力得到充分释放，且其焊接接头位置室温抗拉强度就已超过了1400MPa；延伸率达到13％。与采用SLM技术直接成形零件的力学性能相当，均超过GJB5301～2004标准中传统工艺制造的In718零件的力学性能。
此外，与传统方式很难加工的复杂构件整体采用SLM技术成形相比，本发明将大尺寸构件分割打印后再激光焊接为一体；因此，多数构件可采用中小型SLM设备成形，降低了设备成本以及因热应力累积过大或长时间打印设备稳定性下降而造成的打印失败风险。
为进一步说明本发明技术方案的技术效果，现提供以下实施例。
实施例1
发动机燃烧室外机
Figure BDA0002350723480000041
及1mm厚随炉测试板复合增材制造
将发动机燃烧室外机
Figure BDA0002350723480000042
件模型分割成两部分后，添加加工余量进行激光选区熔化打印，打印的参数为：激光扫描层厚为40um，激光功率280W，扫描速度为1000mm/s，扫描间距0.11mm，打印基板预热温度80℃；构件加工完成并经表面处理后，将构件装到夹具上固定进行激光焊接，其中焊接面壁厚为1mm，焊接参数为：激光功率1kw、焊接速度4.2m/min、离焦量0mm。整体焊接完成后，进行热处理；热处理参数如下：固溶工艺：960℃保温1h后，通入3ba的氩气进行快速冷却至300℃后打开炉门自然空冷；双时效工艺：720℃保温8h，再2h内炉冷至620℃保温8h后空冷；此外，按照上述工艺流程，同时复合增材制造出3块100mm×20mm×1mm的随炉测试样板。
复合增材制造结果表明：如图1(a)所示，焊缝成形均匀，焊道较窄，宽度不到1.2mm；并且没有明显地氧化、气孔、开裂、咬边等缺陷；然后对测试板进行射线无损检测(RT)，结果如图1(b)：构件整体均无可见宏观气孔、未熔合、裂纹等质量缺陷；表明通过激光选区熔化成形和激光焊接复合增材制造的构件宏观质量符合要求。壁厚样板拉伸力学性能结果表明：平均抗拉强度1434MPa；平均延伸率13％；与采用SLM技术直接成形零件的力学性能相当，均超过GJB5301～2004标准中传统工艺制造In718零件的力学性能要求。
实施例2
压气机盘及3mm厚随炉测试板复合增材制造
将发动机燃烧室外机
Figure BDA0002350723480000043
件模型分割成两部分后，添加加工余量进行激光选区熔化打印，打印的参数为：激光扫描层厚为40um，激光功率280W，扫描速度为1000mm/s，扫描间距0.11mm，打印基板预热温度80℃；构件加工完成并经表面处理后，将构件装到夹具上固定进行激光焊接，其中焊接面壁厚为3mm，焊接参数为：激光功率3.5kw、焊接速度4.2m/min、离焦量0mm。整体焊接完成后，进行热处理；热处理参数如下：固溶工艺：960℃保温1h后，通入3ba的氩气进行快速冷却至300℃后打开炉门自然空冷；双时效工艺：720℃保温8h，再2h内炉冷至620℃保温8h后空冷。
按照上述工艺流程，同时复合增材制造出3块100mm×20mm×3mm的随炉测试样板。
复合增材制造结果表明：如图2(c)所示，焊缝成形均匀，焊道较窄，宽度不到1.5mm；并且没有明显地氧化、气孔、开裂、咬边等缺陷；然后对测试板进行射线无损检测(RT)，结果如图2(d)：构件整体均无可见宏观气孔、未熔合、裂纹等质量缺陷；表明通过激光选区熔化成形和激光焊接复合增材制造的构件宏观质量符合要求。壁厚样板拉伸力学性能结果表明：平均抗拉强度1413MPa；平均延伸率13.5％；与采用SLM技术直接成形零件的力学性能相当，均超过GJB5301～2004标准中传统工艺制造In718零件的力学性能。
实施例3
涡轮盘及5mm厚随炉测试板复合增材制造
将发动机燃烧室外机
Figure BDA0002350723480000051
件模型分割成两部分后，添加加工余量进行激光选区熔化打印，打印的参数为：激光扫描层厚为40um，激光功率280W，扫描速度为1000mm/s，扫描间距0.11mm，打印基板预热温度80℃；构件加工完成并经表面处理后，将构件装到夹具上固定进行激光焊接，其中焊接面壁厚为5mm，焊接参数为：激光功率2kw、焊接速度4.2m/min、离焦量0mm进行预焊；然后再激光功率6kw、焊接速度4.2m/min、离焦量0mm进行焊接。整体焊接完成后，进行热处理；热处理参数如下：固溶工艺：960℃保温1h后，通入3ba的氩气进行快速冷却至300℃后打开炉门自然空冷；双时效工艺：720℃保温8h，再2h内炉冷至620℃保温8h后空冷；此外，按照上述工艺流程，同时复合增材制造出3块100mm×20mm×5mm的随炉测试样板。
复合增材制造结果表明：构件整体均无可见宏观气孔、未熔合、裂纹等质量缺陷；壁厚5mm样板拉伸力学性能结果表明：平均抗拉强度1411MPa；平均延伸率13.9％；与采用SLM技术直接成形零件的力学性能相当，均超过GJB5301～2004标准中传统工艺制造In718零件的力学性能。
实施例4
涡轮盘及5mm厚随炉测试板复合增材制造
将发动机燃烧室外机
Figure BDA0002350723480000052
件模型分割成两部分后，添加加工余量进行激光选区熔化打印，打印的参数为：激光扫描层厚为40um，激光功率280W，扫描速度为1000mm/s，扫描间距0.11mm，打印基板预热温度80℃；构件加工完成并经表面处理后，将构件装到夹具上固定进行激光焊接，其中焊接面壁厚为5mm，焊接参数为：激光功率6kw、焊接速度4.2m/min、离焦量0mm。整体焊接完成后，进行热处理；热处理参数如下：固溶工艺：960℃保温1h后，通入3ba的氩气进行快速冷却至300℃后打开炉门自然空冷；双时效工艺：720℃保温8h，再2h内炉冷至620℃保温8h后空冷；此外，按照上述工艺流程，同时复合增材制造出3块100mm×20mm×5mm的随炉测试样板。
复合增材制造结果表明：激光选区熔化构件整体均无可见外观质量缺陷，但焊接后，焊缝位置存在未完全熔合现象；而随炉测试板的拉伸力学性能结果表明：平均抗拉强度1150MPa；平均延伸率9.5％；力学性能远低于采用SLM技术直接成形的零件，且低于GJB5301～2004标准中传统工艺制造In718零件的力学性能。
虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明。本发明所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。

Claims (10)

1.一种大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、In718粉末预处理，并添加到激光选区熔化设备粉料缸中；
步骤2、在成型平台基板上铺设In718粉末，通过激光选区熔化工艺逐层铺粉打印成形每个构件；
步骤3、将成形的构件从基板上分离，经表面预处理后进行激光焊接；
步骤4、对激光焊接后的构件进行固溶+双时效热处理，得到最终成形构件。
2.根据权利要求1大尺寸所述的In718高温合金复合增材制造方法，其特征在于，激光选区熔化成形工艺参数设置如下：激光扫描层厚为20～60um，激光功率250～300W，扫描速度为700～1200mm/s，扫描间距0.08～0.12mm。
3.根据权利要求1所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述的In718粉末的粒径为15～53μm，氧含量低于300ppm。
4.根据权利要求3所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述的In718粉末预处理方法包括：将In718粉末放入真空烘箱中，在100～120℃条件下真空干燥1～2h，烘干箱中气压低于0.08MPa，结束后，采用180～270目筛网进行筛粉。
5.根据权利要求1所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，激光选区熔化成形过程中，基板加热到温度80～120℃；设置设备成形仓内氧含量阈值低于1000ppm时，激光光束方可按预定扫描策略熔化当前铺粉的In718粉末；
扫描结束后，成型缸下降一层高度，再次铺上一层In718粉末后再进行激光出光扫描打印；如此层层铺粉打印加工，直到整个构件加工完毕。
6.根据权利要求1所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述步骤3中，将构件连同成形基板从激光选区熔化设备中取出，并采用线切割机将所述的构件与基板分离。
7.根据权利要求6所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述步骤3中，对分离后的构件，采用丙酮试剂将构件表面油污清理干净，并将构件需要进行激光焊接的面打磨光滑平整。
8.根据权利要求7所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述步骤3中，所述的构件焊接面处理完成后，放到焊接工装夹具上，将焊接位置对准紧密拼接好后进行激光焊接，焊接参数为：激光功率1～6kw、焊接速度3～5m/min、离焦量0mm；其中构件焊接位置厚度为2～3mm。
9.根据权利要求1所述的大尺寸In718高温合金构件复合增材制造方法，其特征在于，所述的步骤4的固溶+双时效热处理包括：
固溶工艺：960℃～1080℃保温1h～2h后气氛冷却；
双时效工艺：720℃保温8h，再炉冷至720℃保温8h后空冷。
10.根据权利要求9大尺寸所述的In718高温合金复合增材制造方法，所述的构件固溶+双时效热处理均采用真空气淬炉，工作真空度为6.63×10～3Pa～6.63×10～2Pa。
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