前言

大型TC4鈦合金構件制造技術(shù)已被公認為是飛機、航空發(fā)動(dòng)機等重大裝備制造的核心關(guān)鍵技術(shù)之一，鍛造成形是該類(lèi)鈦合金零件加工的主要方法之一^[1，2]，但是目前面對集成度、精細度越來(lái)越高的大型復雜鈦合金構件，整體鍛壓成形的傳統制造技術(shù)已經(jīng)不能滿(mǎn)足當前的制造要求。 尤其是在航空航天領(lǐng)域，如新型飛機主承力大型結構件，其局部存在 薄壁高筋、異形凸耳等復雜精細結構，其成形對設備噸位要求極高，且制造效率低下，成本極高。近年來(lái)，塑性成形與其他技術(shù)交叉及結合的方法不斷涌現，其中將增材制造與鍛造技術(shù)相結合的方法， 充分發(fā)揮增材制造高性能、精細化、柔性化的特點(diǎn)和傳統技術(shù)制造不規則構件的成本、效率優(yōu)勢，符合航空航天等國之重器領(lǐng)域中關(guān)鍵結構件對高效率、低成本、高性能制造技術(shù)的迫切需求^[3-7]。 若將增材制造技術(shù)與傳統制造成形相結合， 在傳統鍛壓獲得的簡(jiǎn)單結構的大型零部件上激光增材制造成形局部尺寸相對較小的復雜結構，這將是制造這一類(lèi)零構件高效的、低成本的復合制造手段。 但目前國內外學(xué)者在該領(lǐng)域的相關(guān)研究剛起步，尚未見(jiàn)到復合制造TC4鈦合金構件工程應用的報道^{[1，6，8，9]}。

1、TC4鈦合金激光增材復合制造研究進(jìn)展復合成形工藝研究

基于激光沉積制造技術(shù)（LDM）和激光選區熔化技術(shù)（SLM），張力書(shū)[10]、王維[6]研究了 TC4鈦合金LDM要SLM 復合成形工藝，討論了復合成形過(guò)程中組織演變規律及復合件組織對性能的影響。 研究發(fā)現， 在合適的激光混合制造工藝參數條件下， 獲得TC4鈦合金復合件無(wú)明顯缺陷，符合成形件標準。

曹銘[11]研究了 TC4鈦合金鍛件上 LMD 成形復雜結構的復合制造工藝，通過(guò)調整工藝參數、不同預處理工藝及熱處理制度， 得到該復合制造工藝最佳工藝參數為為激光功率激光功率 5000W、 掃描速度1200mm/min、送粉速度 750g/h、搭接率 50%；TC4鈦合金鍛件表面最佳結合表面質(zhì)量為粗糙度 Ra=25；熱處理制度為 940℃，30min+560℃，4h，空冷，可獲得最佳力學(xué)性能。

王亞輝等[1]研究了 LSF（激光立體成形技術(shù)）和鍛造 TC4鈦合金復合成形工藝，采用單向拉伸等實(shí)驗對復合成形件性能進(jìn)行測試，采用金相顯微鏡、電子顯微鏡等表征手段對其微觀(guān)組織以及拉伸斷口進(jìn)行顯微觀(guān)察，發(fā)現激光功率為 1000W 條件成形的復合件， 其室溫抗拉強度為 1091MPa， 屈服強度995MPa，能達到鍛造基體水平拉伸性能最好，且復 合制造 TC4 結合區的熱影響區（0.2mm）由組織明顯不同的過(guò)渡區 1 和過(guò)渡區 2 構成， 與其經(jīng)歷的熱影響具體過(guò)程有關(guān)。

王瑞等[12]以飛機 TC4鈦合金連接箱體這種帶局部復雜結構的關(guān)鍵金屬構件為典型應用對象， 研究在退火態(tài)TC4鍛件傳統制造基體上激光立體成形（LSF）局部復雜/精細結構的復合制造工藝，研究發(fā)現，當激光功率為1500W，掃描速度為 15mm/s，基體預熱溫度為 400℃時(shí)，可以制造出合格零件（圖 1），同時(shí)，大大地縮短了制造時(shí)間，降低了材料用量，提升了制造效率。

2、TC4鈦合金復合件成形組織演變規律及力學(xué)性能研究

朱言言等^[13]以TC4鈦合金鍛件作為基體，采用不同單層層厚的兩種典型增材工藝參數激光選區熔化（SLM）制備出復合制造TC4鈦合金試樣，通過(guò)金相和掃描組織表征、室溫拉伸測試及斷口形貌觀(guān)察，分析兩種工藝的復合制造TC4 試樣顯微組織和拉伸性能特征， 揭示了梯度組織結合區的組織形成機理和變形行為， 獲得鍛造+激光選區熔化復合制造 TC4鈦合金的成形工藝參數和組織性能調控方法。

張力書(shū)[10]基于激光沉積制造（LDM）技術(shù)與選區激光熔融（SLM）技術(shù)，研究了 LDM-SLM 復合成形TC4鈦合金組織與性能， 討論了 LDM-SLM 復合成形 TC4鈦合金沉積過(guò)程中的組織演變規律，并研究了組織對性能的影響。 結果發(fā)現，LDM-SLM 復合成形 Ti-6Al-4V 合金試樣沉積態(tài)顯微組織是由底部的SLM 區細長(cháng)針狀 α'馬氏體經(jīng)熱影響區過(guò)渡到頂部的 LDM 區細長(cháng)α板條。 沉積態(tài) SLM 成形 Ti-6Al-4V 鈦合金試樣全部由細長(cháng)針狀 α'馬氏體組成，沉積態(tài) LDM 成形 Ti-6Al-4V 鈦合金試樣主要由細長(cháng)琢 板條及少量 β相與針狀 α'馬氏體組織；復合成形試樣力學(xué)性能呈現明顯的各向異性： 橫向取樣的抗拉強度極限與屈服強度高于縱向取樣，而塑性相反。

Zhao Zhuang 等^[14]采用 LSF 工藝修復鍛造 TC4鈦合金基材， 觀(guān)察分析了修復件的顯微組織和力學(xué)性能，結果發(fā)現，修復態(tài) TC4鈦合金的宏觀(guān)組織可以分為三個(gè)區域：LDZ（激光沉積區域）、HAZ（熱影響區）和 SZ（基體區域）。 LDZ 區域的微觀(guān)組織總體上呈現連續轉變： 底部是由網(wǎng)籃組織和魏氏體組織組成的復合形貌，而頂部完全呈針狀魏氏體形貌。

Ma J 等 ^[15] 研究了 Ti-6Al-4V 合金鍛件和 LSF激光增材復合成形件熱影響區域（HAZ）的的微觀(guān)組織和力學(xué)性能。 結果表明，由于不同的熱影響，HAZ區域的微觀(guān)組織從下到上呈現梯度變化 （圖 2）。

HAZ 底部區域呈等軸 α相和層狀 α相雙重組織。HAZ 中部區域析出大批次生 α相； 而在 HAZ 上部區域，為魏氏組織，含有更細的層狀 α相。 拉伸性能的測量表明， 結合區域較基體和增材區具有更高的抗拉強度和屈服強度，但伸長(cháng)率較低。所有拉伸試樣的斷裂位置都位于基體和遠離熱影響區的位置，這進(jìn)一步表明 HAZ 次生 α相的形成對高強度有極大的貢獻。

3、TC4鈦合金復合件成形件熱處理研究

Zhang 等^[16]研究了熱處理對 LSF 成形的TC4鈦合金微觀(guān)結構和機械性能的影響：固溶 4~8h，固溶溫度在β 轉變線(xiàn)下 20~50℃，時(shí)效 4~8h，時(shí)效溫度在 550~600℃能得到最好的力學(xué)性能增材結構件。

WangW 等^[17]基于激光沉積制造（LDM），對具有特殊設計的 V 形槽的 Ti-6Al-4V 鈦合金鍛件進(jìn)行連接，然后對接頭進(jìn)行熱處理，并對熱處理后的沉積區和基板組織及力學(xué)性能進(jìn)行研究。發(fā)現，熱處理對結合區 α相和 β相的比值、大小和分布有明顯的影響。 沉積態(tài)原樣和固溶+時(shí)效處理態(tài)接頭件抗拉強度更高，而時(shí)效態(tài)和退火態(tài)試樣強度較低（圖 3），并低于基體的強度， 但熱處理工藝對接頭的塑性幾乎沒(méi)有影響。 合適的熱處理工藝可以同時(shí)滿(mǎn)足基體和接合區力學(xué)性能的要求。

張力書(shū)[10]針對 LDM-SLM 復合成形試樣進(jìn)行退火等熱處理，對其組織演變進(jìn)行分析，試樣經(jīng)退火處理后， 復合成形試樣的 SLM 區與 LDM 區均主要由α相、β相及少量 α'馬氏體組成。隨著(zhù)退火溫度的升高，復合成形試樣強度略有降低但塑性明顯提高，斷裂方式由韌性斷裂轉變?yōu)榘虢饫戆腠g性斷裂。 當退火溫度為 850℃時(shí)，出現雙頸縮現象，綜合性能明顯改善；隨著(zhù)循環(huán)熱處理次數的增加，細長(cháng)針狀 α'馬氏體逐漸轉變?yōu)?α相與次生 β相，且 α相不斷發(fā)生粗化，且 LDM 區、SLM 區及熱影響區的 α相長(cháng)寬比逐漸減小，顯微硬度逐漸減小，塑性得到明顯改善。

結束語(yǔ)

近年來(lái)，隨著(zhù)激光增材制造技術(shù)的發(fā)展，國內外學(xué)者對TC4鈦合金的激光增材技術(shù)進(jìn)行了更深入的研究，但是針對 TC4鈦合金激光復合制造的深入研究還較少， 目前僅停留在復合件不同區域的微觀(guān)組織和拉伸性能的對比研究， 在復合件的內部缺陷控制技術(shù)、缺陷無(wú)損檢測、高溫力學(xué)性能（蠕變、疲勞等）及整體適應性熱處理等方面還需作進(jìn)一步研究。

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