一种Ti2AlNb基合金结构件的电弧增材制造方法及其所用装置与流程

本发明涉及ti2alnb基合金结构件的制备技术领域，尤其涉及一种ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法及其所用装置。

背景技术：

航空航天工业发展迅速，其对高温结构材料的需求越来越高，其中航空发动机作为核心部件，其工作环境严苛，迫切需要低密度、高温性能优异的材料来制备航空发动机。目前，航空发动机的高温结构材料主要为镍基合金以及高温钛合金，镍基合金高温比强度高、抗氧化性好、耐热腐蚀性优异、抗疲劳性能好，被广泛应用于航空发动机的使用。但是，镍基合金密度大，使得整个航天器的重量大大增加，这对于航天器的续航能力要求较高。钛合金综合力学性能优异，密度小，有着较广泛的应用，但是钛合金使用温度一般在550～600℃之间，对于更高温的航空航天零件难以满足使用要求，这就意味着新型高温轻质材料亟待开发，以降低飞行器自重和提高航空发动机在复杂服役环境下的生存能力，从而满足各类新型飞行器对长距离和高速飞行的要求。

ti2alnb基合金作为ti-al系金属间化合物，具有较高的比强度、抗氧化性、无磁性、断裂韧性等优点。与高温钛合金相比，其工作温度得到了极大的提升，可在600～800℃长时间使用，满足航空发动机长续航、高温的使用要求。与镍基合金相比，ti2alnb的密度下降约40％，能够减轻自重提高发动机性能，有望替代航空航天发动机的高压压缩机叶片、低压涡轮以及蒙皮等零部件，为航空航天推进系统带来革命性改变。目前，各国都积极对ti2alnb展开了深入研究，使其成为最具潜力的新型轻质航空航天高温结构材料。但是，ti2alnb基合金属于一种极难变形的金属间化合物，传统加工方式困难，虽可以通过多项等温锻造以及多步轧制工艺细化合金铸态组织，进而通过超塑性成型方法制备ti2alnb基合金的零部件。但是由于铝、铌两种合金熔点及密度差异较大，传统铸造过程中存在铌的偏析即铝的烧损的限定，导致整体合金成分不均匀，且复杂的加工工艺使得ti2alnb基合金极其昂贵，极大限制了ti2alnb基合金的使用。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法及其所用装置，本发明所提供的电弧增材制造方法能够得到组织均匀的ti2alnb基合金结构件，且生产效率高。

为了实现上述发明目的，本发明提供以下技术方案：

本发明提供了一种ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法，包括如下步骤：

构建目标结构件的三维实体模型，然后经切片处理，生成加工程序，并导入控制系统；

将钛丝、铝丝和铌丝同时送入焊枪下方，按照所述加工程序进行电弧增材制造，得到ti2alnb基合金结构件坯；在电弧增材制造过程中，所述钛丝和铌丝进行辅助加热，所述辅助加热的方式为：将所述钛丝和铌丝分别与第一热丝电源和第二热丝电源的正极连接，所述第一热丝电源和第二热丝电源的负极均与基板连接；所述第一热丝电源的电流为60～90a；所述第二热丝电源的电流为110～130a；

将所述ti2alnb基合金结构件坯经热处理，得到ti2alnb基合金结构件。

优选地，所述电弧增材制造过程中的电弧长度为7～9mm，保护气为氩气，保护气的流量为18～20l/min。

优选地，所述电弧增材制造过程中，焊枪或机床移动速度为200～300mm/min，层高为1.8～2.2mm，焊机的脉冲为直流脉冲，焊机的脉冲频率为2～3hz，峰值电流为280～320a，基值电流为28～32a，峰值电流时间占比为35～45％。

优选地，所述钛丝与第一热丝电源的正极的连接点和钛丝的熔化端的距离为10～15cm，所述铌丝与第二热丝电源的正极的连接点和铌丝的熔化端的距离为10～15cm。

优选地，所述钛丝、铝丝和铌丝的直径均为1.6mm，送丝速度分别为0.53、0.21和0.26m/min，所述ti2alnb基合金结构件为ti-22al-25nb合金结构件。

优选地，所述热处理包括去应力热处理和时效热处理，所述去应力热处理的温度为600℃，保温时间为2h；所述实效热处理的过程包括在980℃保温2h，然后在900℃保温24h。

优选地，所述电弧增材制造所用基板为tc4钛合金基板。

本发明还提供了一种上述技术方案所述ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法所用装置，包括数控机床、脉冲氩弧焊机、氩气保护单元、三台送丝机、两个热丝电源和控制系统；所述脉冲氩弧焊机的焊枪垂直固定在所述数控机床上；所述脉冲氩弧焊机的负极与所述数控机床的工作台连接，正极与焊枪连接；所述氩气保护单元用于提供氩气保护氛围；两个热丝电源的正极分别用于连接钛丝和铌丝，负极用于连接基板；所述控制系统与数控机床、脉冲氩弧焊机和三台送丝机通信连接。

本发明通过对钛丝和铌丝进行辅助加热，减小了电弧热输入，既保证了钛丝和铌丝能够充分熔化，同时还避免了铝的烧损，使得铝丝能够正常进入熔池，从而保证钛、铝和铌按照所需比例熔化，每个熔池均由ti2alnb基合金组成，所得ti2alnb基合金结构件的成分均匀，克服了传统制备方法存在的偏析问题以及铝烧损的问题。本发明所提供的方法在制备合金的同时，还能成形零件形状，后续只需通过热处理及简单机加工即可投入使用，极大的减小了加工周期，提高了加工效率。此外，采用本发明所提供的方法可将ti2alnb基合金的价格降低40％左右，具有成本低的优势。

附图说明

图1本发明所提供的ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法所用设备的示意图；

图2实施例1的火箭尾喷管的三维实体模型图；

图3实施例1所得火箭尾喷管的实物图；

图4实施例1中测试样件的力学性能时的取样位置和尺寸图；

图5实施例1所得火箭尾喷管的不同放大倍数的宏观扫描电镜图；

图6实施例1所得火箭尾喷管的光学显微镜微观组织图和扫描电镜微观组织图。

具体实施方式

本发明提供了一种ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法，包括如下步骤：

构建目标结构件的三维实体模型，然后经切片处理，生成加工程序，并导入控制系统；

将钛丝、铝丝和铌丝同时送入焊枪下方，按照所述加工程序进行电弧增材制造，得到ti2alnb基合金结构件坯；在电弧增材制造过程中，所述钛丝和铌丝进行辅助加热，所述辅助加热的方式为：将所述钛丝和铌丝分别与第一热丝电源和第二热丝电源的正极连接，所述第一热丝电源和第二热丝电源的负极均与基板连接；所述第一热丝电源的电流为60～90a；所述第二热丝电源的电流为110～130a；

将所述ti2alnb基合金结构件坯经热处理，得到ti2alnb基合金结构件。

本发明首先构建目标结构件的三维实体模型，然后经切片处理，生成加工程序(即g代码)，并导入控制系统。本发明对所述三维实体模型的构建、切片处理和生成加工程序的具体步骤没有特殊限定，本领域技术人员可以根据需要生成不同结构件的加工程序。在本发明实施例中，优选采用软件完成三维实体模型的构建、切片处理和生成加工程序的步骤，所述三维实体模型的构建所用软件优选为solidworks或ug；所述切片处理和生成加工程序所用软件优选为激光3d打印数据处理软件；得到加工程序后，本发明将所述加工程序导入控制系统中，以便于后续步骤按照该加工程序进行电弧增材制造。

本发明对所述加工程序中的路径没有特殊限定，能够得到最终产品即可。

将加工程序导入控制系统后，本发明将钛丝、铝丝和铌丝同时送入焊枪下方，按照所述加工程序进行电弧增材制造，得到ti2alnb基合金结构件坯。

在本发明中，在电弧增材制造过程中，所述钛丝和铌丝进行辅助加热，所述辅助加热的方式为：将所述钛丝和铌丝分别与第一热丝电源和第二热丝电源的正极连接，所述第一热丝电源和第二热丝电源的负极均与基板连接；所述第一热丝电源的电流为60～90a，更优选为75～85a，最优选为80a，所述第一热丝电源的电流优选为交流电，频率优选为180～200hz，最优选为200hz；所述第二热丝电源的电流为110～130a，更优选为115～125a，最优选为120a，所述第二热丝电源的电流优选为交流电，频率优选为200hz。本发明对所述第一热丝电源和第二热丝电源与钛丝和铌丝的连接方式没有特殊限定，采用常规的连接方式即可，在本发明实施例中，所述第一热丝电源和第二热丝电源与钛丝和铌丝优选通过在钛丝和铌丝上设置铜导电滑块，将铜导电滑块通过导线与第一热丝电源或第二热丝电源的正极连接。在本发明中，所述第一热丝电源和第二热丝电源选择交流电，可防止电流周围磁场对电弧稳定性产生影响。

在本发明中，所述电弧增材制造过程中的电弧长度优选为7～9mm，更优选为7.5～8.5mm，保护气优选为氩气，保护气的流量优选为18～20l/min，更优选为18.5～19.5l/min；焊枪或机床移动速度(即焊接速度或扫描速度)优选为200～300mm/min，更优选为240mm；层高优选为1.8～2.2mm，更优选为2.0mm；焊机的脉冲优选为直流脉冲，直流脉冲的电流无过零点，电弧稳定，成型质量高；焊机的脉冲频率优选为2～3hz，更优选为2.4hz；峰值电流优选为280～320a，更优选为300a，基值电流优选为28～32a，更优选为30a；峰值电流时间占比优选为35～45％，更优选为40％。在本发明中，上述参数有利于进一步保证铝丝正常熔化进入熔池，且有利于提高结构件的成型精度。

在本发明中，所述钛丝与第一热丝电源的正极的连接点和钛丝的熔化端的距离优选为10～15cm，更优选为12cm，所述铌丝与第二热丝电源的正极的连接点和铌丝的熔化端的距离优选为10～15cm，更优选为12cm。在本发明中，热丝电源的正极与丝材的连接点之间的距离过短，加热效果变弱，而过长，则影响丝材稳定性，上述距离适中既有较好的加热效果，又能够保证丝材的稳定性。

本发明对所述钛丝、铝丝和铌丝的直径和送丝速率、送丝角度没有特殊限定，本领域技术人员可以根据所需制备的目标合金结构件的组成，设计三种丝材的直径、送丝速率和送丝角度。在本发明实施例中，所述钛丝、铝丝和铌丝的直径优选均为1.6mm，送丝速度优选分别为0.53、0.21和0.26m/min，送丝角度优选为60°，所述ti2alnb基合金结构件优选为ti-22al-25nb合金结构件。

在本发明中，所述电弧增材制造所用基板优选为tc4钛合金基板。

得到ti2alnb基合金结构件坯后，本发明将所述ti2alnb基合金结构件坯经热处理，得到ti2alnb基合金结构件。

在本发明中，所述热处理包括去应力热处理和时效热处理，所述去应力热处理的温度为600℃，保温时间为2h；所述实效热处理的过程包括在980℃保温2h，然后在900℃保温24h；本发明对所述热处理过程中的升温和降温的速率没有特殊限定，在本发明实施例中，所述降温优选为室温自然冷却。在本发明中，电弧增材制造过程中具有较大的热输入，其增材制造零件往往存在较大的残余应力，残余应力的存在容易导致零件较差的力学性能以及应力集中现象，对ti2alnb基合金结构件坯进行去应力热处理，可去除电弧增材制造过程产生的应力；时效热处理可促进o相析出与长大，使其组织稳定。

在本发明中，热处理完成后，优选室温冷却至常温。

本发明还提供了上述技术方案所述ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法所用装置，包括数控机床、脉冲氩弧焊机、氩气保护单元、三台送丝机、两个热丝电源和控制系统；所述脉冲氩弧焊机的焊枪垂直固定在所述数控机床上；所述脉冲氩弧焊机的负极与所述数控机床的工作台连接，正极与焊枪连接；所述氩气保护单元用于提供氩气保护氛围；两个热丝电源的正极分别用于连接钛丝和铌丝，负极用于连接基板；所述控制系统与数控机床、脉冲氩弧焊机和三台送丝机通信连接。

如图1所示，为本发明所提供的ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造所用装置的示意图，其中未示出数控机床和控制系统，工作台为数控机床的一部分，脉冲氩弧焊机简写为焊机，氩气保护单元简写为氩气，送丝机分别为送丝机(1)、送丝机(2)和送丝机(3)，分别用于将铌丝、铝丝和钛丝送至焊枪下方，两个热丝电源为热丝电源(1)和热丝电源(2)，热丝电源(1)的正极与钛丝连接，负极与基板连接，热丝电源(2)的正极与铌丝连接，负极与基板连接，分别用于对钛丝和铌丝进行辅助加热，氩气保护单元用于提供氩气保护氛围。

本发明所提供的ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法所用装置，在现有的电弧增材设备的基础上，增加了两个送丝机和两个热丝电源，结构简单，且易于操控，适合工业化应用。

本发明对ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法所用装置的使用方法没有特殊限定，按照常规的电弧增材设备的使用方法使用即可，不同之处仅在于，将两个热丝电源的正极分别于钛丝和铌丝连接，负极均与基板连接。

下面结合实施例对本发明提供的一种ti2alnb基合金结构件的电弧增材制造方法及其所用装置进行详细的说明，但是不能把它们理解为对本发明保护范围的限定。

实施例1

以火箭尾喷管为目标结构件，通过solidworks软件构建三维实体模型(如图2所示)，然后采用3d数据处理软件进行切片处理，层高为2.0mm，然后生成加工程序，将加工程序导入控制系统；

按照加工程序使用图1所示的装置制备ti-22al-25nb合金结构件，具体为将直径为1.6mm的铌丝、铝丝和钛丝安装在送丝机(1)、送丝机(2)和送丝机(3)上，将三种丝材送至焊枪下方，将通过导线与热丝电源(1)的正极连接的铜导电滑块固定在钛丝上，固定点距离钛丝的熔融端12cm，将通过导线与热丝电源(2)的正极连接的铜导电滑块固定在铌丝上，固定点距离铌丝的熔融端12cm，将tc4钛合金基板固定在数控机床的工作台上，将热丝电源(1)和热丝电源(2)的负极与基板连接，调整电弧长度为7～9mm，送丝角度为60°，调整脉冲氩弧焊机为直流脉冲，设置参数如下：峰值电流300a，峰值电流时间占比为40％，基值电流为30a，脉冲频率为2.4hz，钛丝、铝丝和铌丝的送丝速度分别为0.53、0.21和0.26m/min；机床移动速度为240mm/min；

打开纯度为99.99％的氩气罐的阀门至流量达到18～20l/min，同时启动脉冲氩弧焊机开关、热丝电源(1)和热丝电源(2)的开关、三轴数控机床的开关，调节热丝电源(1)的电流为交流电流，大小为80a，频率为200hz，热丝电源(2)的电流为交流电流，大小为120a，频率为200hz，按照加工程序中设定的路径开始送丝，进行电弧增材，电弧增材过程中，钛丝和铌丝间歇插入熔池内部，然后维持上述条件至加工完成，然后冷却至室温，得到材质为ti-22al-25nb的火箭尾喷管坯；

将所述火箭尾喷管坯升温至600℃保温2h，然后升温至980℃保温2h，再室温自然冷却至900℃保温24h，然后自然冷却至室温，得到火箭尾喷管。

本实施例所得火箭尾喷管的实物图如图3所示，其中a为主视图，b为俯视图，将图2和图3对比可知，本发明所提供的方法得到的结构件成型精度较高，未出现塌陷、飞溅等宏观缺陷。

增材制造是基于离散堆积原理，那么每个熔池之间的搭接或者每层直接的重熔都可能会对增材制造零件的力学性能产生影响。由于层之间的重熔现象是影响力学性能最主要因素，故在火箭尾喷管上均匀的取四个拉伸样件来检测增材制造火箭尾喷管的成型质量以及力学性能，其中四个力学性能取平均值作为最终值。取件位置如图4中的(a)所示，加工切取方式为线切割。另外拉伸样件的尺寸如图4中的(b)所示，厚度为0.9mm，线切割后均经砂纸打磨，以防止加工痕迹对力学性能造成影响。测试试样的拉伸强度、屈服强度和延伸率，结果依次为1148±22mpa、980±27mpa和6±1.8％，与锻件的力学性能相当，说明本发明所提供的方法所得产品的性能与传统方法所得产品相当，可以替代传统方法。

拉伸样件断裂后，取其中一个样件，用无水乙醇进行超声波清洗，干燥后，用扫描电镜对其断口进行表征，其宏观扫描电镜图如图5中(a)所示，可以看出拉伸样件表面成型质量良好，并未出现裂痕以及气孔的缺陷。图5中(b)所示为(a)的放大图，可以看出图中韧窝较浅，说明其拉伸强度和屈服强度较高，与前述力学性能的表征结果一致。

在火箭尾喷管上取样，进行微观组织分析，其中样件处理过程为：首先经过了从60目砂纸到2000目砂纸的打磨至无划痕，随后机械抛光，最后经过腐蚀液腐蚀出相应晶界及组织。通过光学显微镜以及扫描电镜观察微观组织。其光学显微镜微观组织图如图6中(a)所示，可以看出其宏观晶粒形态主要为等轴晶。图6中(b)为扫描电镜微观组织图，其由α2、b2、o相三相组成。其中，α2相为密排六方的d019结构，化学计量分子式为ti3al，在该相中，ti原子与al原子占位完全有序，而nb原子则是随机的占据ti原子的亚点阵位置，ti原子与al原子键和后形成固溶体。α2相中缺少孪生变形，其独立滑移系少，因而塑性较差，属于脆性相，但其低温下可稳定存在；b2相为体心立方结构(bcc)，为低温有序结构，可在低温下稳定存在，属于基体相。由上述微观组织图可以看出，本实施例所得结构件的组织成分均匀，未出现传统铸造中出现的成分偏析现象。

综上所述，按照此方法制备的ti2alnb零件宏观形态成形质量较高，未出现塌陷、飞溅等宏观缺陷；另外其力学性能方面与传统锻件性能相当，符合性能使用标准；微观组织中存在ti2alnb合金中的α2、b2、o三相，克服了传统铸造过程中nb元素的成分偏析现象。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。