前言
大型TC4钛合金构件制造技术已被公认为是飞机、航空发动机等重大装备制造的核心关键技术之一，锻造成形是该类钛合金零件加工的主要方法之一[1，2]，但是目前面对集成度、精细度越来越高的大型复杂钛合金构件，整体锻压成形的传统制造技术已经不能满足当前的制造要求。 尤其是在航空航天领域，如新型飞机主承力大型结构件，其局部存在 薄壁高筋、异形凸耳等复杂精细结构，其成形对设备吨位要求极高，且制造效率低下，成本极高。近年来，塑性成形与其他技术交叉及结合的方法不断涌现，其中将增材制造与锻造技术相结合的方法， 充分发挥增材制造高性能、精细化、柔性化的特点和传统技术制造不规则构件的成本、效率优势，符合航空航天等国之重器领域中关键结构件对高效率、低成本、高性能制造技术的迫切需求[3-7]。 若将增材制造技术与传统制造成形相结合， 在传统锻压获得的简单结构的大型零部件上激光增材制造成形局部尺寸相对较小的复杂结构，这将是制造这一类零构件高效的、低成本的复合制造手段。 但目前国内外学者在该领域的相关研究刚起步，尚未见到复合制造TC4钛合金构件工程应用的报道[1，6，8，9]。
1、TC4钛合金激光增材复合制造研究进展复合成形工艺研究
基于激光沉积制造技术（LDM）和激光选区熔化技术（SLM），张力书[10]、王维[6]研究了 TC4钛合金LDM要SLM 复合成形工艺，讨论了复合成形过程中组织演变规律及复合件组织对性能的影响。 研究发现， 在合适的激光混合制造工艺参数条件下， 获得TC4钛合金复合件无明显缺陷，符合成形件标准。
曹铭[11]研究了 TC4钛合金锻件上 LMD 成形复杂结构的复合制造工艺，通过调整工艺参数、不同预处理工艺及热处理制度， 得到该复合制造工艺最佳工艺参数为为激光功率激光功率 5000W、 扫描速度1200mm/min、送粉速度 750g/h、搭接率 50%；TC4钛合金锻件表面最佳结合表面质量为粗糙度 Ra=25；热处理制度为 940℃，30min+560℃，4h，空冷，可获得最佳力学性能。
王亚辉等[1]研究了 LSF（激光立体成形技术）和锻造 TC4钛合金复合成形工艺，采用单向拉伸等实验对复合成形件性能进行测试，采用金相显微镜、电子显微镜等表征手段对其微观组织以及拉伸断口进行显微观察，发现激光功率为 1000W 条件成形的复合件， 其室温抗拉强度为 1091MPa， 屈服强度995MPa，能达到锻造基体水平拉伸性能最好，且复 合制造 TC4 结合区的热影响区（0.2mm）由组织明显不同的过渡区 1 和过渡区 2 构成， 与其经历的热影响具体过程有关。
王瑞等[12]以飞机 TC4钛合金连接箱体这种带局部复杂结构的关键金属构件为典型应用对象， 研究在退火态TC4锻件传统制造基体上激光立体成形（LSF）局部复杂/精细结构的复合制造工艺，研究发现，当激光功率为1500W，扫描速度为 15mm/s，基体预热温度为 400℃时，可以制造出合格零件（图 1），同时，大大地缩短了制造时间，降低了材料用量，提升了制造效率。
2、TC4钛合金复合件成形组织演变规律及力学性能研究
朱言言等[13]以TC4钛合金锻件作为基体，采用不同单层层厚的两种典型增材工艺参数激光选区熔化（SLM）制备出复合制造TC4钛合金试样，通过金相和扫描组织表征、室温拉伸测试及断口形貌观察，分析两种工艺的复合制造TC4 试样显微组织和拉伸性能特征， 揭示了梯度组织结合区的组织形成机理和变形行为， 获得锻造+激光选区熔化复合制造 TC4钛合金的成形工艺参数和组织性能调控方法。
张力书[10]基于激光沉积制造（LDM）技术与选区激光熔融（SLM）技术，研究了 LDM-SLM 复合成形TC4钛合金组织与性能， 讨论了 LDM-SLM 复合成形 TC4钛合金沉积过程中的组织演变规律，并研究了组织对性能的影响。 结果发现，LDM-SLM 复合成形 Ti-6Al-4V 合金试样沉积态显微组织是由底部的SLM 区细长针状 α'马氏体经热影响区过渡到顶部的 LDM 区细长α板条。 沉积态 SLM 成形 Ti-6Al-4V 钛合金试样全部由细长针状 α'马氏体组成，沉积态 LDM 成形 Ti-6Al-4V 钛合金试样主要由细长琢 板条及少量 β相与针状 α'马氏体组织；复合成形试样力学性能呈现明显的各向异性： 横向取样的抗拉强度极限与屈服强度高于纵向取样，而塑性相反。
Zhao Zhuang 等[14]采用 LSF 工艺修复锻造 TC4钛合金基材， 观察分析了修复件的显微组织和力学性能，结果发现，修复态 TC4钛合金的宏观组织可以分为三个区域：LDZ（激光沉积区域）、HAZ（热影响区）和 SZ（基体区域）。 LDZ 区域的微观组织总体上呈现连续转变： 底部是由网篮组织和魏氏体组织组成的复合形貌，而顶部完全呈针状魏氏体形貌。
Ma J 等 [15] 研究了 Ti-6Al-4V 合金锻件和 LSF激光增材复合成形件热影响区域（HAZ）的的微观组织和力学性能。 结果表明，由于不同的热影响，HAZ区域的微观组织从下到上呈现梯度变化 （图 2）。
HAZ 底部区域呈等轴 α相和层状 α相双重组织。HAZ 中部区域析出大批次生 α相； 而在 HAZ 上部区域，为魏氏组织，含有更细的层状 α相。 拉伸性能的测量表明， 结合区域较基体和增材区具有更高的抗拉强度和屈服强度，但伸长率较低。所有拉伸试样的断裂位置都位于基体和远离热影响区的位置，这进一步表明 HAZ 次生 α相的形成对高强度有极大的贡献。
3、TC4钛合金复合件成形件热处理研究
Zhang 等[16]研究了热处理对 LSF 成形的TC4钛合金微观结构和机械性能的影响：固溶 4~8h，固溶温度在β 转变线下 20~50℃，时效 4~8h，时效温度在 550~600℃能得到最好的力学性能增材结构件。
WangW 等[17]基于激光沉积制造（LDM），对具有特殊设计的 V 形槽的 Ti-6Al-4V 钛合金锻件进行连接，然后对接头进行热处理，并对热处理后的沉积区和基板组织及力学性能进行研究。发现，热处理对结合区 α相和 β相的比值、大小和分布有明显的影响。 沉积态原样和固溶+时效处理态接头件抗拉强度更高，而时效态和退火态试样强度较低（图 3），并低于基体的强度， 但热处理工艺对接头的塑性几乎没有影响。 合适的热处理工艺可以同时满足基体和接合区力学性能的要求。
张力书[10]针对 LDM-SLM 复合成形试样进行退火等热处理，对其组织演变进行分析，试样经退火处理后， 复合成形试样的 SLM 区与 LDM 区均主要由α相、β相及少量 α'马氏体组成。随着退火温度的升高，复合成形试样强度略有降低但塑性明显提高，断裂方式由韧性断裂转变为半解理半韧性断裂。 当退火温度为 850℃时，出现双颈缩现象，综合性能明显改善；随着循环热处理次数的增加，细长针状 α'马氏体逐渐转变为 α相与次生 β相，且 α相不断发生粗化，且 LDM 区、SLM 区及热影响区的 α相长宽比逐渐减小，显微硬度逐渐减小，塑性得到明显改善。
结束语
近年来，随着激光增材制造技术的发展，国内外学者对TC4钛合金的激光增材技术进行了更深入的研究，但是针对 TC4钛合金激光复合制造的深入研究还较少， 目前仅停留在复合件不同区域的微观组织和拉伸性能的对比研究， 在复合件的内部缺陷控制技术、缺陷无损检测、高温力学性能（蠕变、疲劳等）及整体适应性热处理等方面还需作进一步研究。
[参考文献]
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[9]钦兰云，何晓娣，赵朔，杨光，张宏伟.循环热处理对激光复合制造 TA15 合金组织及性能影响[J].稀有金属，2020（02）：139-146.
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[11]曹铭.TC4钛合金锻件上 LMD 成形复杂结构的界面组织及性能调控[D].北华航天工业学：，2020.
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[13]朱言言，李冲，刘玉婷，田象军.复合制造 TC4钛合金组织与拉伸性能[J].航空制造技术，2021（17）：14-20.
[14]ZhaoZhuang，Chen，et al.MicrostructureandMechanical PropertiesofLaserRepairedTC4TitaniumAlloy[J].RareMetalMaterials&Engineering，2017（7）：1792-1797.
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[16]Heat-treatedmicrostructureandmechanicalpropertiesoflasersolidformingTi-6Al-4Valloy[J].RareMetals，2009（06）：537-544.
[17]WangW，WangD，Li C，etal.Effectofpostheattreatmenton microstructureandmechanicalpropertiesofTi-6Al-4V jointingpartsproceededbylaseradditivemanufacturing[EB/OL]. https：//www.sciencedirect.com/science/article/abs/pii/S0921509320306237.2020-07-24.
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