增材制造钛合金点阵超结构压缩疲劳断裂行为

doi:10.7527/S1000-6893.2025.32553

材料工程与机械制造

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增材制造钛合金点阵超结构压缩疲劳断裂行为

孙文博¹, 段旭朝², 徐瑞阳³, 马玉娥²^,⁴(), 张卫红¹

^1.西北工业大学机电学院，西安 710072
^2.西北工业大学航空学院，西安 710072
^3.中国空空导弹研究院，洛阳 471009
^4.强度与结构完整性全国重点实验室，西安 710072

收稿日期:2025-07-11 修回日期:2025-07-28 接受日期:2025-08-20 出版日期:2025-08-29 发布日期:2025-08-28
通讯作者: 马玉娥 E-mail:ma.yu.e@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12302103);国家自然科学基金(U2341238);国家自然科学基金(91860128);陕西省三秦英才特殊支持计划-科技创新领军人才

Fatigue fracture behavior of additively manufactured titanium alloy superstructures under compressive loading

Wenbo SUN¹, Xuzhao DUAN², Ruiyang XU³, Yu’e MA²^,⁴(), Weihong ZHANG¹

^1.School of Mechanical Engineering，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^2.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^3.China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China
^4.National Key Laboratory of Strength and Structural Integrity，Xi’an 710072，China

Received:2025-07-11 Revised:2025-07-28 Accepted:2025-08-20 Online:2025-08-29 Published:2025-08-28
Contact: Yu’e MA E-mail:ma.yu.e@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12302103);Shaanxi Province Sanqin Talent Special Support Plan for Scientific and Technological Innovation

摘要/Abstract

摘要：

粉末床熔融（LPBF）增材制造超结构以优异的减重性能、可设计性，满足了航空航天飞行器高性能轻质一体化的要求。然而，增材制造产生的表面粗糙度、内部孔隙易使疲劳裂纹萌生，导致超结构提前失效。为研究表面粗糙度、孔隙对疲劳性能的影响机制，设计了增材制造体心立方（BCC）超结构试件，完成了5种载荷工况下的超结构疲劳试验，获取了应力-寿命（S-N）曲线。基于半经验公式计算表面粗糙度引入应力集中系数，结合有效承载面积参数修正孔隙、表面粗糙度的影响。通过三维重建模型的有限元仿真并验证其准确性后，代入Neuber-Kuhn公式求得了疲劳极限。在有效承载面积修正的研究基础上，建立了单杆的疲劳S-N曲线，构建了从单杆S-N到超结构S-N的映射方法，给出了修正的S-N曲线。结果表明：有效承载面积修正后的模型能更好地反映表面粗糙度、内部孔隙的耦合影响，从而提高超结构的疲劳极限、寿命的预测精度；单胞模型的周期性边界条件可以有效模拟整体结构的应力集中；采用修正的S-N曲线预测超结构疲劳寿命结果在3倍误差带内。

关键词: 增材制造, 超结构, 表面粗糙度, 孔隙, 疲劳寿命

Abstract:

Laser Powder Bed Fusion （LPBF） additively manufactured superstructures are highly promising for aerospace vehicles due to their excellent weight reduction performance and design flexibility， fulfilling the demand for high-performance， lightweight， and integrated components. However， surface roughness and internal porosity introduced by additive manufacturing tend to serve as initiation sites for fatigue cracks， potentially leading to premature failure of the lattice structures. To investigate effects of surface roughness and porosity on fatigue performance， Body Centered Cubic （BCC） lattice specimens were designed and fabricated by additive manufacturing. Fatigue tests under five different loading levels were conducted to obtain the corresponding Stress-Number of cycles （S-N） curves. A semi-empirical formula was used to calculate the stress concentration factor introduced by surface roughness. Additionally， the concept of effective load-bearing area was applied to account for the influence of both porosity and surface roughness. The accuracy of this method was verified through finite element simulations based on 3D reconstructed models， and the Neuber-Kuhn formula was used to estimate the fatigue limit. Based on the effective area correction， a fatigue S-N curve for a single strut was established， then a mapping method from the single-strut S-N curve to the lattice S-N curve was developed， and a corrected S-N curve was proposed. It is shown that the model incorporating effective load-bearing area correction more accurately reflects the coupled effect of surface roughness and internal porosity， and thereby it can improve the predictive accuracy of the fatigue limit and fatigue life of the lattice structures. The periodic boundary conditions in one unit lattice can be built and effectively simulate stress concentration in the whole structure. The corrected S-N curve is used to predict the fatigue life of the lattice， and its results fall within a scatter band of factor 3.

Key words: additive manufacturing, superstructure, surface roughness, pore, fatigue life

中图分类号:

V215.5

孙文博, 段旭朝, 徐瑞阳, 马玉娥, 张卫红. 增材制造钛合金点阵超结构压缩疲劳断裂行为[J]. 航空学报, 2026, 47(8): 432553.

Wenbo SUN, Xuzhao DUAN, Ruiyang XU, Yu’e MA, Weihong ZHANG. Fatigue fracture behavior of additively manufactured titanium alloy superstructures under compressive loading[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(8): 432553.

图/表 30

图 1

图 2

图 3

图 4

表1

TC4合金化学成分

元素	Ti	Al	V	Fe	C	H	O	N
含量/wt%	质量平衡	5.50~6.75	3.50~4.50	$≤$ 0.30	$≤$ 0.08	$≤$ 0.015	$≤$ 0.20	$≤$ 0.05

表1

图 5

图 6

图 7

图 8

表2

图 9

图 10

图 11

图 12

表3

表面粗糙度参数及应力集中系数

路径	$R a$ /μm	$R y$ /μm	$R v$ /μm	$R z$ /μm	$R s m$ /μm	$ρ$ /μm	$K t$
1	36.65	224	120	148.0	333	67.87	2.73
2	27.39	219	118	149.0	313	59.63	2.62
3	19.71	182	68	133.6	278	46.19	2.57
4	18.35	182	65	137.0	263	47.69	2.48

表3

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

图 19

表4

Ti-6Al-4V标准疲劳试验件的疲劳寿命试验数据

$S m a x$ /MPa	N/（10³ cycle）
500	137，62，106，184，295，194，216，273，190，182
550	31，44，94，127，224，60，83，94，71，65

表4

图 20

图 21

图 22

图 23

表5

图 24

图 25

参考文献 35

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

试验件编号	载荷/N	接触名义应力/MPa	疲劳寿命/ cycle
80-1	1 760	42.13	30 081
80-2			30 189
80-3			36 632
70-1	1 540	36.86	74 025
70-2			74 706
70-3			88 922
60-1	1 320	31.59	162 931
60-2			128 538
60-3			161 703
50-1	1 100	26.33	423 112
50-2			483 200
50-3			451 756
40-1	880	21.06	1 359 887
40-2			1 214 438
40-3			1 509 745

相对密度/%	接触面积/（10^-6 m²）	杆径/mm	结构应力集中系数
2.5	0.652 8	0.299	14.73
5.0	1.323 0	0.427	10.96
7.5	2.038 0	0.530	8.51
10.0	2.771 0	0.618	7.04
12.5	3.535 0	0.698	6.01
15.0	4.168 0	0.758	5.25
20.0	5.944 0	0.905	4.36

增材制造钛合金点阵超结构压缩疲劳断裂行为

Fatigue fracture behavior of additively manufactured titanium alloy superstructures under compressive loading

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