楊膠溪, 吳文亮*, 王長亮, 劉晨光, 王樹志, 陽代軍, 周 正, 徐宏超

（1．北京工業(yè)大學(xué) 材料及制造學(xué)部激光工程研究院，北京 100124；2．中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095；3．首都航天機(jī)械有限公司，北京 100076；4．高速鐵路軌道技術(shù)國家重點實驗室，北京 100081）

航空航天先進(jìn)制造技術(shù)的發(fā)展水平是國家科技實力的重要體現(xiàn)，在科技發(fā)展版圖中具有至關(guān)重要的地位。傳統(tǒng)制造技術(shù)制備航空航天復(fù)雜結(jié)構(gòu)零部件存在加工難、制造周期長、成本高等問題。激光選區(qū)熔化（selective laser melting，SLM）是增材制造（AM）技術(shù)的關(guān)鍵工藝之一，為航空航天復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的制造開辟了全新的發(fā)展方向和途徑，SLM制造復(fù)雜結(jié)構(gòu)零件擁有傳統(tǒng)制造技術(shù)無法比擬的優(yōu)勢而受到廣泛關(guān)注與研究，因此在航空航天、生物醫(yī)療、模具制造等領(lǐng)域有比較廣泛的開發(fā)和應(yīng)用。常用于SLM的材料體系主要有鎳基合金、鈦合金、鋁合金、鐵基合金、銅合金等。金屬間化合物、高性能高溫合金、高熔點難熔金屬等新材料是SLM成形難度較高的材料，相關(guān)工藝及性能研究是該領(lǐng)域的熱點方向之一[1-3]。

SLM技術(shù)在航空航天領(lǐng)域主要用于中小型復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的制造，被視為重點發(fā)展技術(shù)和前沿方向，其主要優(yōu)勢是：（1）SLM技術(shù)具有極高的設(shè)計自由度，理論上可以打印出任何復(fù)雜形狀的零件，使零件的結(jié)構(gòu)設(shè)計實現(xiàn)自由化；（2）SLM技術(shù)生產(chǎn)周期短，可實現(xiàn)對復(fù)雜零件的快速成形，能大大縮短新型航空航天裝備的研發(fā)周期；（3）SLM技術(shù)材料利用率相對較高，通過拓?fù)鋬?yōu)化等方法可實現(xiàn)輕量化設(shè)計，不僅降低制造成本，還促進(jìn)航空航天裝備飛行距離及載重量的顯著提升；（4）SLM技術(shù)成形精度高、表面質(zhì)量好、材料強度高，可實現(xiàn)航空航天復(fù)雜構(gòu)件的高精制造。在SLM技術(shù)快速發(fā)展的同時，也存在較多需要解決的問題，例如內(nèi)部微缺陷導(dǎo)致冶金質(zhì)量難控多變、高性能材料的變形大及開裂傾向高、粉末材料兼容性低、標(biāo)準(zhǔn)體系的欠缺等制約SLM技術(shù)的深層次發(fā)展。目前對于SLM技術(shù)的研究主要集中于大型高效裝備、新型粉材研制及其成形工藝、智能化軟件系統(tǒng)等方面[4-6]。本文重點介紹SLM制備新材料體系的工藝、組織及性能，分析SLM技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的典型應(yīng)用，闡述SLM技術(shù)存在的問題和瓶頸，并對發(fā)展方向進(jìn)行總結(jié)和展望。

1 SLM成形材料組織及性能研究

1.1 鎳基合金

鎳基合金因出色的高溫性能在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用非常廣泛，主要用于制備航空航天發(fā)動機(jī)、燃?xì)廨啓C(jī)等關(guān)鍵零部件。目前SLM成形工藝比較成熟的鎳基高溫合金以IN718、IN625、GH3536等為代表，而耐溫性能更高的鎳基高溫合金因Al、Ti含量比較高而具有較高的熱裂紋敏感性，如IN939、CM247、K418、K424、K438等。如何通過成分調(diào)整等措施改善該類高性能材料的成形性是目前研究的熱點方向，變形、裂紋問題的解決將極大拓展SLM鎳基高溫材料的應(yīng)用。Chen等[7]通過激光粉末床熔化（L-PBF）制備石墨烯納米片（GNPs）增強K418鎳基高溫合金，發(fā)現(xiàn)GNPs均勻分布于γ基體晶粒內(nèi)部并獲得近似等軸晶粒，提高GNPs/K418材料延展性并降低裂紋敏感性，L-PBF制備K418材料的抗拉強度和屈服強度分別為1200 MPa和1018.10 MPa，且拉伸應(yīng)變從7.13%增加到10.3%。Mu等[8]利用SLM制備WC顆粒（平均粒徑10 μm）增強Inconel 718合金材料，隨著激光掃描速率提高到700 mm/s，顯微硬度和抗拉強度明顯提高而伸長率略有降低，這主要歸因于Ni2W4C枝晶和粒狀（Nb，M）碳化物的多相復(fù)合細(xì)晶強化（圖1）。

圖1 WC/Inconel 718材料SLM過程隨掃描速率的微觀結(jié)構(gòu)演化機(jī)理[8] （a）輕微表面熔化過程C和W原子在WC顆粒周圍的擴(kuò)散行為；（b）原子擴(kuò)散區(qū)放大；（c）隨掃描速率提高，凝固過程初生枝晶和（Nb，M）C碳化物在熔池中的發(fā)展Fig. 1 Schematics illustrating the evolution mechanism of microstructure of WC/Inconel 718 composite with variable scanning speed during SLM[8] （a）diffusion behavior of carbon and tungsten atoms surrounding the incorporating WC particles during the slight surface melting；（b）large magnification of diffusion regions of atoms；（c）development of primary dendrite and（Nb，M）C carbides within molten pool as increasing the laser scanning speed during solidification

熱等靜壓（HIP）是一種可消除裂紋、降低孔隙率進(jìn)而提高成形件力學(xué)性能的后處理技術(shù)。為研究熱等靜壓對SLM制件的微觀組織與力學(xué)性能的影響，Khomutov等[9]對SLM金屬間化合物NiAl合金進(jìn)行HIP處理，材料裂紋消除且孔隙減少，測試溫度從700 ℃升高到1100 ℃，其屈服強度從750 MPa降低到260 MPa，雖然HIP改善了組織結(jié)構(gòu)，但其屈服強度比鑄造和粉末燒結(jié)材料低25%和15%。石磊等[10]系統(tǒng)研究熱等靜壓/熱處理工藝對SLM成形GH4169合金微觀組織及拉伸性能的影響并探討其作用機(jī)制（圖2），為提高合金致密度、減少有害相、優(yōu)化合金性能提供理論參考依據(jù)。Tomus等[11]利用SLM制備Hastelloy-X材料，基于微觀結(jié)構(gòu)的演變分析闡明屈服強度（YS）、極限抗拉強度（UTS）和斷裂伸長率（εf）的變化規(guī)律，研究表明，枝晶和熔池邊界是成形態(tài)材料在水平和垂直方向觀察到εf各向異性的主要原因，HIP和HIP+HT處理后孔隙的消除對εf有積極影響，因為位錯密度降低和位錯在亞晶界重排等回復(fù)過程，使HIP和HT處理后屈服強度變低，而HIP處理后MxCy型碳化物在晶界偏析使εf降低。Deng等[12]通過SLM制備的IN718材料具有非常細(xì)的胞狀枝晶結(jié)構(gòu)，存在相對較弱的織構(gòu)且枝晶間析出細(xì)小Laves相，垂直方向抗拉強度比水平方向低而塑性更高，其機(jī)理是結(jié)晶特征、殘余應(yīng)力、位錯積累量存在差異，熱處理顯著提高材料強度但降低其塑性。表1是SLM制備典型鎳基合金后續(xù)熱處理之后的室溫力學(xué)性能。

圖2 熱等靜壓/熱處理試樣YOZ面的SEM組織和EDS能譜[10] （a），（b）HIP處理后樣品組織；（c）HIP+HT處理后樣品組織 ；（d） 圖（b）方框中析出相的EDS能譜Fig. 2 SEM microstructures on the YOZ plane of the HIP/HT sample and EDS spectrum[10] （a），（b） microstructures of HIP sample；（c） microstructures of samples after HIP and HT；（d） EDS result of the precipitated phase marked by square frame in Fig.（b）

表1 SLM制備典型鎳基合金的室溫力學(xué)性能Table 1 Room temperature mechanical properties of typical nickel-based alloys prepared by SLM

1.2 鈦合金及鈦基復(fù)合材料

鈦合金具有密度低、比強度高、抗腐蝕性能好、工藝性能好等優(yōu)點，是較為理想的航空航天結(jié)構(gòu)材料，SLM成形工藝比較成熟的鈦系合金材料主要有TA15、TC4、TC11等。TiAl合金、NiTi形狀記憶合金等是SLM材料研發(fā)的熱門方向，TiAl合金因其高比彈性模量及良好的抗蠕變、高溫強度、抗氧化性能等，應(yīng)用前景非常好，而NiTi形狀記憶合金因其獨特的超彈性和形狀記憶特性，目前得到廣泛關(guān)注和研究。

Ma等[17]使用Ti、Al、TiC粉末SLM制備TiC顆粒增強TiAl基復(fù)合材料，并研究TiC在復(fù)合材料中的冶金行為。Zhou等[18]以掃描間距為變量SLM成形多組金屬間化合物Ti-22Al-25Nb試樣（圖3），其物相構(gòu)成主要是無序β相與O相，微觀結(jié)構(gòu)隨掃描間距的增加而變化，在0.16 mm掃描間距時獲得最高的力學(xué)性能（極限抗拉強度1144.2 MPa，伸長率24.25%），這歸因于高密度位錯、良好的相特征、高相對密度等因素。Li等[19]研究SLM制備Ti-48Al-2Cr-2Nb/RGO（氧化還原石墨烯）激光掃描間距對材料組織結(jié)構(gòu)、相演變及納米硬度的影響，SLM成形的組織主要由大角度（>15°）晶界（HAGBs）和α2（Ti3Al）相構(gòu)成，隨著激光掃描線間距由80 μm增大到140 μm，平均晶粒尺寸由10.13 μm減小到8.12 μm，HAGBs和α2也同時減少，而納米硬度呈增加趨勢。Cao等[20]SLM制備高彈性熱效應(yīng)的Ni-Ti形狀記憶合金，發(fā)現(xiàn)沉淀硬化導(dǎo)致高熵變和高屈服強度，通過改變SLM工藝參數(shù)和后處理來調(diào)控其相變溫度，可獲得可調(diào)節(jié)的高彈性效應(yīng)。西北工業(yè)大學(xué)王碩等[21]研究SLM工藝參數(shù)對沉積態(tài)塊狀Ni50.8Ti49.2組織及性能的影響，結(jié)果表明隨能量輸入的升高，組織缺陷逐漸降低，沿沉積方向顯微組織由短粗的柱狀晶演變?yōu)榧?xì)長的柱狀晶。

圖3 工藝參數(shù)對成形件致密化行為的影響[18] （a）掃描間距和激光功率對不同樣品相對密度的影響；（b）掃描間距為0.12 mm和0.20mm樣品的微CT結(jié)果；（c）～（f）為俯視圖觀察得到的圖像；（g）～（j）為從正視圖觀察的熔池中的孔洞Fig. 3 Effect of processing parameters on densification behavior of as-printed samples[18] （a）relative densities of the as-fabricated samples with varied hatch distance and laser power；（b）micro-CT results of the samples processed at a hatch distance of 0.12 mm and 0.20 mm，respectively；（c）-（f）observation of pores from top view；（g）-（j）observation of pores within melt pools from front view

SLM材料存在明顯的各向異性，Sun等[22]研究打印方向?qū)LM制備Ti6Al4V材料拉伸和疲勞性能的影響，制備三種不同構(gòu)建方向（0°、45°、90°）的Ti-6Al-4V樣品并測試應(yīng)力應(yīng)變曲線、S-N曲線和裂紋擴(kuò)展速率曲線，結(jié)果表明成形方向?qū)ζ谛阅苡杏绊?，但對疲勞裂紋擴(kuò)展速率影響不大，45°試樣具有最好的拉伸性能和疲勞性能。柯林達(dá)等[23]建立SLM熱-結(jié)構(gòu)耦合瞬時動態(tài)有限元模型，探究激光掃描速率和鋪粉層厚度對成形鈦合金薄壁件應(yīng)力演變的影響，結(jié)果表明，在熱循環(huán)作用下SLM成形鈦合金薄壁件的應(yīng)力演變呈周期性變化，熱應(yīng)力極大值在加熱階段先增加后減小，最后在冷卻階段趨于穩(wěn)定并接近殘余應(yīng)力值。在動載荷條件下，SLM成形件缺陷對疲勞性能的影響是當(dāng)前研究熱點，Zhang等[24]研究高載荷狀態(tài)下SLM Ti-6Al-4V材料的低周疲勞（LCF）性能。在低應(yīng)變幅值下，打印態(tài)Ti-6Al-4V的LCF性能優(yōu)于鍛造Ti-6Al-4V，在高應(yīng)變幅值下，SLM材料的孔隙率對材料有更大的影響，鍛造Ti-6Al-4V的LCF性能優(yōu)于打印態(tài)材料，退火使得晶粒粗大造成SLM材料LCF性能降低。表2是典型SLM鈦合金材料在熱處理條件下的力學(xué)性能。

表2 SLM制備典型鈦合金的力學(xué)性能Table 2 Mechanical properties of typical titanium alloys prepared by SLM

1.3 鋁合金及鋁基復(fù)合材料

鋁系合金具有質(zhì)量輕、熱傳導(dǎo)性能高等優(yōu)點，在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用也比較廣泛。對于SLM工藝而言，鋁系合金對激光的反射率大、熱導(dǎo)率高，其成形性因成分不同而差異較大。目前采用SLM制備鋁系合金材料主要有Al-Si、Al-Cu、Al-Mg-Si、Al-Zn等[29-31]，其中Al-Si系具有較好的成形性能。隨著航空航天構(gòu)件對材料性能要求的不斷提高，開發(fā)新型高性能鋁系復(fù)合材料是當(dāng)前發(fā)展的趨勢。

在SLM成形高性能鋁基復(fù)合材料的研究方面，Lin等[32]研制納米TiC增強鋁基復(fù)合粉體并采用SLM工藝制備鋁基復(fù)合材料，成形件的屈服強度高達(dá)1000 MPa、塑性超過10%、楊氏模量約為200 GPa。Gao等[33]進(jìn)行TiN/AlSi10Mg復(fù)合粉體制備，并研究掃描速度對TiN納米顆粒增強AlSi10Mg復(fù)合材料的微觀結(jié)構(gòu)、顆粒分布狀態(tài)和摩擦性能的影響（圖4），由于激光吸收能力的顯著提高，復(fù)合粉末具有更好的成形性，通過提高掃描速度可顯著減小復(fù)合材料的平均晶粒尺寸，TiN顆粒均勻分布并與基體形成良好的結(jié)合。對現(xiàn)有鋁系材料進(jìn)行合金化也是提高材料性能的途徑，Jiang等[34]設(shè)計了一種微量合金元素（0.4%Sc和0.25%Zr）的新型鈧鋯改性裂紋敏感性較強的7075鋁合金，系統(tǒng)分析工藝參數(shù)對激光選區(qū)熔化試樣組織和力學(xué)性能的影響。SLM成形高性能材料，裂紋及變形的存在嚴(yán)重影響零部件的成品率，研究裂紋的形成機(jī)理和擴(kuò)展機(jī)制對于抑制SLM打印件裂紋具有重要的意義，采取優(yōu)化SLM工藝參數(shù)、路徑規(guī)劃設(shè)計、合理添加支撐等措施是抑制裂紋、減少變形的有效途徑。

成形后進(jìn)行后續(xù)熱處理也是提高鋁系材料性能的重要途徑，鄒田春等[35]研究SLM制備AlSi7Mg合金沉積態(tài)、不同退火態(tài)及不同固溶/時效態(tài)的微觀組織和顯微硬度。沉積態(tài)微觀組織主要由網(wǎng)狀Si相和α-Al基體組成，隨著退火溫度的升高，網(wǎng)狀微觀組織逐漸消失且顯微硬度降低。固溶/時效態(tài)網(wǎng)狀微觀組織消失，顆粒狀Si析出相分布在Al基體中。隨著固溶溫度的升高，微觀組織中Si顆粒的尺寸變大，顯微硬度增加。隨著退火溫度固溶溫度的升高，熱處理態(tài)微觀組織比沉積態(tài)更加均勻，顯微硬度值離散程度降低。表3是SLM典型鋁系材料的力學(xué)性能，可以看出AlSi10Mg-TiB2增強復(fù)合材料的力學(xué)性能明顯高于AlSi10Mg合金，體現(xiàn)出顆粒增強鋁系復(fù)合材料在材料強韌化方面的優(yōu)勢。

1.4 鐵基合金

SLM成形鐵基合金領(lǐng)域涉及材料牌號較多，目前比較重視對高強鋼的研究。美國德州A&M大學(xué)[41]采用SLM工藝成形低合金超高強度馬氏體鋼AF9628，建立零件制造過程參數(shù)優(yōu)化框架，利用Eagar-Tsai模型預(yù)測熔池幾何形狀并構(gòu)建SLM AF9628的工藝圖（圖5），獲得抗拉強度1.4 GPa、伸長率11%的高強鋼材料。因SLM成形過程具有快速加熱、快速凝固的熱循環(huán)特點，材料內(nèi)應(yīng)力較高且存在組織不均勻現(xiàn)象，通過粉末床預(yù)熱實現(xiàn)熱梯度調(diào)控可顯著降低內(nèi)應(yīng)力，預(yù)熱溫度的高低將影響材料組織結(jié)構(gòu)及力學(xué)性能，目前SLM設(shè)備的極限預(yù)熱溫度最高可達(dá)500 ℃。Mertens等[42]分析預(yù)熱溫度對SLM H13鋼的組織、力學(xué)性能和殘余應(yīng)力的影響，發(fā)現(xiàn)預(yù)熱溫度達(dá)到400 ℃時SLM成形的H13鋼抗拉強度達(dá)到1.9 GPa。

成形態(tài)材料的后續(xù)熱處理可顯著改善材料的強韌性匹配，表4中是幾種典型鐵基合金的力學(xué)性能，另外鐵基材料成形過程易產(chǎn)生氧化物夾雜并顯著影響材料性能，如何將氧化物夾雜無害化是目前研究的熱點。Nong等[43]采用SLM成形沉淀硬化不銹鋼15-5PH，熱處理（1040 ℃/0.5 h固溶處理+482 ℃/1 h時效處理）后其抗拉強度達(dá)到1.496 GPa且伸長率為14.4%，獲得高強韌性的原因在于SLM材料熱處理之后實現(xiàn)細(xì)晶強化且拉伸過程部分殘余奧氏體轉(zhuǎn)變?yōu)轳R氏體，且氧化物夾雜實現(xiàn)納米化，近球形納米尺度氧化物阻礙位錯運動。Polatidis等[44]在低功率條件下SLM制備Fe-Cr-Ni鋼得到近乎隨機(jī)的晶體織構(gòu)，但經(jīng)原位拉伸和中子衍射發(fā)現(xiàn)，盡管材料存在較多孔隙，但仍具有高延展性和顯著的應(yīng)變誘發(fā)馬氏體相變。Li等[45]通過SLM制備具有高強韌性的Fe-Co-Cr-Ni-Mn高熵合金，隨著鐵基金屬中非晶相含量的增加，材料具有更高的強度和優(yōu)異的斷裂韌性。高熵合金具有潛在的工程應(yīng)用價值，材料的成形性、組織均勻性及冶金質(zhì)量的控制需要深入研究。

圖4 超聲振動和V型混合裝置的示意圖（a），TiN/AlSi10Mg復(fù)合粉末的SEM圖像（b），（c）和2%TiN/AlSi10Mg復(fù)合粉末的粒度分布（d）[33]Fig. 4 Schematic diagram of ultrasonic vibration and V-type mixing devices（a），SEM images of TiN/AlSi10Mg composite powder（b），（c）and particle size distribution of the 2 % TiN/AlSi10Mg composite powder（d）[33]

表3 SLM制造典型鋁系合金的力學(xué)性能Table 3 Mechanical properties of typical aluminum alloys manufactured by SLM

航空航天領(lǐng)域涉及的材料體系比較多，限于篇幅不能全面介紹該領(lǐng)域新材料、新工藝的研究。航空航天領(lǐng)域的材料要求極其嚴(yán)格，現(xiàn)有粉末材料的兼容性（適應(yīng)性）不甚理想，主要體現(xiàn)在：（1）SLM打印態(tài)材料與原始設(shè)計同種材料的性能差異顯著；（2）采用一種粉末材料適應(yīng)或匹配原始設(shè)計同體系多種材料的能力不太突出；（3）粉末材料與不同SLM設(shè)備之間的兼容性需要提高。目前，有關(guān)粉末材料兼容性方面研究的報道較少。材料的種類不同而導(dǎo)致其物理性能、成形性有較大差異，SLM成形過程中的裂紋控制、減少缺陷及形性調(diào)控等對材料工作者任重道遠(yuǎn)，需要突破瓶頸拓寬更廣闊的應(yīng)用空間。

圖5 SLM成形AF9628鋼的研究流程圖[41]Fig. 5 Research flow chart of SLM formed AF9628 steel[41]

表4 SLM制造典型鐵基材料的力學(xué)性能Table 4 Mechanical properties of typical iron-based materials manufactured by SLM

2 SLM技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的典型應(yīng)用

2.1 一體化復(fù)雜內(nèi)流道結(jié)構(gòu)

一體化復(fù)雜內(nèi)流道結(jié)構(gòu)的制造是SLM技術(shù)應(yīng)用較多的層面。GE公司采用顛覆性的SLM技術(shù)實現(xiàn)LEAP發(fā)動機(jī)燃油噴嘴的一體化設(shè)計與制造（圖6（a）），將原有20個組件集成為具有復(fù)雜內(nèi)流道整體結(jié)構(gòu)的燃油噴嘴[50]，零件耐用度提高5倍，質(zhì)量減輕25%且經(jīng)濟(jì)效益提高30%，產(chǎn)量達(dá)到3.5～4.0萬件/年。航天Launcher公司與合作伙伴3T、EOS開發(fā)3D打印銅合金（CuCrZr）小型火箭發(fā)動機(jī)復(fù)雜冷卻通道集成部件并完成點火測試，3D打印的E1發(fā)動機(jī)銅合金部件可承受實際工作環(huán)境，發(fā)動機(jī)冷卻效率顯著提升。NASA工程人員通過SLM技術(shù)打印首個全尺寸銅合金火箭發(fā)動機(jī)，完成3D打印燃料薄膜冷卻燃燒室的開發(fā)，制造速率提高10倍而成本降低50%以上，燃燒室高強度GRCop-42銅合金內(nèi)襯（前身為GRCop-84[51]）由200多個復(fù)雜通道建立在內(nèi)外襯套壁之間（圖6（b））。美國Aerojet Rocketdyne公司成功完成全尺寸增材制造RL10火箭發(fā)動機(jī)銅合金推力室組件的熱實驗（圖6（c）），驗證3D打印銅合金推力室和鎳基高溫合金主噴射器的性能，提高零件的性能和可靠性，大幅降低元件生產(chǎn)成本并縮短制造周期。

2.2 小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)

無人機(jī)、小型飛行器等對發(fā)動機(jī)的小型化提出重要需求。2015年，澳大利亞莫納什大學(xué)的研究團(tuán)隊采用SLM技術(shù)制造了世界上第一臺燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)（GTE）（圖7（a）），為國防公司賽峰（Safran）和阿邁羅（Amaero）打印渦輪發(fā)動機(jī)部件。GE公司航空增材制造開發(fā)中心采用SLM工藝制造30 cm長、20 cm高的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)（圖7（b）），燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動機(jī)測試時轉(zhuǎn)速可達(dá)到33000 r/min。2017年，GE公司采用增材制造技術(shù)生產(chǎn)了第一臺商業(yè)化3D打印渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)（ATP），零件數(shù)量從855個減少到12個，質(zhì)量減少5%且燃油消耗降低20%，發(fā)動機(jī)整體性能提高10%。俄羅斯航空材料研究所用鎳鋁基合金粉末采用SLM技術(shù)制造并測試無人機(jī)小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)[52]。

圖6 一體化復(fù)雜內(nèi)流道結(jié)構(gòu)件的SLM制造[50-51] （a）燃油噴嘴；（b）燃燒室銅合金內(nèi)襯；（c）火箭推力室熱實驗Fig. 6 SLM manufacturing of integrated complex internal runner structure[50-51] （a）fuel nozzle；（b）copper alloy lining of combustion chamber；（c）thermal test of rocket thrust chamber

服役環(huán)境下高溫合金葉片的熱力耦合將影響發(fā)動機(jī)的耐久性。在SLM高溫合金導(dǎo)向葉片中設(shè)置內(nèi)冷結(jié)構(gòu)是提高材料抗高溫性能的方式之一。SLM制造復(fù)雜冷卻內(nèi)腔結(jié)構(gòu)的航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片，在材料力學(xué)性能、表面粗糙度、位置及型面公差、氣膜孔收縮率及機(jī)械加工定位點等方面依然存在挑戰(zhàn)，需要突破SLM制造渦輪葉片制備過程的難點問題[53]。西門子公司采用創(chuàng)新的內(nèi)部幾何設(shè)計和尾部擴(kuò)散擾流結(jié)構(gòu)，并采用SLM制備多晶鎳基高溫合金渦輪葉片（圖8），復(fù)雜的內(nèi)部通道、交錯肋和孔結(jié)構(gòu)可最大限度提高熱傳遞和沖擊冷卻效果，葉片已通過1250 ℃極端溫度、13000 r/min旋轉(zhuǎn)速度條件下的滿負(fù)荷考核[54]。發(fā)動機(jī)葉片在高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下內(nèi)部微缺陷和力學(xué)性能的演變需要深入研究，對于提高內(nèi)部質(zhì)量控制并促進(jìn)SLM制造鎳基高溫合金葉片的應(yīng)用有重要意義。

2.3 輕量化結(jié)構(gòu)

輕量化結(jié)構(gòu)對航空航天的裝備制造至關(guān)重要，采用拓?fù)鋬?yōu)化和點陣結(jié)構(gòu)設(shè)計是實現(xiàn)零部件輕量化的主要方法，拓?fù)鋬?yōu)化與SLM技術(shù)在航空航天高性能零部件的輕量化方面相輔相成。Shi等[55]針對重載航空航天支架（圖9），充分考慮機(jī)械力和溫度負(fù)荷，通過熱彈拓?fù)鋬?yōu)化進(jìn)而SLM增材制造零件的質(zhì)量減少18%以上。Tomlin等[56]采用Ti6Al4V材料制造拓?fù)鋬?yōu)化的A320機(jī)艙鉸鏈支架，零件質(zhì)量僅為326 g且減重64%，在應(yīng)力310 MPa、40萬次循環(huán)條件下的疲勞測試滿足強度要求?？湛头绖?wù)公司通過拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計鋁合金支架，去掉44個鉚釘形成一體化結(jié)構(gòu)（圖10），減重35%的同時結(jié)構(gòu)剛度提高了40%，該支架安裝在Eurostar E3000通訊衛(wèi)星上[57]。

點陣結(jié)構(gòu)設(shè)計同樣是零部件實現(xiàn)減重的重要途徑，點陣結(jié)構(gòu)設(shè)計與拓?fù)鋬?yōu)化密不可分，點陣結(jié)構(gòu)可進(jìn)一步拓?fù)鋬?yōu)化[58]。Tancogne等[59]通過SLM技術(shù)制造相對密度約為0.3的八角形桁架晶格結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行靜態(tài)和動態(tài)載荷條件下的壓縮實驗，應(yīng)變速率高達(dá)1000 s–1時仍具有出色的能量吸收材料特性。西北工業(yè)大學(xué)朱繼宏等[60]針對衛(wèi)星天線支架結(jié)構(gòu)，進(jìn)行宏觀結(jié)構(gòu)拓?fù)錁?gòu)型和點陣填充樣式的匹配設(shè)計，動響應(yīng)和質(zhì)量比原有結(jié)構(gòu)分別降低25%和17%。德國MTU公司SLM制造PW1100GJM發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣的內(nèi)窺鏡輪轂，在葉片磨損和損傷的指定間隙使用內(nèi)窺鏡進(jìn)行檢查，MTU公司SLM制造密封托架，其整體蜂窩結(jié)構(gòu)的內(nèi)環(huán)安裝在高壓壓氣機(jī)內(nèi)（圖11）[61]。

圖8 西門子公司SLM制備的多晶鎳基高溫合金葉片[54] （a）裝配打印的葉片；（b）單個葉片F(xiàn)ig. 8 Polycrystalline nickel-based superalloy blade prepared by SLM of Siemens[54] （a）assembling of printed blades；（b）single blade

圖9 通過拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計和SLM技術(shù)制造的重載航空航天支架[55]Fig. 9 Heavy-duty aerospace support manufactured by topology optimization design and SLM technology[55]

圖10 Eurostar E3000通訊衛(wèi)星鋁合金支架拓?fù)鋬?yōu)化[57]Fig. 10 Topology optimization of aluminum alloy bracket for Eurostar E3000 communication satellite[57]

圖11 MTU公司SLM制造帶有蜂窩點陣結(jié)構(gòu)內(nèi)環(huán)的發(fā)動機(jī)部件[61] （a），（b）蜂窩結(jié)構(gòu)的內(nèi)環(huán)；（c）密封托架Fig. 11 MTU SLM manufactures engine parts with an inner ring in a honeycomb lattice structure[61] （a），（b）inner ring of honeycomb structure；（c）seal bracket

2.4 仿生結(jié)構(gòu)

航空航天對高性能材料及功能結(jié)構(gòu)的迫切需求促使研究人員關(guān)注天然或生物材料，許多高強度和輕量化的設(shè)計靈感來源于自然界。研究者通過研究生物的微觀組織并開發(fā)性能優(yōu)異的仿生結(jié)構(gòu)，仿生結(jié)構(gòu)和增材制造相結(jié)合是目前研究的熱點方向之一[62-64]。由精細(xì)骨狀多孔結(jié)構(gòu)的啟發(fā)，空客公司采用SLM技術(shù)制造經(jīng)過仿生輕量化設(shè)計的A350 XWB Ti合金托架部件，該部件比常規(guī)鍛造件或銑削件減重幅度大于30%，經(jīng)微噴砂表面處理及后續(xù)熱處理可達(dá)到軋制材料的疲勞強度值。另外，由黏菌（silme mold）自適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)的啟發(fā)并基于模擬細(xì)胞結(jié)構(gòu)生長的算法，空客和Autodesk公司采用SLM制造復(fù)雜格子結(jié)構(gòu)（圖12），材料選用新研發(fā)的高強Al-Mg-Sc合金（scalmalloy），成形零件具備高強度、低質(zhì)量的特點并用于機(jī)艙隔離結(jié)構(gòu)，零件質(zhì)量僅為27.2 kg，比原構(gòu)件減輕45%[65]。美國NASA將仿生蟹爪結(jié)構(gòu)（BCCS）應(yīng)用到鳳凰號火星探測器的軟起落架系統(tǒng)，該系統(tǒng)最關(guān)鍵的部分是可展開和可鎖定的著陸腿機(jī)構(gòu)，主要包含嵌入緩沖鋁蜂窩材料的支柱和多功能二級撐桿，具有非常出色的強韌性。因此，基于仿生結(jié)構(gòu)設(shè)計，使得SLM工藝不斷獲取新的優(yōu)異功能結(jié)構(gòu)，在航空航天領(lǐng)域發(fā)揮著提高力學(xué)性能、減重等重要作用。

圖12 空客公司采用SLM技術(shù)制造仿生設(shè)計的機(jī)艙隔板結(jié)構(gòu)[63] （a）仿生隔板結(jié)構(gòu)圖；（b），（c）仿生隔板實物圖Fig. 12 Airbus uses SLM technology to manufacture the bionic designed of the cabin partition isolation structure[63] （a）bionic partition structure diagram；（b），（c）bionic partition physical diagram

3 SLM技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)及發(fā)展趨勢

SLM技術(shù)突破零件結(jié)構(gòu)形態(tài)的約束并可制造任意復(fù)雜結(jié)構(gòu)，通過優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計減輕質(zhì)量、提高力學(xué)性能，在航空航天領(lǐng)域獲得較多應(yīng)用但遠(yuǎn)未達(dá)到預(yù)期，深層次的高端應(yīng)用存在急需解決的關(guān)鍵瓶頸問題，在科學(xué)和技術(shù)領(lǐng)域面臨諸多挑戰(zhàn)。

（1）SLM高性能材料內(nèi)部存在彌散、隨機(jī)分布且形狀不規(guī)則的微介觀冶金缺陷，成為制約SLM技術(shù)航空航天高端應(yīng)用的瓶頸問題。微介觀缺陷主要包括微裂紋、氣孔、未熔合孔隙、氧化物夾雜等，其形成原因涉及粉末質(zhì)量、成形工藝、路徑規(guī)劃、艙體氧含量等多種因素，冶金缺陷的存在顯著影響材料的使役性能，特別是高溫高速旋轉(zhuǎn)部件、長期承受交變載荷結(jié)構(gòu)件等的疲勞性能。因此，提高SLM材料的冶金質(zhì)量及致密度非常重要。高性能粉體材料的設(shè)計及高純制備、SLM成形工藝優(yōu)化、成形過程在線監(jiān)測、HIP處理等是解決該問題的有效途徑，SLM成形高性能材料的裂紋和變形問題，采取優(yōu)化SLM工藝參數(shù)、路徑規(guī)劃設(shè)計、合理添加支撐等措施是抑制裂紋、減少變形的有效途徑。材料內(nèi)部氧化物的無害化處理原理、HIP過程裂紋孔洞愈合機(jī)理、服役過程熱力耦合分析及微缺陷演變機(jī)理等將是研究的重要方向。

（2）SLM材料存在各向異性的冶金特征、非均勻組織結(jié)構(gòu)以及介穩(wěn)相轉(zhuǎn)變等對材料的性能產(chǎn)生顯著影響。各向異性的冶金特征取決于激光熔池的凝固特性、構(gòu)建方向與掃描方向的介觀結(jié)構(gòu)差異以及成形過程的熱梯度分布等因素。SLM材料是由微小熔池多道搭接而成，因此在微觀上為非均勻組織結(jié)構(gòu)。另外，SLM材料是典型的快速凝固組織，內(nèi)部存在的介穩(wěn)相在外部條件誘導(dǎo)下將進(jìn)一步產(chǎn)生相變。SLM過程的溫度梯度、凝固參數(shù)的調(diào)控以及后續(xù)熱處理（HIP、固溶處理、退火等）等是解決材料各向異性的重要手段，可促進(jìn)組織均勻性以及介穩(wěn)相轉(zhuǎn)變，減小變形、開裂傾向并增加尺寸穩(wěn)定性。原位合金化可促進(jìn)非自發(fā)形核實現(xiàn)晶粒等軸化和晶粒尺寸變化，有望成為材料組織結(jié)構(gòu)及性能精準(zhǔn)調(diào)控的有效方法。

（3）SLM技術(shù)成形尺寸的限制及成形零件的經(jīng)濟(jì)性，是SLM技術(shù)應(yīng)用的重要制約因素。由于成形尺寸的限制，SLM技術(shù)在制造大尺寸航空航天零件方面受到限制，因此，大尺寸、高效率的SLM設(shè)備的研制目前是該領(lǐng)域需要實現(xiàn)的突破，同時發(fā)展SLM分體打印+激光焊接（或電子束焊接）的復(fù)合制造技術(shù)也是突破尺寸限制的有效途徑。目前，高端粉體材料較多依賴進(jìn)口，SLM制件的價格普遍昂貴，諸多用戶難以接受，今后應(yīng)在低成本粉體材料的制備、粉體材料循環(huán)利用等方面實現(xiàn)突破。

（4）SLM標(biāo)準(zhǔn)體系相對欠缺，是限制SLM技術(shù)實現(xiàn)批量化產(chǎn)品工業(yè)應(yīng)用的重要因素。任何技術(shù)的大范圍工業(yè)化應(yīng)用，皆離不開標(biāo)準(zhǔn)體系的保駕護(hù)航。SLM屬于顛覆性技術(shù)，需要從設(shè)計端做開創(chuàng)性的工作，同時在制造端進(jìn)行大量的工藝可靠性測試、考核驗證等，并逐步形成標(biāo)準(zhǔn)體系。目前雖然已經(jīng)制定一定數(shù)量的國家標(biāo)準(zhǔn)及行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，但需要繼續(xù)補充和完善，通過大量的細(xì)致工作實現(xiàn)關(guān)鍵標(biāo)準(zhǔn)由點到面的串聯(lián)并形成標(biāo)準(zhǔn)體系。

（5）SLM粉末材料存在兼容性，適用性較低的問題。提高粉末材料兼容性的意義在于減少粉體制備的種類、繁重的激光3D打印工藝開發(fā)及復(fù)雜的后續(xù)熱處理工藝。隨著SLM技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)的制粉裝備及制粉工藝得到了急速擴(kuò)展和開發(fā)，但制粉質(zhì)量仍需要大幅度提升。粉末質(zhì)量與材料的冶煉工藝水平、雜質(zhì)含量控制、霧化工藝等密不可分，材料冶煉過程的控制極其關(guān)鍵，通過夾雜物、微量元素成分的調(diào)控而制備高純粉體材料是目前發(fā)展的方向，將進(jìn)一步縮小與國外制粉質(zhì)量的差距，從而在粉末材料的兼容性方面獲得顯著提升。