航空航天是增材制造制造（AM）发展的关键市场驱动力，本研究对LPBF和LDED等技术进行关键和深入的评估。本文为第六部分。

6. 总结

LAM克服了传统制造方法的缺点，在航空发动机领域具有广阔的应用前景。本文综述了航空发动机工业中使用的三种合金(先进高强度钢、镍基高温合金和钛合金)复合材料的研究现状和发展趋势。重点分析了工艺、微观组织(如形态/织构、析出相/粒子、相组成/相变)和力学性能(静态和动态)之间的关系。

LAM工艺参数必须仔细优化，以减少典型缺陷，如气孔和裂纹。不同合金的最佳工艺参数因其物理性能(如熔化温度、表面张力、粘度等)不同而不同。在本工作回顾的材料中，在γ′增强镍基高温合金和高碳含量的高温合金中发现了裂纹，但在钛合金中很少发现。通过对基材进行预热和热输入控制，可以减少甚至消除开裂。此外，还可以采用HIP等后处理来消除缺陷。在建立了使缺陷最小化的工艺窗口后，可以进一步优化工艺参数，以调整组织和力学性能。在先进高强度钢的第3节、镍基高温合金的第4节、钛基合金的第5节中，通过进一步的工艺优化和适当的后高温处理，总结了不同合金的最佳组织和性能组合。

近年来，空心晶体在各个领域受到越来越多的关注。对于太阳驱动的光催化，中空结构可以通过腔内光子的多次散射来增强光收获，并可以提供更多的暴露表面作为多相反应的活性位点。根据不同刻面在腐蚀环境下的相对稳定性，可以有选择地沿一定的晶体学方向进行腐蚀。以金红石为例，高能刻面比表面能较低的刻面更容易被化学蚀刻。基于这一原理，Liu等人在HCl溶液中水热法制备了矩形截面的空心金红石型TiO2纳米管。如图所示，在盐酸的作用下，表面沿方向发生各向异性腐蚀，形成管状结构，其主要侧面为，次要顶部为的固体金红石纳米棒。

LAM的超快冷却速率促进了亚微米组织的形成，但不同的材料获得了不同的微观结构特征。例如，ahss中普遍存在等轴结构，而ni基高温合金中普遍存在外延柱状结构，Ti合金中普遍存在柱状和针状结构。相成分(如AHSSs中的γ-Fe和α-Fe;镍基高温合金中的碳化物、γ '、γ '和钛合金中的α，α '，β相)，LAMed合金中的形态和体积分数可以通过后高温调节和改变，主要遵循用于商业锻件的类似高温工艺。高温后热处理还可以降低甚至消除LAMed合金中的各向异性组织和织构。然而，考虑LAMed合金独特的组织特征，应探索更合适的定制HT工艺。

图45 (a)汇总了极限抗拉强度和延伸率组合的属性图。(b)雷达图比较了lam处理的ahss、Ti合金、TiAl合金和Ni合金的代表性性能。

图45总结了UTS和El组合和雷达图，并对回顾合金的代表性性能进行了比较。该材料具有超高强度、低电离层的特点;相比之下，Ti和Ni合金的UTS较低，但El普遍高于AHSSs。固溶强化镍基高温合金尤其能够实现超高电导率。值得注意的是，LAMed TiAl合金表现出不理想的性能和狭窄的激光加工窗口，因为脆性金属间化合物的形成降低了激光成形性。雷达图表明，镍基高温合金具有良好的高温性能和良好的延展性，而ahss具有最大的加工窗口和最高的室温UTS和UTS × El。ahss和Ti合金都具有较高的比强度(约230-250 MPa/g·cm3)，这对轻质航空部件至关重要。

如先进高强度钢第3节LAM、镍基高温合金第4节LAM、钛基合金第5节LAM所示，三种层状合金可实现的静态机械性能与锻造零件相当或更高。潜在的强化机制包括晶界强化、沉淀强化、位错强化和其他强化机制，如亚晶界硬化和成分强化。LAMed合金的疲劳性能不如锻造件，这取决于其表面条件、缺陷和组织特征。表面处理、高温处理和热重处理等后处理可通过改善表面质量、消除残余应力和组织演变等方式改善LAMed零件的疲劳性能。此外，关于这三种LAMed航空发动机材料的高温力学性能，尤其是高温蠕变或疲劳性能的文献数量有限，这对于提高LAMed航空发动机材料的综合性能是一个重大的知识缺口。

微观结构演变可以通过2D或3D方法进行分析。可以在抛光横截面上进行2D高分辨率扫描电子显微镜（SEM）（断裂表面无法提供可靠数据），如图所示。由于机械抛光可能会对低密度薄膜产生偏压，因此可以使用离子束加工对表面进行精细抛光。三维表征方法包括：（i）高分辨率X射线计算机显微层析成像（无损表征工具，适用于微结构特征与体素尺寸相比较大的情况）和（ii）双光束FIB（聚焦离子束），其能够以SEM的分辨率从烧蚀截面进行三维重建（破坏性方法）。孔隙度测量需要图像二值化，这可能是一个关键步骤。需要计算单个特征（孤立的孔隙、颗粒、填料颗粒等）及其特征（尺寸、方向、球形度等）评估，以获得分布。

7.视角

LAM技术的进步为航空航天材料的研究和开发创造了新的机遇。本节将进一步深入了解一些关键的新兴研究重点。

7.1. 激光增材制造新技术的发展趋势

在上述LAM技术的基础上，在优化激光头、改变激光束源、引入辅助能量场以及与其他加工方法相结合等方面逐渐出现了一些新技术。虽然这些新技术不是专门为航空发动机行业开发的，但它们为缩短制造时间、改善微观结构和改善航空航天部件的性能提供了重要的技术见解。

涡轮喷气发动机是1950年代使用的主要发动机类型。上图描述了涡喷发动机的噪声成分及其比例。结果表明，飞机在700米/秒以上的飞行速度下，射流噪声是主要噪声源，阻碍了民用航空的应用。1954年，莱特希尔建立了声音类比理论，并报道了射流噪声的显式公式，即能量的八阶定律。

7.1.1. 超高速激光二极管

超高速LDED技术也是一种高沉积速率LDED技术。其目的是减少涂层厚度并提高表面沉积速率，以用于大型高质量零件的磨损和腐蚀防护。这项技术的关键是增加间隔距离，并将熔池表面定位在粉末焦点下方，以便粉末到达零件表面时已经处于熔融状态。IN625的表面沉积速率和激光扫描速度分别高达500 cm2/min和200 m/min。

根据Koster等人(1999)的研究，具有原位反射高能衍射(RHEED)过程控制的激光-分子束外延(MBE)示意图(a)。连续(b)和逐层(c)通过激光- MBE生长氧化膜期间的RHEED强度。在一层一层的模式下，需要27个脉冲来完成单层(见(c)的插图)。由于波长短，激光束的光子只与目标材料的自由电子相互作用。随后的电子-声子相互作用导致局部温度的突然升高，表面或地下蒸发(取决于激光束的能量)，以及材料的爆炸清除。低能量密度(107-108 W cm 2)和高能量密度(107-108 W cm 2)分别发生激光诱导热蒸发和同余PLD。

7.1.2. 具有绿色/蓝色激光的LAM

LAM技术中使用的激光波长通常约为1064nm，其中一些有色金属合金（如纯铜和铜合金）的吸收率较低（5%）。低激光吸收率导致熔化不足、润湿性差以及缺陷的形成。为了解决这个问题，我们分别开发了一种新的波长为515 nm的绿色激光束源和一种波长为450 nm的高功率蓝色二极管激光束源。已经证明，纯铜或铜合金对绿色或蓝色激光的吸收率更高，可以获得无缺陷零件，如图46所示。这些新型激光束源的开发拓宽了可用于LAM技术的航空航天材料的范围。

图46 用(a)绿色激光PBF和(b)蓝色激光PBF制备纯铜元件。

7.1.3. 多能场

近年来，多能源领域的LAM技术开始受到关注。引入额外的能量场，如电磁场，可以改变熔池的形状，改善凝固条件，加速对流熔池流体流动等，从而减少气孔等缺陷，消除残余应力，细化微观结构。Liu等人发现，在718[451]中，原位电磁搅拌（见图47a）导致晶粒细化、Laves相分数降低和激光直接能量沉积（LDED）的机械性能改善。

图47 (a)现场电磁搅拌辅助LDED设置示意图。(b)同步感应加热辅助LDED装置示意图。(c)高强度超声辅助LDED技术的工艺原理示意图及其结果微结构。(d) O-LHAM实验装置示意图

Fan等人指出，在LDED过程中，通过同步感应加热可以获得由柱状β晶粒和不同相组成的新型Ti-6Al-4V微观结构（图47b）。最近，Todaro等人使用高强度超声波来实现晶粒细化，从而形成等轴晶粒，而不是熔融Ti-6Al-4V中的柱状晶粒，如图47c所示。此外，为了平衡尺寸精度、沉积速率和制造零件机械性能之间的权衡，Gong等人提出了一种新的混合添加剂制造方法，称为振荡激光-电弧混合增材制造（O-LHAM），如图47d所示。这些多能源领域的结合为LAM技术的发展带来了新的活力，并为航空工业的微观结构调整和性能优化创造了更多的可能性。

7.1.4. 混合林

在航空工业中，由于成型零件的表面粗糙度不能满足应用要求，因此后加工工艺是不可避免的。LAM与机床的集成可以实现加法和减法制造过程之间的灵活切换，这使得加工具有复杂结构的部件段成为可能，如图48所示。此外，LPBF过程通常伴随着拉伸残余应力的产生，导致裂纹的形成和机械性能的降低。

图48 LDED技术与加工的集成

Kalentics等人提出了一种基于激光冲击强化(LSP，原理图见图49a)和LPBF相结合的3D激光冲击强化(3DLSP)新方法，以控制LPBF过程中的残余应力。图49b给出了LSP过程的示意图。LSP在印刷表面上产生深层压缩残余应力，每隔几层定期进行一次中断LPBF工艺。通过这种技术，裂纹可以在LPBF过程中自动愈合，从而形成更致密的金属零件，如图49c所示。混合LAM的发展有利于致密无缺陷航空航天零件的整体设计和制造。

图49 (a)三维LSP过程示意图。(b) LSP过程示意图。(c)三维LSP过程中的裂纹愈合机理

这些新的LAM技术提高了更多涉及航空航天应用的材料的可制造性，并将继续受到更多关注。例如，绿色/蓝色激光的应用不仅增加了有色金属合金的激光吸收率，还导致熔池形状、熔池流体对流、温度分布和凝固速率的变化，进而影响最终的微观结构和机械性能。此外，具有多场耦合的LAM技术，例如，在LAM过程中添加超声波和/或磁场、多个热源，甚至电场，具有调整微观结构的巨大潜力（例如，促进等轴晶粒形成），缓解机械性能的各向异性，降低了拉延件的残余应力。此外，将现场监测集成到LAM系统中，以检查沉积质量（例如缺陷），甚至预测机械性能（例如杨氏模量），也可能是先进LAM系统的发展趋势。

7.2. 新型LAM专用材料的发展

广泛的研究为AM工艺参数对LAM材料微观结构和相关性能的影响奠定了基础。然而，现有的商用LAM粉末均遵循传统成分。如图50所示，独特的热历史为具有良好机械性能的LAM定制新型航空发动机材料的开发提供了线索。熔体池独特的循环热输入特性可诱发本征热处理（IHT）效应，从而在LAM沉积过程中促进沉淀（密度高达1025/m3）的原位形成，而不是随后的HTs。

图50 一种专门用于LAM的AHSS设计的新方法。

通过改变激光加工参数、沉积策略、衬底预热或它们的组合，可以增强IHT效应。此外，LAM设备加上先进的辅助热源，如在激光加工过程中具有可控局部热冲击的感应加热电池矩阵，将非常有效地控制IHT效应。

由于沉淀时间短，IHT形成的沉淀预计会更细，从而导致新的强化行为和强度-延性组合的改善。新材料成分也可设计为促进IHT效应。材料-工艺协同效应的类似考虑可能用于提高疲劳强度。此外，IHT的先进性也可用于具有复杂3D特征的部件的LAM修复，因为IHT可以在对基板影响最小的情况下改善层状微观结构。热处理后可能会改变优化的微观结构，并对现有零件的性能有害。在这种情况下，与传统的后HT相比，IHT更适合于最终散装组件。

7.3.性能和功能改进

7.3.1.机械性能改进

航空发动机材料要求较高的机械和疲劳强度，因为航空部件的损伤容限至关重要。由于航空航天部件的可靠性对飞行安全非常重要，因此，与传统锻造部件相比，冲压部件的疲劳性能较差，这一缺点需要进一步突破。因此，后处理处理，如热处理、热等静压和激光喷丸处理，对于获得更高的动态性能至关重要。

和铸造或锻造零件相比，拉坯零件的显微组织明显不同，无元素宏观偏析。除了遵循传统加工零件的路线外，还需要深入了解拉坯和热处理后微观结构的演变，以制定特定的热处理时间表。

强度和延展性之间的适当平衡对于承受冲击损伤也是可取的。因此，研究提高LAM加工零件的强度和延展性具有高度相关性。例如，发现钛合金中等轴组织（等轴β晶粒和等轴α相）的形成可提高延展性，但需要更多的研究工作来证实这一发现，因为在层状钛合金中获得等轴组织仍然是一个挑战。此外，还应强调对不同相（如α′/β界面）之间的界面特性及其对力学行为影响的基础研究。

高温性能是航空发动机材料的另一个重要指标。镍基高温合金是制造航空发动机热段零件以承受高工作温度和复杂应力条件的必不可少的材料。大多数研究表明，与常规加工零件相比，片状镍基高温合金的高温力学性能较差。因此，应重视对层状组织高温变形机理的研究，以提高其综合机械性能。例如，调整Laves相的分数和分布可能是改善LAMed IN718高温力学性能的关键。

Sharma等人报道了制备SnO2/PANI复合纳米纤维用于低温氢气传感。与原始SnO2纳米纤维相比，SnO2/PANI复合纳米纤维在接近室温时的氢气感知能力有所提高。如上图，(A)纤维素/TiO2/聚苯胺(PANI)复合纳米纤维的制备示意图。(B)纤维素/聚苯胺和纤维素/TiO2/聚苯胺复合纳米纤维对10-250 ppm氨水的动态响应。(C) SnO2/PANI复合纳米纤维对1000和2000 ppm H2气体的敏感性。

此外，开发新材料以填补雷达图45b所示的性能差距也是一个研究趋势。例如，高温高熵合金可以结合AHSS和镍基高温合金的优点，即高强度、良好的延展性以及高温性能。由于激光加工的原位合金化能力，LAM将加速新的航空航天材料的发展。

另外,，使用两种或两种以上材料的具有可控结构的异质结构材料的LAM也是改善航空航天材料机械性能的一种有希望的方法，因为变形相容性要求导致变形诱导的长程内应力，其中硬区的前向应力和硬区的后向应力软区共同对材料产生异质变形诱导（HDI）强化。异质结构材料的LAM可能是未来十年的一个新的研究前沿。

7.3.2.功能材料/结构的发展

对于航空航天部件，特定结构部件的不同部分可能在不同的工作环境下工作。传统的均质材料如果不与其他材料组装，就无法满足这些要求。高级功能梯度材料（FGM）的特点是成分、成分或微观结构的空间变化，导致性能和功能的逐渐变化，以及改进的可定制性能。FGM能够在本地定制特性和功能，并为航空航天组件的LAM提供独特的解决方案。例如，它可用于制造轻质部件，同时通过使用多种材料保持合理的良好强度。

实用合金和涂层很少限于两种成分。三组分合金需要三元相图来绘制相。三元图实际上是三维图的平面切片，三角形的边表示三种成分的浓度，纵轴表示温度。每个平面片对应一个特定的温度。上图显示了850°C（1562°F）下的镍-铬-铝三元图：等温Ni–Cr–Al三元相图，显示了850°C下各种相随成分的变化（a.Taylor和R.W.Floyd，《镍铬铝系富镍合金的构成》，J.Inst.metals，1952）

此外，LAM可用于通过陶瓷（例如碳化物、硼化物和氮化物）、石墨或碳纳米管增强金属的原位LAM来开发金属基复合材料（MMC），作为改善材料性能（例如强度和硬度、摩擦学和应力侵蚀抗性、高温疲劳性能等）的有效方法航空航天部件的制造。LAM在处理金属基复合材料方面具有灵活性，因为它能够在激光处理过程中实现梯度元素成分和原位合金化，甚至金属和添加剂之间的反应。尽管有许多关于这方面的研究报告，但激光熔化和快速凝固过程中的原位反应/合金化等基本机制，以及增强颗粒与金属基体之间的界面结合行为，仍需进一步研究。

7.4.航空发动机零部件数字化研发路线

为了确保飞行安全、经济和环境效益，先进航空工业对航空航天部件提出了严格的要求（如轻量化、高强度、高韧性等）。当最终目标涉及同时优化多种材料性能（例如，高强度、隔热耐火材料和耐腐蚀性）时，传统的材料设计和开发试错方法效率极低。因此，针对高质量航空发动机部件的新研发和特定材料开发方法有助于处理这一复杂的多目标优化过程。数字化技术的进步，如人工智能（AI）和机器学习（ML），开启了航空发动机部件数据驱动材料开发的新时代。

设想的研发开发周期如图51所示。新的数字化技术可以基于高通量实验的基因工程的大量数据，模拟最佳合金成分、微观结构演变甚至部件性能。显然，航空发动机部件的研发将涉及多学科知识和专业知识，包括基于AI/ML的计算、多尺度模拟、现场监测、微观结构控制、功能增强、后处理、性能测试、结构拓扑优化等。通过研究人员的集体努力、数据共享、加工和测试方法的标准化，新的先进高性能航空发动机材料和增材制造部件最终可能更容易实现。

图51 航空发动机用增材合金的研究发展方向。缩写:热等静压(HIP)、热处理(HT)、表面机械摩擦处理(SMAT)。

来源：Progress and perspectives in laseradditivemanufacturing of key aeroengine materials，International Journal of Machine Tools andManufacture ，10.1016/j.ijmachtools.2021.103804

参考文献：M.S. Pham, C. Liu, I. Todd, J. Lertthanasarn，Damage-tolerant architected materials inspiredby crystal microstructure， Nature, 565 (2019),pp. 305-311，C. Tan, Y. Chew, R. Duan, F. Weng, S. Sui, F.L. Ng, Z. Du, G. Bi，Additive manufacturing of multi-scale heterostructuredhigh-strengthsteels，Mater. Res.Lett., 9 (2021),pp. 291-299