航空航天是增材製造製造（AM）發展的關(guan) 鍵市場驅動力，本研究對LPBF和LDED等技術進行關(guan) 鍵和深入的評估。本文為(wei) 第六部分。

6. 總結

LAM克服了傳(chuan) 統製造方法的缺點，在航空發動機領域具有廣闊的應用前景。本文綜述了航空發動機工業(ye) 中使用的三種合金(先進高強度鋼、鎳基高溫合金和鈦合金)複合材料的研究現狀和發展趨勢。重點分析了工藝、微觀組織(如形態/織構、析出相/粒子、相組成/相變)和力學性能(靜態和動態)之間的關(guan) 係。

LAM工藝參數必須仔細優(you) 化，以減少典型缺陷，如氣孔和裂紋。不同合金的最佳工藝參數因其物理性能(如熔化溫度、表麵張力、粘度等)不同而不同。在本工作回顧的材料中，在γ′增強鎳基高溫合金和高碳含量的高溫合金中發現了裂紋，但在鈦合金中很少發現。通過對基材進行預熱和熱輸入控製，可以減少甚至消除開裂。此外，還可以采用HIP等後處理來消除缺陷。在建立了使缺陷最小化的工藝窗口後，可以進一步優(you) 化工藝參數，以調整組織和力學性能。在先進高強度鋼的第3節、鎳基高溫合金的第4節、鈦基合金的第5節中，通過進一步的工藝優(you) 化和適當的後高溫處理，總結了不同合金的最佳組織和性能組合。

近年來，空心晶體(ti) 在各個(ge) 領域受到越來越多的關(guan) 注。對於(yu) 太陽驅動的光催化，中空結構可以通過腔內(nei) 光子的多次散射來增強光收獲，並可以提供更多的暴露表麵作為(wei) 多相反應的活性位點。根據不同刻麵在腐蝕環境下的相對穩定性，可以有選擇地沿一定的晶體(ti) 學方向進行腐蝕。以金紅石為(wei) 例，高能刻麵比表麵能較低的刻麵更容易被化學蝕刻。基於(yu) 這一原理，Liu等人在HCl溶液中水熱法製備了矩形截麵的空心金紅石型TiO2納米管。如圖所示，在鹽酸的作用下，表麵沿方向發生各向異性腐蝕，形成管狀結構，其主要側(ce) 麵為(wei) ，次要頂部為(wei) 的固體(ti) 金紅石納米棒。

LAM的超快冷卻速率促進了亞(ya) 微米組織的形成，但不同的材料獲得了不同的微觀結構特征。例如，ahss中普遍存在等軸結構，而ni基高溫合金中普遍存在外延柱狀結構，Ti合金中普遍存在柱狀和針狀結構。相成分(如AHSSs中的γ-Fe和α-Fe;鎳基高溫合金中的碳化物、γ '、γ '和鈦合金中的α，α '，β相)，LAMed合金中的形態和體(ti) 積分數可以通過後高溫調節和改變，主要遵循用於(yu) 商業(ye) 鍛件的類似高溫工藝。高溫後熱處理還可以降低甚至消除LAMed合金中的各向異性組織和織構。然而，考慮LAMed合金獨特的組織特征，應探索更合適的定製HT工藝。

圖45 (a)匯總了極限抗拉強度和延伸率組合的屬性圖。(b)雷達圖比較了lam處理的ahss、Ti合金、TiAl合金和Ni合金的代表性性能。

圖45總結了UTS和El組合和雷達圖，並對回顧合金的代表性性能進行了比較。該材料具有超高強度、低電離層的特點;相比之下，Ti和Ni合金的UTS較低，但El普遍高於(yu) AHSSs。固溶強化鎳基高溫合金尤其能夠實現超高電導率。值得注意的是，LAMed TiAl合金表現出不理想的性能和狹窄的激光加工窗口，因為(wei) 脆性金屬間化合物的形成降低了激光成形性。雷達圖表明，鎳基高溫合金具有良好的高溫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溫UTS和UTS × El。ahss和Ti合金都具有較高的比強度(約230-250 MPa/g·cm3)，這對輕質航空部件至關(guan) 重要。

如先進高強度鋼第3節LAM、鎳基高溫合金第4節LAM、鈦基合金第5節LAM所示，三種層狀合金可實現的靜態機械性能與(yu) 鍛造零件相當或更高。潛在的強化機製包括晶界強化、沉澱強化、位錯強化和其他強化機製，如亞(ya) 晶界硬化和成分強化。LAMed合金的疲勞性能不如鍛造件，這取決(jue) 於(yu) 其表麵條件、缺陷和組織特征。表麵處理、高溫處理和熱重處理等後處理可通過改善表麵質量、消除殘餘(yu) 應力和組織演變等方式改善LAMed零件的疲勞性能。此外，關(guan) 於(yu) 這三種LAMed航空發動機材料的高溫力學性能，尤其是高溫蠕變或疲勞性能的文獻數量有限，這對於(yu) 提高LAMed航空發動機材料的綜合性能是一個(ge) 重大的知識缺口。

微觀結構演變可以通過2D或3D方法進行分析。可以在拋光橫截麵上進行2D高分辨率掃描電子顯微鏡（SEM）（斷裂表麵無法提供可靠數據），如圖所示。由於(yu) 機械拋光可能會(hui) 對低密度薄膜產(chan) 生偏壓，因此可以使用離子束加工對表麵進行精細拋光。三維表征方法包括：（i）高分辨率X射線計算機顯微層析成像（無損表征工具，適用於(yu) 微結構特征與(yu) 體(ti) 素尺寸相比較大的情況）和（ii）雙光束FIB（聚焦離子束），其能夠以SEM的分辨率從(cong) 燒蝕截麵進行三維重建（破壞性方法）。孔隙度測量需要圖像二值化，這可能是一個(ge) 關(guan) 鍵步驟。需要計算單個(ge) 特征（孤立的孔隙、顆粒、填料顆粒等）及其特征（尺寸、方向、球形度等）評估，以獲得分布。

7.視角

LAM技術的進步為(wei) 航空航天材料的研究和開發創造了新的機遇。本節將進一步深入了解一些關(guan) 鍵的新興(xing) 研究重點。

7.1. 激光增材製造新技術的發展趨勢

在上述LAM技術的基礎上，在優(you) 化激光頭、改變激光束源、引入輔助能量場以及與(yu) 其他加工方法相結合等方麵逐漸出現了一些新技術。雖然這些新技術不是專(zhuan) 門為(wei) 航空發動機行業(ye) 開發的，但它們(men) 為(wei) 縮短製造時間、改善微觀結構和改善航空航天部件的性能提供了重要的技術見解。

渦輪噴氣發動機是1950年代使用的主要發動機類型。上圖描述了渦噴發動機的噪聲成分及其比例。結果表明，飛機在700米/秒以上的飛行速度下，射流噪聲是主要噪聲源，阻礙了民用航空的應用。1954年，萊特希爾建立了聲音類比理論，並報道了射流噪聲的顯式公式，即能量的八階定律。

7.1.1. 超高速激光二極管

超高速LDED技術也是一種高沉積速率LDED技術。其目的是減少塗層厚度並提高表麵沉積速率，以用於(yu) 大型高質量零件的磨損和腐蝕防護。這項技術的關(guan) 鍵是增加間隔距離，並將熔池表麵定位在粉末焦點下方，以便粉末到達零件表麵時已經處於(yu) 熔融狀態。IN625的表麵沉積速率和激光掃描速度分別高達500 cm2/min和200 m/min。

根據Koster等人(1999)的研究，具有原位反射高能衍射(RHEED)過程控製的激光-分子束外延(MBE)示意圖(a)。連續(b)和逐層(c)通過激光- MBE生長氧化膜期間的RHEED強度。在一層一層的模式下，需要27個(ge) 脈衝(chong) 來完成單層(見(c)的插圖)。由於(yu) 波長短，激光束的光子隻與(yu) 目標材料的自由電子相互作用。隨後的電子-聲子相互作用導致局部溫度的突然升高，表麵或地下蒸發(取決(jue) 於(yu) 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)分別發生激光誘導熱蒸發和同餘(yu) PLD。

7.1.2. 具有綠色/藍色激光的LAM

LAM技術中使用的激光波長通常約為(wei) 1064nm，其中一些有色金屬合金（如純銅和銅合金）的吸收率較低（5%）。低激光吸收率導致熔化不足、潤濕性差以及缺陷的形成。為(wei) 了解決(jue) 這個(ge) 問題，我們(men) 分別開發了一種新的波長為(wei) 515 nm的綠色激光束源和一種波長為(wei) 450 nm的高功率藍色二極管激光束源。已經證明，純銅或銅合金對綠色或藍色激光的吸收率更高，可以獲得無缺陷零件，如圖46所示。這些新型激光束源的開發拓寬了可用於(yu) LAM技術的航空航天材料的範圍。

圖46 用(a)綠色激光PBF和(b)藍色激光PBF製備純銅元件。

7.1.3. 多能場

近年來，多能源領域的LAM技術開始受到關(guan) 注。引入額外的能量場，如電磁場，可以改變熔池的形狀，改善凝固條件，加速對流熔池流體(ti) 流動等，從(cong) 而減少氣孔等缺陷，消除殘餘(yu) 應力，細化微觀結構。Liu等人發現，在718[451]中，原位電磁攪拌（見圖47a）導致晶粒細化、Laves相分數降低和激光直接能量沉積（LDED）的機械性能改善。

圖47 (a)現場電磁攪拌輔助LDED設置示意圖。(b)同步感應加熱輔助LDED裝置示意圖。(c)高強度超聲輔助LDED技術的工藝原理示意圖及其結果微結構。(d) O-LHAM實驗裝置示意圖

Fan等人指出，在LDED過程中，通過同步感應加熱可以獲得由柱狀β晶粒和不同相組成的新型Ti-6Al-4V微觀結構（圖47b）。最近，Todaro等人使用高強度超聲波來實現晶粒細化，從(cong) 而形成等軸晶粒，而不是熔融Ti-6Al-4V中的柱狀晶粒，如圖47c所示。此外，為(wei) 了平衡尺寸精度、沉積速率和製造零件機械性能之間的權衡，Gong等人提出了一種新的混合添加劑製造方法，稱為(wei) 振蕩激光-電弧混合增材製造（O-LHAM），如圖47d所示。這些多能源領域的結合為(wei) LAM技術的發展帶來了新的活力，並為(wei) 航空工業(ye) 的微觀結構調整和性能優(you) 化創造了更多的可能性。

7.1.4. 混合林

在航空工業(ye) 中，由於(yu) 成型零件的表麵粗糙度不能滿足應用要求，因此後加工工藝是不可避免的。LAM與(yu) 機床的集成可以實現加法和減法製造過程之間的靈活切換，這使得加工具有複雜結構的部件段成為(wei) 可能，如圖48所示。此外，LPBF過程通常伴隨著拉伸殘餘(yu) 應力的產(chan) 生，導致裂紋的形成和機械性能的降低。

圖48 LDED技術與(yu) 加工的集成

Kalentics等人提出了一種基於(yu) 激光衝(chong) 擊強化(LSP，原理圖見圖49a)和LPBF相結合的3D激光衝(chong) 擊強化(3DLSP)新方法，以控製LPBF過程中的殘餘(yu) 應力。圖49b給出了LSP過程的示意圖。LSP在印刷表麵上產(chan) 生深層壓縮殘餘(yu) 應力，每隔幾層定期進行一次中斷LPBF工藝。通過這種技術，裂紋可以在LPBF過程中自動愈合，從(cong) 而形成更致密的金屬零件，如圖49c所示。混合LAM的發展有利於(yu) 致密無缺陷航空航天零件的整體(ti) 設計和製造。

圖49 (a)三維LSP過程示意圖。(b) LSP過程示意圖。(c)三維LSP過程中的裂紋愈合機理

這些新的LAM技術提高了更多涉及航空航天應用的材料的可製造性，並將繼續受到更多關(guan) 注。例如，綠色/藍色激光的應用不僅(jin) 增加了有色金屬合金的激光吸收率，還導致熔池形狀、熔池流體(ti) 對流、溫度分布和凝固速率的變化，進而影響最終的微觀結構和機械性能。此外，具有多場耦合的LAM技術，例如，在LAM過程中添加超聲波和/或磁場、多個(ge) 熱源，甚至電場，具有調整微觀結構的巨大潛力（例如，促進等軸晶粒形成），緩解機械性能的各向異性，降低了拉延件的殘餘(yu) 應力。此外，將現場監測集成到LAM係統中，以檢查沉積質量（例如缺陷），甚至預測機械性能（例如楊氏模量），也可能是先進LAM係統的發展趨勢。

7.2. 新型LAM專(zhuan) 用材料的發展

廣泛的研究為(wei) AM工藝參數對LAM材料微觀結構和相關(guan) 性能的影響奠定了基礎。然而，現有的商用LAM粉末均遵循傳(chuan) 統成分。如圖50所示，獨特的熱曆史為(wei) 具有良好機械性能的LAM定製新型航空發動機材料的開發提供了線索。熔體(ti) 池獨特的循環熱輸入特性可誘發本征熱處理（IHT）效應，從(cong) 而在LAM沉積過程中促進沉澱（密度高達1025/m3）的原位形成，而不是隨後的HTs。

圖50 一種專(zhuan) 門用於(yu) LAM的AHSS設計的新方法。

通過改變激光加工參數、沉積策略、襯底預熱或它們(men) 的組合，可以增強IHT效應。此外，LAM設備加上先進的輔助熱源，如在激光加工過程中具有可控局部熱衝(chong) 擊的感應加熱電池矩陣，將非常有效地控製IHT效應。

由於(yu) 沉澱時間短，IHT形成的沉澱預計會(hui) 更細，從(cong) 而導致新的強化行為(wei) 和強度-延性組合的改善。新材料成分也可設計為(wei) 促進IHT效應。材料-工藝協同效應的類似考慮可能用於(yu) 提高疲勞強度。此外，IHT的先進性也可用於(yu) 具有複雜3D特征的部件的LAM修複，因為(wei) IHT可以在對基板影響最小的情況下改善層狀微觀結構。熱處理後可能會(hui) 改變優(you) 化的微觀結構，並對現有零件的性能有害。在這種情況下，與(yu) 傳(chuan) 統的後HT相比，IHT更適合於(yu) 最終散裝組件。

7.3.性能和功能改進

7.3.1.機械性能改進

航空發動機材料要求較高的機械和疲勞強度，因為(wei) 航空部件的損傷(shang) 容限至關(guan) 重要。由於(yu) 航空航天部件的可靠性對飛行安全非常重要，因此，與(yu) 傳(chuan) 統鍛造部件相比，衝(chong) 壓部件的疲勞性能較差，這一缺點需要進一步突破。因此，後處理處理，如熱處理、熱等靜壓和激光噴丸處理，對於(yu) 獲得更高的動態性能至關(guan) 重要。

和鑄造或鍛造零件相比，拉坯零件的顯微組織明顯不同，無元素宏觀偏析。除了遵循傳(chuan) 統加工零件的路線外，還需要深入了解拉坯和熱處理後微觀結構的演變，以製定特定的熱處理時間表。

強度和延展性之間的適當平衡對於(yu) 承受衝(chong) 擊損傷(shang) 也是可取的。因此，研究提高LAM加工零件的強度和延展性具有高度相關(guan) 性。例如，發現鈦合金中等軸組織（等軸β晶粒和等軸α相）的形成可提高延展性，但需要更多的研究工作來證實這一發現，因為(wei) 在層狀鈦合金中獲得等軸組織仍然是一個(ge) 挑戰。此外，還應強調對不同相（如α′/β界麵）之間的界麵特性及其對力學行為(wei) 影響的基礎研究。

高溫性能是航空發動機材料的另一個(ge) 重要指標。鎳基高溫合金是製造航空發動機熱段零件以承受高工作溫度和複雜應力條件的必不可少的材料。大多數研究表明，與(yu) 常規加工零件相比，片狀鎳基高溫合金的高溫力學性能較差。因此，應重視對層狀組織高溫變形機理的研究，以提高其綜合機械性能。例如，調整Laves相的分數和分布可能是改善LAMed IN718高溫力學性能的關(guan) 鍵。

Sharma等人報道了製備SnO2/PANI複合納米纖維用於(yu) 低溫氫氣傳(chuan) 感。與(yu) 原始SnO2納米纖維相比，SnO2/PANI複合納米纖維在接近室溫時的氫氣感知能力有所提高。如上圖，(A)纖維素/TiO2/聚苯胺(PANI)複合納米纖維的製備示意圖。(B)纖維素/聚苯胺和纖維素/TiO2/聚苯胺複合納米纖維對10-250 ppm氨水的動態響應。(C) SnO2/PANI複合納米纖維對1000和2000 ppm H2氣體(ti) 的敏感性。

此外，開發新材料以填補雷達圖45b所示的性能差距也是一個(ge) 研究趨勢。例如，高溫高熵合金可以結合AHSS和鎳基高溫合金的優(you) 點，即高強度、良好的延展性以及高溫性能。由於(yu) 激光加工的原位合金化能力，LAM將加速新的航空航天材料的發展。

另外,，使用兩(liang) 種或兩(liang) 種以上材料的具有可控結構的異質結構材料的LAM也是改善航空航天材料機械性能的一種有希望的方法，因為(wei) 變形相容性要求導致變形誘導的長程內(nei) 應力，其中硬區的前向應力和硬區的後向應力軟區共同對材料產(chan) 生異質變形誘導（HDI）強化。異質結構材料的LAM可能是未來十年的一個(ge) 新的研究前沿。

7.3.2.功能材料/結構的發展

對於(yu) 航空航天部件，特定結構部件的不同部分可能在不同的工作環境下工作。傳(chuan) 統的均質材料如果不與(yu) 其他材料組裝，就無法滿足這些要求。高級功能梯度材料（FGM）的特點是成分、成分或微觀結構的空間變化，導致性能和功能的逐漸變化，以及改進的可定製性能。FGM能夠在本地定製特性和功能，並為(wei) 航空航天組件的LAM提供獨特的解決(jue) 方案。例如，它可用於(yu) 製造輕質部件，同時通過使用多種材料保持合理的良好強度。

實用合金和塗層很少限於(yu) 兩(liang) 種成分。三組分合金需要三元相圖來繪製相。三元圖實際上是三維圖的平麵切片，三角形的邊表示三種成分的濃度，縱軸表示溫度。每個(ge) 平麵片對應一個(ge) 特定的溫度。上圖顯示了850°C（1562°F）下的鎳-鉻-鋁三元圖：等溫Ni–Cr–Al三元相圖，顯示了850°C下各種相隨成分的變化（a.Taylor和R.W.Floyd，《鎳鉻鋁係富鎳合金的構成》，J.Inst.metals，1952）

此外，LAM可用於(yu) 通過陶瓷（例如碳化物、硼化物和氮化物）、石墨或碳納米管增強金屬的原位LAM來開發金屬基複合材料（MMC），作為(wei) 改善材料性能（例如強度和硬度、摩擦學和應力侵蝕抗性、高溫疲勞性能等）的有效方法航空航天部件的製造。LAM在處理金屬基複合材料方麵具有靈活性，因為(wei) 它能夠在激光處理過程中實現梯度元素成分和原位合金化，甚至金屬和添加劑之間的反應。盡管有許多關(guan) 於(yu) 這方麵的研究報告，但激光熔化和快速凝固過程中的原位反應/合金化等基本機製，以及增強顆粒與(yu) 金屬基體(ti) 之間的界麵結合行為(wei) ，仍需進一步研究。

7.4.航空發動機零部件數字化研發路線

為(wei) 了確保飛行安全、經濟和環境效益，先進航空工業(ye) 對航空航天部件提出了嚴(yan) 格的要求（如輕量化、高強度、高韌性等）。當最終目標涉及同時優(you) 化多種材料性能（例如，高強度、隔熱耐火材料和耐腐蝕性）時，傳(chuan) 統的材料設計和開發試錯方法效率極低。因此，針對高質量航空發動機部件的新研發和特定材料開發方法有助於(yu) 處理這一複雜的多目標優(you) 化過程。數字化技術的進步，如人工智能（AI）和機器學習(xi) （ML），開啟了航空發動機部件數據驅動材料開發的新時代。

設想的研發開發周期如圖51所示。新的數字化技術可以基於(yu) 高通量實驗的基因工程的大量數據，模擬最佳合金成分、微觀結構演變甚至部件性能。顯然，航空發動機部件的研發將涉及多學科知識和專(zhuan) 業(ye) 知識，包括基於(yu) AI/ML的計算、多尺度模擬、現場監測、微觀結構控製、功能增強、後處理、性能測試、結構拓撲優(you) 化等。通過研究人員的集體(ti) 努力、數據共享、加工和測試方法的標準化，新的先進高性能航空發動機材料和增材製造部件最終可能更容易實現。

圖51 航空發動機用增材合金的研究發展方向。縮寫(xie) :熱等靜壓(HIP)、熱處理(HT)、表麵機械摩擦處理(SMAT)。

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

參考文獻：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