激光選區熔化技術在航空航天領域的發展現狀及典型應用

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

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

航空航天先進制造技術的發展水平是國家科技實力的重要體現，在科技發展版圖中具有至關重要的地位。傳統制造技術制備航空航天復雜結構零部件存在加工難、制造周期長、成本高等問題。激光選區熔化（selective laser melting，SLM）是增材制造（AM）技術的關鍵工藝之一，為航空航天復雜結構件的制造開辟了全新的發展方向和途徑，SLM制造復雜結構零件擁有傳統制造技術無法比擬的優勢而受到廣泛關注與研究，因此在航空航天、生物醫療、模具制造等領域有比較廣泛的開發和應用。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，相關工藝及性能研究是該領域的熱點方向之一[1-3]。

SLM技術在航空航天領域主要用于中小型復雜結構件的制造，被視為重點發展技術和前沿方向，其主要優勢是：（1）SLM技術具有極高的設計自由度，理論上可以打印出任何復雜形狀的零件，使零件的結構設計實現自由化；（2）SLM技術生產周期短，可實現對復雜零件的快速成形，能大大縮短新型航空航天裝備的研發周期；（3）SLM技術材料利用率相對較高，通過拓撲優化等方法可實現輕量化設計，不僅降低制造成本，還促進航空航天裝備飛行距離及載重量的顯著提升；（4）SLM技術成形精度高、表面質量好、材料強度高，可實現航空航天復雜構件的高精制造。在SLM技術快速發展的同時，也存在較多需要解決的問題，例如內部微缺陷導致冶金質量難控多變、高性能材料的變形大及開裂傾向高、粉末材料兼容性低、標準體系的欠缺等制約SLM技術的深層次發展。目前對于SLM技術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技術在航空航天領域的典型應用，闡述SLM技術存在的問題和瓶頸，并對發展方向進行總結和展望。

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域應用非常廣泛，主要用于制備航空航天發動機、燃氣輪機等關鍵零部件。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，發現GNPs均勻分布于γ基體晶粒內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）碳化物的多相復合細晶強化（圖1）。

圖1 WC/Inconel 718材料SLM過程隨掃描速率的微觀結構演化機理[8] （a）輕微表面熔化過程C和W原子在WC顆粒周圍的擴散行為；（b）原子擴散區放大；（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、降低孔隙率進而提高成形件力學性能的后處理技術。為研究熱等靜壓對SLM制件的微觀組織與力學性能的影響，Khomutov等[9]對SLM金屬間化合物NiAl合金進行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改善了組織結構，但其屈服強度比鑄造和粉末燒結材料低25%和15%。石磊等[10]系統研究熱等靜壓/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制（圖2），為提高合金致密度、減少有害相、優化合金性能提供理論參考依據。Tomus等[11]利用SLM制備Hastelloy-X材料，基于微觀結構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）的變化規律，研究表明，枝晶和熔池邊界是成形態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材料具有非常細的胞狀枝晶結構，存在相對較弱的織構且枝晶間析出細小Laves相，垂直方向抗拉強度比水平方向低而塑性更高，其機理是結晶特征、殘余應力、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熱處理之后的室溫力學性能。

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、工藝性能好等優點，是較為理想的航空航天結構材料，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基復合材料，并研究TiC在復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），其物相構成主要是無序β相與O相，微觀結構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構、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制備高彈性熱效應的Ni-Ti形狀記憶合金，發現沉淀硬化導致高熵變和高屈服強度，通過改變SLM工藝參數和后處理來調控其相變溫度，可獲得可調節的高彈性效應。西北工業大學王碩等[21]研究SLM工藝參數對沉積態塊狀Ni50.8Ti49.2組織及性能的影響，結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為細長的柱狀晶。

圖3 工藝參數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]研究打印方向對SLM制備Ti6Al4V材料拉伸和疲勞性能的影響，制備三種不同構建方向（0°、45°、90°）的Ti-6Al-4V樣品并測試應力應變曲線、S-N曲線和裂紋擴展速率曲線，結果表明成形方向對疲勞性能有影響，但對疲勞裂紋擴展速率影響不大，45°試樣具有最好的拉伸性能和疲勞性能。柯林達等[23]建立SLM熱-結構耦合瞬時動態有限元模型，探究激光掃描速率和鋪粉層厚度對成形鈦合金薄壁件應力演變的影響，結果表明，在熱循環作用下SLM成形鈦合金薄壁件的應力演變呈周期性變化，熱應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定并接近殘余應力值。在動載荷條件下，SLM成形件缺陷對疲勞性能的影響是當前研究熱點，Zhang等[24]研究高載荷狀態下SLM Ti-6Al-4V材料的低周疲勞（LCF）性能。在低應變幅值下，打印態Ti-6Al-4V的LCF性能優于鍛造Ti-6Al-4V，在高應變幅值下，SLM材料的孔隙率對材料有更大的影響，鍛造Ti-6Al-4V的LCF性能優于打印態材料，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性能。

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

1.3 鋁合金及鋁基復合材料

鋁系合金具有質量輕、熱傳導性能高等優點，在航空航天領域應用也比較廣泛。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。隨著航空航天構件對材料性能要求的不斷提高，開發新型高性能鋁系復合材料是當前發展的趨勢。

在SLM成形高性能鋁基復合材料的研究方面，Lin等[32]研制納米TiC增強鋁基復合粉體并采用SLM工藝制備鋁基復合材料，成形件的屈服強度高達1000 MPa、塑性超過10%、楊氏模量約為200 GPa。Gao等[33]進行TiN/AlSi10Mg復合粉體制備，并研究掃描速度對TiN納米顆粒增強AlSi10Mg復合材料的微觀結構、顆粒分布狀態和摩擦性能的影響（圖4），由于激光吸收能力的顯著提高，復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合。對現有鋁系材料進行合金化也是提高材料性能的途徑，Jiang等[34]設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，系統分析工藝參數對激光選區熔化試樣組織和力學性能的影響。SLM成形高性能材料，裂紋及變形的存在嚴重影響零部件的成品率，研究裂紋的形成機理和擴展機制對于抑制SLM打印件裂紋具有重要的意義，采取優化SLM工藝參數、路徑規劃設計、合理添加支撐等措施是抑制裂紋、減少變形的有效途徑。

成形后進行后續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、不同退火態及不同固溶/時效態的微觀組織和顯微硬度。沉積態微觀組織主要由網狀Si相和α-Al基體組成，隨著退火溫度的升高，網狀微觀組織逐漸消失且顯微硬度降低。固溶/時效態網狀微觀組織消失，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，熱處理態微觀組織比沉積態更加均勻，顯微硬度值離散程度降低。表3是SLM典型鋁系材料的力學性能，可以看出AlSi10Mg-TiB2增強復合材料的力學性能明顯高于AlSi10Mg合金，體現出顆粒增強鋁系復合材料在材料強韌化方面的優勢。

1.4 鐵基合金

SLM成形鐵基合金領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[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優化框架，利用Eagar-Tsai模型預測熔池幾何形狀并構建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、快速凝固的熱循環特點，材料內應力較高且存在組織不均勻現象，通過粉末床預熱實現熱梯度調控可顯著降低內應力，預熱溫度的高低將影響材料組織結構及力學性能，目前SLM設備的極限預熱溫度最高可達500 ℃。Mertens等[42]分析預熱溫度對SLM H13鋼的組織、力學性能和殘余應力的影響，發現預熱溫度達到400 ℃時SLM成形的H13鋼抗拉強度達到1.9 GPa。

成形態材料的后續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性能，另外鐵基材料成形過程易產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細晶強化且拉伸過程部分殘余奧氏體轉變為馬氏體，且氧化物夾雜實現納米化，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鋼得到近乎隨機的晶體織構，但經原位拉伸和中子衍射發現，盡管材料存在較多孔隙，但仍具有高延展性和顯著的應變誘發馬氏體相變。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異的斷裂韌性。高熵合金具有潛在的工程應用價值，材料的成形性、組織均勻性及冶金質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復合粉末的SEM圖像（b），（c）和2%TiN/AlSi10Mg復合粉末的粒度分布（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性能Table 3 Mechanical properties of typical aluminum alloys manufactured by SLM

航空航天領域涉及的材料體系比較多，限于篇幅不能全面介紹該領域新材料、新工藝的研究。航空航天領域的材料要求極其嚴格，現有粉末材料的兼容性（適應性）不甚理想，主要體現在：（1）SLM打印態材料與原始設計同種材料的性能差異顯著；（2）采用一種粉末材料適應或匹配原始設計同體系多種材料的能力不太突出；（3）粉末材料與不同SLM設備之間的兼容性需要提高。目前，有關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、減少缺陷及形性調控等對材料工作者任重道遠，需要突破瓶頸拓寬更廣闊的應用空間。

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性能Table 4 Mechanical properties of typical iron-based materials manufactured by SLM

2 SLM技術在航空航天領域的典型應用

2.1 一體化復雜內流道結構

一體化復雜內流道結構的制造是SLM技術應用較多的層面。GE公司采用顛覆性的SLM技術實現LEAP發動機燃油噴嘴的一體化設計與制造（圖6（a）），將原有20個組件集成為具有復雜內流道整體結構的燃油噴嘴[50]，零件耐用度提高5倍，質量減輕25%且經濟效益提高30%，產量達到3.5～4.0萬件/年。航天Launcher公司與合作伙伴3T、EOS開發3D打印銅合金（CuCrZr）小型火箭發動機復雜冷卻通道集成部件并完成點火測試，3D打印的E1發動機銅合金部件可承受實際工作環境，發動機冷卻效率顯著提升。NASA工程人員通過SLM技術打印首個全尺寸銅合金火箭發動機，完成3D打印燃料薄膜冷卻燃燒室的開發，制造速率提高10倍而成本降低50%以上，燃燒室高強度GRCop-42銅合金內襯（前身為GRCop-84[51]）由200多個復雜通道建立在內外襯套壁之間（圖6（b））。美國Aerojet Rocketdyne公司成功完成全尺寸增材制造RL10火箭發動機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，大幅降低元件生產成本并縮短制造周期。

2.2 小型燃氣渦輪發動機

無人機、小型飛行器等對發動機的小型化提出重要需求。2015年，澳大利亞莫納什大學的研究團隊采用SLM技術制造了世界上第一臺燃氣渦輪發動機（GTE）（圖7（a）），為國防公司賽峰（Safran）和阿邁羅（Amaero）打印渦輪發動機部件。GE公司航空增材制造開發中心采用SLM工藝制造30 cm長、20 cm高的燃氣渦輪發動機（圖7（b）），燃氣輪機發動機測試時轉速可達到33000 r/min。2017年，GE公司采用增材制造技術生產了第一臺商業化3D打印渦輪螺旋槳發動機（ATP），零件數量從855個減少到12個，質量減少5%且燃油消耗降低20%，發動機整體性能提高10%。俄羅斯航空材料研究所用鎳鋁基合金粉末采用SLM技術制造并測試無人機小型燃氣渦輪發動機[52]。

圖6 一體化復雜內流道結構件的SLM制造[50-51] （a）燃油噴嘴；（b）燃燒室銅合金內襯；（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

服役環境下高溫合金葉片的熱力耦合將影響發動機的耐久性。在SLM高溫合金導向葉片中設置內冷結構是提高材料抗高溫性能的方式之一。SLM制造復雜冷卻內腔結構的航空發動機渦輪葉片，在材料力學性能、表面粗糙度、位置及型面公差、氣膜孔收縮率及機械加工定位點等方面依然存在挑戰，需要突破SLM制造渦輪葉片制備過程的難點問題[53]。西門子公司采用創新的內部幾何設計和尾部擴散擾流結構，并采用SLM制備多晶鎳基高溫合金渦輪葉片（圖8），復雜的內部通道、交錯肋和孔結構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旋轉速度條件下的滿負荷考核[54]。發動機葉片在高速旋轉狀態下內部微缺陷和力學性能的演變需要深入研究，對于提高內部質量控制并促進SLM制造鎳基高溫合金葉片的應用有重要意義。

2.3 輕量化結構

輕量化結構對航空航天的裝備制造至關重要，采用拓撲優化和點陣結構設計是實現零部件輕量化的主要方法，拓撲優化與SLM技術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），充分考慮機械力和溫度負荷，通過熱彈拓撲優化進而SLM增材制造零件的質量減少18%以上。Tomlin等[56]采用Ti6Al4V材料制造拓撲優化的A320機艙鉸鏈支架，零件質量僅為326 g且減重64%，在應力310 MPa、40萬次循環條件下的疲勞測試滿足強度要求。空客防務公司通過拓撲優化設計鋁合金支架，去掉44個鉚釘形成一體化結構（圖10），減重35%的同時結構剛度提高了40%，該支架安裝在Eurostar E3000通訊衛星上[57]。

點陣結構設計同樣是零部件實現減重的重要途徑，點陣結構設計與拓撲優化密不可分，點陣結構可進一步拓撲優化[58]。Tancogne等[59]通過SLM技術制造相對密度約為0.3的八角形桁架晶格結構，并進行靜態和動態載荷條件下的壓縮實驗，應變速率高達1000 s–1時仍具有出色的能量吸收材料特性。西北工業大學朱繼宏等[60]針對衛星天線支架結構，進行宏觀結構拓撲構型和點陣填充樣式的匹配設計，動響應和質量比原有結構分別降低25%和17%。德國MTU公司SLM制造PW1100GJM發動機渦輪機匣的內窺鏡輪轂，在葉片磨損和損傷的指定間隙使用內窺鏡進行檢查，MTU公司SLM制造密封托架，其整體蜂窩結構的內環安裝在高壓壓氣機內（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Fig. 8 Polycrystalline nickel-based superalloy blade prepared by SLM of Siemens[54] （a）assembling of printed blades；（b）single blade

圖9 通過拓撲優化設計和SLM技術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通訊衛星鋁合金支架拓撲優化[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構內環的發動機部件[61] （a），（b）蜂窩結構的內環；（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 仿生結構

航空航天對高性能材料及功能結構的迫切需求促使研究人員關注天然或生物材料，許多高強度和輕量化的設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性能優異的仿生結構，仿生結構和增材制造相結合是目前研究的熱點方向之一[62-64]。由精細骨狀多孔結構的啟發，空客公司采用SLM技術制造經過仿生輕量化設計的A350 XWB Ti合金托架部件，該部件比常規鍛造件或銑削件減重幅度大于30%，經微噴砂表面處理及后續熱處理可達到軋制材料的疲勞強度值。另外，由黏菌（silme mold）自適應網絡結構的啟發并基于模擬細胞結構生長的算法，空客和Autodesk公司采用SLM制造復雜格子結構（圖12），材料選用新研發的高強Al-Mg-Sc合金（scalmalloy），成形零件具備高強度、低質量的特點并用于機艙隔離結構，零件質量僅為27.2 kg，比原構件減輕45%[65]。美國NASA將仿生蟹爪結構（BCCS）應用到鳳凰號火星探測器的軟起落架系統，該系統最關鍵的部分是可展開和可鎖定的著陸腿機構，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，基于仿生結構設計，使得SLM工藝不斷獲取新的優異功能結構，在航空航天領域發揮著提高力學性能、減重等重要作用。

圖12 空客公司采用SLM技術制造仿生設計的機艙隔板結構[63] （a）仿生隔板結構圖；（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技術面臨的挑戰及發展趨勢

SLM技術突破零件結構形態的約束并可制造任意復雜結構，通過優化結構設計減輕質量、提高力學性能，在航空航天領域獲得較多應用但遠未達到預期，深層次的高端應用存在急需解決的關鍵瓶頸問題，在科學和技術領域面臨諸多挑戰。

（1）SLM高性能材料內部存在彌散、隨機分布且形狀不規則的微介觀冶金缺陷，成為制約SLM技術航空航天高端應用的瓶頸問題。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量、成形工藝、路徑規劃、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部件、長期承受交變載荷結構件等的疲勞性能。因此，提高SLM材料的冶金質量及致密度非常重要。高性能粉體材料的設計及高純制備、SLM成形工藝優化、成形過程在線監測、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，采取優化SLM工藝參數、路徑規劃設計、合理添加支撐等措施是抑制裂紋、減少變形的有效途徑。材料內部氧化物的無害化處理原理、HIP過程裂紋孔洞愈合機理、服役過程熱力耦合分析及微缺陷演變機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、非均勻組織結構以及介穩相轉變等對材料的性能產生顯著影響。各向異性的冶金特征取決于激光熔池的凝固特性、構建方向與掃描方向的介觀結構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構。另外，SLM材料是典型的快速凝固組織，內部存在的介穩相在外部條件誘導下將進一步產生相變。SLM過程的溫度梯度、凝固參數的調控以及后續熱處理（HIP、固溶處理、退火等）等是解決材料各向異性的重要手段，可促進組織均勻性以及介穩相轉變，減小變形、開裂傾向并增加尺寸穩定性。原位合金化可促進非自發形核實現晶粒等軸化和晶粒尺寸變化，有望成為材料組織結構及性能精準調控的有效方法。

（3）SLM技術成形尺寸的限制及成形零件的經濟性，是SLM技術應用的重要制約因素。由于成形尺寸的限制，SLM技術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設備的研制目前是該領域需要實現的突破，同時發展SLM分體打印+激光焊接（或電子束焊接）的復合制造技術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口，SLM制件的價格普遍昂貴，諸多用戶難以接受，今后應在低成本粉體材料的制備、粉體材料循環利用等方面實現突破。

（4）SLM標準體系相對欠缺，是限制SLM技術實現批量化產品工業應用的重要因素。任何技術的大范圍工業化應用，皆離不開標準體系的保駕護航。SLM屬于顛覆性技術，需要從設計端做開創性的工作，同時在制造端進行大量的工藝可靠性測試、考核驗證等，并逐步形成標準體系。目前雖然已經制定一定數量的國家標準及行業標準，但需要繼續補充和完善，通過大量的細致工作實現關鍵標準由點到面的串聯并形成標準體系。

（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打印工藝開發及復雜的后續熱處理工藝。隨著SLM技術的發展，國內的制粉裝備及制粉工藝得到了急速擴展和開發，但制粉質量仍需要大幅度提升。粉末質量與材料的冶煉工藝水平、雜質含量控制、霧化工藝等密不可分，材料冶煉過程的控制極其關鍵，通過夾雜物、微量元素成分的調控而制備高純粉體材料是目前發展的方向，將進一步縮小與國外制粉質量的差距，從而在粉末材料的兼容性方面獲得顯著提升。