高性能金屬零件的激光快速成形技術(shù)是結(jié)合快速原型制造技術(shù)及激光熔覆技術(shù)而發(fā)展起來的一種先進(jìn)制造技術(shù)，該技術(shù)通過高功率激 光熔化同步輸送的原料粉末（預(yù)合金化粉末、元素混合粉、金屬與陶瓷的混合粉末等）或絲材，在沉積基板的配合運(yùn)動(dòng)下，逐點(diǎn)逐層堆積材料，通過不斷生長制備出 零件。該技術(shù)具有以下特點(diǎn)：（1）突破了傳統(tǒng)去除加工方法的限制，無需零件毛坯和大型鍛造、鑄造設(shè)備及模具，可實(shí)現(xiàn)材料制備與成形的一體化，顯著縮短零件 制造周期、降低制造成本、提高材料利用率；（2）在同一套系統(tǒng)上可進(jìn)行不同材料零件的制造，具有廣泛的材料及設(shè)計(jì)適應(yīng)性；（3）所沉積零件具有致密的組織 和良好的綜合性能；（4）可以很方便地通過材料及工藝的調(diào)節(jié)與控制，實(shí)現(xiàn)多種材料在同一零件上的集成制造，滿足零件不同部位的不同性能需要。該技術(shù)是一種 新型的數(shù)字化添加材料成形技術(shù)，在航空航天等高技術(shù)領(lǐng)域及國防裝備建設(shè)中具有重要的發(fā)展應(yīng)用前景，近年來得到研究及相關(guān)應(yīng)用部門的廣泛關(guān)注[1-3]。本 文著重介紹國內(nèi)外在上述方面的進(jìn)展情況，并分析需要解決的關(guān)鍵問題。

　　高性能金屬結(jié)構(gòu)件的直接成形

　 　美國首先于1995年提出高性能金屬零件的激光快速成形技術(shù)，在能源部研究計(jì)劃支持下，Sandia及Los Alomos國家實(shí)驗(yàn)室率先發(fā)展出稱為LENS（Laser Engineered Net Shaping）[4]及DLF（Directed Light Fabrication）[5]的技術(shù)，研究了不銹鋼、鎳基合金、鈦合金、難熔金屬等材料的組織及性能，并采用該技術(shù)成功制造出錸及銥的噴管[6]，顯示出 該技術(shù)在高性能金屬零件直接成形方面的優(yōu)勢，并于1998年由Optomec公司成功推出商業(yè)化的LENS系統(tǒng)。隨后美國的Stanford University、University of Michigan、英國的University of Birmingham、University of Manchester、University of Liverpool及加拿大的National Research Council等也發(fā)展了分別稱作為SDM（Shape Deposition Manufacturing）、DMD（Direct Metal Deposition）、DLF（Direct Laser Fabrication）、DLD（Direct Laser Deposition）、LDC（Laser Direct Casting）、LC（Laser Consolidation）的技術(shù)[7-11]，盡管各自的名稱不同，但原理和方法是一致的，系統(tǒng)所配備的激光器主要有CO2氣體激光器、Nd:YAG固體激光器(solid laser)及光纖激光器，所成形的材料包括各種不銹鋼、鎳基合金、鈦合金等。相關(guān)研究表明，激光快速成形的金屬零件具有致密、細(xì)小的組織，成分均勻，力學(xué)性能達(dá)到或超過鍛件水平[10-12]，表1為激光快速成形不同材料的力學(xué)性能。

　 　由于該技術(shù)在大型鈦合金結(jié)構(gòu)件直接成形方面的突出優(yōu)勢及其在飛機(jī)等裝備研制生產(chǎn)中的廣闊應(yīng)用前景，高性能鈦合金結(jié)構(gòu)件的激光快速成形研究一直是該領(lǐng)域的 研究重點(diǎn)[3, 10-14]。美國MTS公司于1997年成立了專門從事鈦合金飛機(jī)結(jié)構(gòu)件激光快速成形技術(shù)開發(fā)應(yīng)用的AeroMet公司，與Boeing、 Lockheed Martin、Northrop-Grumman等飛機(jī)制造商合作，在美國空軍、陸軍及國防部有關(guān)研究計(jì)劃支持下，進(jìn)行激光快速成形鈦合金飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的應(yīng) 用關(guān)鍵技術(shù)研究，直接成形出各種鈦合金飛機(jī)結(jié)構(gòu)件，于2000年9月完成了激光快速成形鈦合金飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)件的地面性能考核試驗(yàn)，構(gòu)件的靜強(qiáng)度及疲勞強(qiáng)度 達(dá)到飛機(jī)設(shè)計(jì)要求[15]，2001年AeroMet公司開始為Boeing公司F/A-18E/F艦載聯(lián)合殲擊/攻擊機(jī)小批量試制發(fā)動(dòng)機(jī)艙推力拉梁、機(jī) 翼轉(zhuǎn)動(dòng)折疊接頭、翼梁等鈦合金次承力結(jié)構(gòu)件，并于2002年率先實(shí)現(xiàn)激光快速成形鈦合金次承力結(jié)構(gòu)件在F/A-18等戰(zhàn)機(jī)上的驗(yàn)證考核和裝機(jī)應(yīng)用，并制定 出專門的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)（AMS 4999），圖1是AeroMet公司為Boeing公司采用激光快速成形制造的飛機(jī)整體鈦合金隔框。但由于所成形鈦合金結(jié)構(gòu)件的疲勞性能低于鈦合金鍛 件，最終未能實(shí)現(xiàn)該技術(shù)在飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)件上的應(yīng)用，公司于2005年12月關(guān)閉。

      我國于1999年開始金屬零件的激光快速成形技術(shù)研究，在國家“863”、“973”計(jì)劃、國家自然科學(xué)基金重點(diǎn)項(xiàng)目等的大力支持下，集中開展了 鎳基高溫合金及多種鈦合金的成形研究，形成了多套具有工業(yè)化示范水平的激 光快速成形系統(tǒng)和裝備；掌握了金屬零件激光快速成形的關(guān)鍵工藝及組織性能控制方 法，所成形的TC4、TA15、TA12等鈦合金及Inconel 718合金的力學(xué)性能均達(dá)到或超過鍛件的水平[16-18]，為該技術(shù)在上述材料零件的直接制造方面奠定了基礎(chǔ)；近年來，我國在飛機(jī)鈦合金大型整體結(jié)構(gòu)件 的激光快速成形方面取得了重要突破，有效解決了激光快速成形鈦合金大型整體結(jié)構(gòu)件的變形開裂及內(nèi)部質(zhì)量控制兩大技術(shù)難題，通過對鈦合金零件凝固組織的有效 控制，所成形的飛機(jī)鈦合金結(jié)構(gòu)件的綜合力學(xué)性能達(dá)到或超過鈦合金模鍛件，已通過裝機(jī)評(píng)審并得到應(yīng)用[3]，圖2是激光快速成形制造的TA15鈦合金飛機(jī)主 承力梁。盡管取得了突破性的進(jìn)展，但激光快速成形技術(shù)在成形高性能金屬零件方面仍然存在許多困難和問題。

　　如何保證熔化堆積材料與基板結(jié)合界面的組織性能，以及如何協(xié)調(diào)基板與熔化堆積材料的不同組織與性能，是影響激光快速成形技術(shù)優(yōu)勢發(fā)揮的重要因素。激光快速成形是一個(gè)十分復(fù)雜的非平衡短時(shí)物理冶金過程，涉及到激光作用下合金粉末的熔化、已沉積材料的表面重熔、連續(xù)移動(dòng)小 熔池的非平衡凝固等過程，成形時(shí)高的溫度梯度及復(fù)雜的熱作用過程將在零件內(nèi)部形成復(fù)雜的熱應(yīng)力、組織應(yīng)力及外加約束力，導(dǎo)致零件的變形及開裂，需要進(jìn)一步 研究并掌握不同合金粉末在激光快速成形過程中內(nèi)應(yīng)力的演化規(guī)律及有效控制方法；另外，激光快速成形過程是通過移動(dòng)熔池的不斷形成及隨后的凝固來完成的，所 沉積材料的凝固組織及性能與所采用的成形工藝參數(shù)及外部環(huán)境條件有密切關(guān)系，針對不同的合金粉末材料和零件形狀，需要在獲得優(yōu)化成形工藝的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)對 成形過程各參量的智能化精確控制，以保證所成形零件較高內(nèi)部質(zhì)量和組織性能的均勻一致性。

　　高附加值零件的高質(zhì)量修復(fù)

　　與目前普遍采用的氬弧堆焊、電弧釬焊、線性摩擦焊、電鍍、等離子及電子束堆焊等修復(fù)技術(shù)相比，激光快速成形技術(shù)具有修復(fù)精度高、對基體的熱輸入和熱影響小、修復(fù)層及界面組織性能優(yōu)越、自動(dòng)化程 度高等優(yōu)點(diǎn)，在航空、電力、石化、冶金、汽車等領(lǐng)域高附加值零件高質(zhì)量修復(fù)方面具有廣闊的應(yīng)用前景[19-21]。沈陽大陸集團(tuán)成功將激光熔覆技術(shù)應(yīng)用于 各類渦輪動(dòng)力設(shè)備關(guān)鍵部件的修復(fù)，取得了巨大的經(jīng)濟(jì)效益。表2給出了TIG焊接與激光熔覆在零件修復(fù)方面的優(yōu)缺點(diǎn)對比情況，正是由于激光熔覆在保證零件修 復(fù)質(zhì)量方面的優(yōu)勢，目前正在逐漸代替TIG焊接，成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件修復(fù)的重點(diǎn)和激光快速成形技術(shù)應(yīng)用的重要方向，得到了研究及應(yīng)用部門的高度重視。#p#分頁標(biāo)題#e#

　 　英國Rolls-Royce公司最早于1981年將激光熔覆應(yīng)用于RB211發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冠部阻尼面鈷基耐磨合金覆層的強(qiáng)化處理；General Electric公司針對含高γ'相體積分?jǐn)?shù)鎳基合金高壓渦輪工作葉片葉冠申請了激光熔覆修復(fù)專利，通過嚴(yán)格控制激光的熱輸入來解決鎳基合金修復(fù)時(shí)的開 裂問題，對激光熔覆修復(fù)后的鎳基合金零件進(jìn)行噴丸處理可在表面形成壓應(yīng)力，提高零件的疲勞性能；歐盟針對鈦合金整體葉片盤和單晶鎳 基合金渦輪葉片等高價(jià)值零件的激光熔覆修復(fù)專門實(shí)施了AWFORS研究計(jì)劃，結(jié)果表明，激光熔覆Ti6242材料的拉伸強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度均高于基體材料，目 前MTU公司的激光熔覆修復(fù)技術(shù)已獲得歐洲航空安全局的批準(zhǔn)[21]。美國Optomec公司在航空應(yīng)用技術(shù)計(jì)劃支持下，針對General Electric公司T700渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)第1、2級(jí)整體葉片盤的早期失效問題開展了激光熔覆修復(fù)研究，采用耐磨材料修復(fù)的整體葉片盤通過了60000 r/m的超轉(zhuǎn)試驗(yàn)和5000次循環(huán)的低周疲勞試驗(yàn)，修復(fù)的表面無開裂、脫層和剝落現(xiàn)象，由此可認(rèn)為激光熔覆技術(shù)降低了維修費(fèi)用，提高了零件的使用壽命 [22]。美國陸軍在全面評(píng)價(jià)激光快速成形修復(fù)技術(shù)后，已正式批準(zhǔn)將該技術(shù)用于M1 Abrams主戰(zhàn)坦克發(fā)動(dòng)機(jī)第4級(jí)渦輪轉(zhuǎn)子和密封篦齒、迷宮式封嚴(yán)、第3級(jí)渦輪轉(zhuǎn)子、第2級(jí)轉(zhuǎn)子盤以及高壓和低壓壓氣機(jī)靜子等零件的修復(fù)[23]。

　 　我國針對鎳基合金葉片的接長修復(fù)開展了相關(guān)研究，已獲得初步應(yīng)用。隨著整體葉片盤等零件在新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的廣泛應(yīng)用，急需發(fā)展高質(zhì)量的自動(dòng)化修理技 術(shù)。針對高附加值零件的高質(zhì)量修復(fù)，需要研究解決以下2方面的主要問題：一方面，由于激光快速成形材料具有快速凝固和外延生長的組織特征，需要結(jié)合使用環(huán) 境要求進(jìn)行適當(dāng)?shù)慕M織性能調(diào)控處理，以提高零件的綜合性能和長期組織性能穩(wěn)定性；另一方面，修復(fù)過程是通過在零件受損部位熔化堆積與零件成分一致的合金粉 末來實(shí)現(xiàn)零件的尺寸及功能恢復(fù)的，沉積修復(fù)材料與基體的界面結(jié)合及修復(fù)時(shí)對基體的熱影響將決定修復(fù)后零件的性能和可靠性，必須加以嚴(yán)格控制。

　　新型材料和復(fù)合結(jié)構(gòu)的一體化制備

　　激光快速成形技術(shù)通過逐點(diǎn)逐層熔化堆積材料來成形零件，因而可以很方便地通過改變材料的供給和對沉積過程的有效控制，實(shí)現(xiàn)多種材料的有效復(fù)合，進(jìn)而發(fā)展成為集材料設(shè)計(jì)、制備、成形加工于一體的柔性智能制造技術(shù)。

　 　利用激光熔池內(nèi)的原位合金化過程，可以方便地進(jìn)行新型合金材料的制備。Ohio State University的研究人員在LENS系統(tǒng)上用元素混合粉開展了激光快速成形Ti-10%（原子數(shù)分?jǐn)?shù)）Nb[24]、Ni-25%（原子數(shù)分 數(shù)）Mo[25]的研究，由于Ni與Mo之間負(fù)的混合焓及沉積時(shí)高的凝固速率，促進(jìn)了Ni與Mo的均勻混合和過飽和固溶體的形成，而Ti-Nb系合金具有 正的混合焓，導(dǎo)致沉積時(shí)存在未熔的富Nb顆粒及成分的不均勻。最近，在美國國家航空航天局及國防部支持下，為發(fā)展新一代高性能渦輪葉片及其高效制備技術(shù)， 開展了采用元素混合粉末進(jìn)行鈮-硅化物基復(fù)合材料的激光快速成形研究，所沉積材料由Ti(Nb)5Si3、(Nb,Ti)3Si及(Nb,Ti)固溶體基 體組成，組織明顯得到細(xì)化，但存在一定量未熔的Nb粉末，且Si含量高時(shí)材料容易開裂[26]。采用激光熔煉技術(shù)已研究發(fā)展出多種金屬硅化物合金并成功應(yīng) 用于鈦合金表面高溫耐磨涂層的激光熔覆制備[27]。上述研究表明，采用元素混合法進(jìn)行激光快速成形時(shí)需要綜合考慮不同元素之間的混合焓、熔點(diǎn)以及合金化 所需要的條件，同時(shí)要精確控制原料粉末的成分及均勻性，鑒于上述要求，激光快速成形技術(shù)一般采用預(yù)合金化粉末來成形零件。

　　利用激光熔池 內(nèi)的原位冶金反應(yīng)，可以實(shí)現(xiàn)原位復(fù)合材料的制備與成形。Fraser教授領(lǐng)導(dǎo)的研究組通過激光熔化沉積TC4合金粉和B粉制備了TiB增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材 料，TiB的尺寸十分細(xì)小、分布均勻，但未見關(guān)于所制備材料性能的報(bào)道[28-29]。通過激光熔化沉積TA15與B4C的混合粉，制備出不同 TiB+TiC含量的原位復(fù)合材料，結(jié)果表明，增強(qiáng)相體積分?jǐn)?shù)約9%的復(fù)合材料表現(xiàn)出較好的綜合力學(xué)性能[30]，當(dāng)增強(qiáng)體含量較高時(shí)，材料的力學(xué)性能反 而變差。圖3為激光快速成形TC4+B4C（w(B4C)=5%）所制備原位鈦基復(fù)合材料的內(nèi)部組織，材料中較為粗大的原位析出相（TiB）嚴(yán)重影響了復(fù) 合材料性能的提高。Liu等通過將TC4基體預(yù)熱至500℃，避免了激光快速成形Ti-48Al-2Cr-2Nb+TiC復(fù)合材料時(shí)開裂的發(fā)生[31]。 為發(fā)展具有良好性能的原位復(fù)合材料，需要合理選擇原位反應(yīng)的材料體系，加強(qiáng)對熔池的溫度、停留時(shí)間的控制，實(shí)現(xiàn)對增強(qiáng)體的形態(tài)、大小及分布等的控制，同時(shí) 需要解決成形開裂的問題。梯度復(fù)合材料及多材料復(fù)合結(jié)構(gòu)是結(jié)合零件不同部位的不同性能需要而發(fā)展的由2種及以上不同材料組成的新型材料/結(jié)構(gòu)，其顯著特點(diǎn)是材料和結(jié)構(gòu)的不同 部位具有不同的使用性能，為減緩不同材料之間由于熱物理性能的不同而產(chǎn)生的應(yīng)力，在2種材料之間往往采用成分連續(xù)梯度的方式進(jìn)行過渡。近年來，采用激光快 速成形技術(shù)發(fā)展新型的梯度復(fù)合材料和多材料復(fù)合結(jié)構(gòu)正引起研究者的廣泛關(guān)注。通過成形過程中連續(xù)改變材料組成并進(jìn)行工藝調(diào)節(jié)，已成功制備出 Ti→Ti+TiC、Ti64→Ti64+TiC、Ti→Ti-60%（原子數(shù)分?jǐn)?shù)）Cr、316L不銹鋼→Ni625→Ti6Al4V、 GH163/Rene95、TA12/γ-TiAl等梯度復(fù)合材料及雙性能材料[8,32-34]。圖4為采用激光快速成形技術(shù)直接制備的由多種材料組成 的樣件，由于成形時(shí)較高熱應(yīng)力的存在，導(dǎo)致開裂的發(fā)生。因此，為發(fā)展具有應(yīng)用前景的新型梯度復(fù)合材料和多材料復(fù)合結(jié)構(gòu)，需要結(jié)合零件不同部位的性能要求， 通過合金材料的選擇、界面過渡設(shè)計(jì)、成形過程凝固組織及缺陷控制，著重解決不同材料界面過渡區(qū)的質(zhì)量和組織穩(wěn)定性的控制難題。

　　結(jié)束語

　 　高性能金屬零件的激光快速成形技術(shù)在研究及應(yīng)用開發(fā)上已經(jīng)取得了顯著進(jìn)展，并顯示出良好的發(fā)展前景，但同時(shí)應(yīng)該清醒認(rèn)識(shí)到，激光快速成形技術(shù)在帶來材料 成分、組織、性能及零件形狀等控制方面高度柔性的同時(shí)，也對成形過程及內(nèi)部質(zhì)量控制提出了很高要求，需要結(jié)合不同的應(yīng)用方向，深刻認(rèn)識(shí)并掌握成形過程中合 金粉末的熔化過程、合金化及反應(yīng)、凝固行為、應(yīng)力形成及演化、缺陷和界面等的控制規(guī)律。（作者：北京有色金屬研究總院有色金屬加工事業(yè)部  張永忠 石力開）