航空航天是增材制造制造（AM）發(fā)展的關(guān)鍵市場(chǎng)驅(qū)動(dòng)力，本研究對(duì)LPBF和LDED等技術(shù)進(jìn)行關(guān)鍵和深入的評(píng)估。本文為第六部分。

6. 總結(jié)

LAM克服了傳統(tǒng)制造方法的缺點(diǎn)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。本文綜述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)中使用的三種合金(先進(jìn)高強(qiáng)度鋼、鎳基高溫合金和鈦合金)復(fù)合材料的研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)。重點(diǎn)分析了工藝、微觀組織(如形態(tài)/織構(gòu)、析出相/粒子、相組成/相變)和力學(xué)性能(靜態(tài)和動(dòng)態(tài))之間的關(guān)系。

LAM工藝參數(shù)必須仔細(xì)優(yōu)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(shù)因其物理性能(如熔化溫度、表面張力、粘度等)不同而不同。在本工作回顧的材料中，在γ′增強(qiáng)鎳基高溫合金和高碳含量的高溫合金中發(fā)現(xiàn)了裂紋，但在鈦合金中很少發(fā)現(xiàn)。通過對(duì)基材進(jìn)行預(yù)熱和熱輸入控制，可以減少甚至消除開裂。此外，還可以采用HIP等后處理來消除缺陷。在建立了使缺陷最小化的工藝窗口后，可以進(jìn)一步優(yōu)化工藝參數(shù)，以調(diào)整組織和力學(xué)性能。在先進(jìn)高強(qiáng)度鋼的第3節(jié)、鎳基高溫合金的第4節(jié)、鈦基合金的第5節(jié)中，通過進(jìn)一步的工藝優(yōu)化和適當(dāng)?shù)暮蟾邷靥幚恚偨Y(jié)了不同合金的最佳組織和性能組合。

近年來，空心晶體在各個(gè)領(lǐng)域受到越來越多的關(guān)注。對(duì)于太陽驅(qū)動(dòng)的光催化，中空結(jié)構(gòu)可以通過腔內(nèi)光子的多次散射來增強(qiáng)光收獲，并可以提供更多的暴露表面作為多相反應(yīng)的活性位點(diǎn)。根據(jù)不同刻面在腐蝕環(huán)境下的相對(duì)穩(wěn)定性，可以有選擇地沿一定的晶體學(xué)方向進(jìn)行腐蝕。以金紅石為例，高能刻面比表面能較低的刻面更容易被化學(xué)蝕刻?；谶@一原理，Liu等人在HCl溶液中水熱法制備了矩形截面的空心金紅石型TiO2納米管。如圖所示，在鹽酸的作用下，表面沿方向發(fā)生各向異性腐蝕，形成管狀結(jié)構(gòu)，其主要側(cè)面為，次要頂部為的固體金紅石納米棒。

LAM的超快冷卻速率促進(jìn)了亞微米組織的形成，但不同的材料獲得了不同的微觀結(jié)構(gòu)特征。例如，ahss中普遍存在等軸結(jié)構(gòu)，而ni基高溫合金中普遍存在外延柱狀結(jié)構(gòu)，Ti合金中普遍存在柱狀和針狀結(jié)構(gòu)。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(tài)和體積分?jǐn)?shù)可以通過后高溫調(diào)節(jié)和改變，主要遵循用于商業(yè)鍛件的類似高溫工藝。高溫后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(gòu)。然而，考慮LAMed合金獨(dú)特的組織特征，應(yīng)探索更合適的定制HT工藝。

圖45 (a)匯總了極限抗拉強(qiáng)度和延伸率組合的屬性圖。(b)雷達(dá)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(jié)了UTS和El組合和雷達(dá)圖，并對(duì)回顧合金的代表性性能進(jìn)行了比較。該材料具有超高強(qiáng)度、低電離層的特點(diǎn);相比之下，Ti和Ni合金的UTS較低，但El普遍高于AHSSs。固溶強(qiáng)化鎳基高溫合金尤其能夠?qū)崿F(xiàn)超高電導(dǎo)率。值得注意的是，LAMed TiAl合金表現(xiàn)出不理想的性能和狹窄的激光加工窗口，因?yàn)榇嘈越饘匍g化合物的形成降低了激光成形性。雷達(dá)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(qiáng)度(約230-250 MPa/g·cm3)，這對(duì)輕質(zhì)航空部件至關(guān)重要。

如先進(jìn)高強(qiáng)度鋼第3節(jié)LAM、鎳基高溫合金第4節(jié)LAM、鈦基合金第5節(jié)LAM所示，三種層狀合金可實(shí)現(xiàn)的靜態(tài)機(jī)械性能與鍛造零件相當(dāng)或更高。潛在的強(qiáng)化機(jī)制包括晶界強(qiáng)化、沉淀強(qiáng)化、位錯(cuò)強(qiáng)化和其他強(qiáng)化機(jī)制，如亞晶界硬化和成分強(qiáng)化。LAMed合金的疲勞性能不如鍛造件，這取決于其表面條件、缺陷和組織特征。表面處理、高溫處理和熱重處理等后處理可通過改善表面質(zhì)量、消除殘余應(yīng)力和組織演變等方式改善LAMed零件的疲勞性能。此外，關(guān)于這三種LAMed航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的高溫力學(xué)性能，尤其是高溫蠕變或疲勞性能的文獻(xiàn)數(shù)量有限，這對(duì)于提高LAMed航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的綜合性能是一個(gè)重大的知識(shí)缺口。

微觀結(jié)構(gòu)演變可以通過2D或3D方法進(jìn)行分析?？梢栽趻伖鈾M截面上進(jìn)行2D高分辨率掃描電子顯微鏡（SEM）（斷裂表面無法提供可靠數(shù)據(jù)），如圖所示。由于機(jī)械拋光可能會(huì)對(duì)低密度薄膜產(chǎn)生偏壓，因此可以使用離子束加工對(duì)表面進(jìn)行精細(xì)拋光。三維表征方法包括：（i）高分辨率X射線計(jì)算機(jī)顯微層析成像（無損表征工具，適用于微結(jié)構(gòu)特征與體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的分辨率從燒蝕截面進(jìn)行三維重建（破壞性方法）。孔隙度測(cè)量需要圖像二值化，這可能是一個(gè)關(guān)鍵步驟。需要計(jì)算單個(gè)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(píng)估，以獲得分布。

7.視角

LAM技術(shù)的進(jìn)步為航空航天材料的研究和開發(fā)創(chuàng)造了新的機(jī)遇。本節(jié)將進(jìn)一步深入了解一些關(guān)鍵的新興研究重點(diǎn)。

7.1. 激光增材制造新技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)

在上述LAM技術(shù)的基礎(chǔ)上，在優(yōu)化激光頭、改變激光束源、引入輔助能量場(chǎng)以及與其他加工方法相結(jié)合等方面逐漸出現(xiàn)了一些新技術(shù)。雖然這些新技術(shù)不是專門為航空發(fā)動(dòng)機(jī)行業(yè)開發(fā)的，但它們?yōu)榭s短制造時(shí)間、改善微觀結(jié)構(gòu)和改善航空航天部件的性能提供了重要的技術(shù)見解。

渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是1950年代使用的主要發(fā)動(dòng)機(jī)類型。上圖描述了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲成分及其比例。結(jié)果表明，飛機(jī)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(yīng)用。1954年，萊特希爾建立了聲音類比理論，并報(bào)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(shù)也是一種高沉積速率LDED技術(shù)。其目的是減少涂層厚度并提高表面沉積速率，以用于大型高質(zhì)量零件的磨損和腐蝕防護(hù)。這項(xiàng)技術(shù)的關(guān)鍵是增加間隔距離，并將熔池表面定位在粉末焦點(diǎn)下方，以便粉末到達(dá)零件表面時(shí)已經(jīng)處于熔融狀態(tài)。IN625的表面沉積速率和激光掃描速度分別高達(dá)500 cm2/min和200 m/min。

根據(jù)Koster等人(1999)的研究，具有原位反射高能衍射(RHEED)過程控制的激光-分子束外延(MBE)示意圖(a)。連續(xù)(b)和逐層(c)通過激光- MBE生長(zhǎng)氧化膜期間的RHEED強(qiáng)度。在一層一層的模式下，需要27個(gè)脈沖來完成單層(見(c)的插圖)。由于波長(zhǎng)短，激光束的光子只與目標(biāo)材料的自由電子相互作用。隨后的電子-聲子相互作用導(dǎo)致局部溫度的突然升高，表面或地下蒸發(fā)(取決于激光束的能量)，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)分別發(fā)生激光誘導(dǎo)熱蒸發(fā)和同余PLD。

7.1.2. 具有綠色/藍(lán)色激光的LAM

LAM技術(shù)中使用的激光波長(zhǎng)通常約為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(dǎo)致熔化不足、潤(rùn)濕性差以及缺陷的形成。為了解決這個(gè)問題，我們分別開發(fā)了一種新的波長(zhǎng)為515 nm的綠色激光束源和一種波長(zhǎng)為450 nm的高功率藍(lán)色二極管激光束源。已經(jīng)證明，純銅或銅合金對(duì)綠色或藍(lán)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(fā)拓寬了可用于LAM技術(shù)的航空航天材料的范圍。

圖46 用(a)綠色激光PBF和(b)藍(lán)色激光PBF制備純銅元件。

7.1.3. 多能場(chǎng)

近年來，多能源領(lǐng)域的LAM技術(shù)開始受到關(guān)注。引入額外的能量場(chǎng)，如電磁場(chǎng)，可以改變?nèi)鄢氐男螤?，改善凝固條件，加速對(duì)流熔池流體流動(dòng)等，從而減少氣孔等缺陷，消除殘余應(yīng)力，細(xì)化微觀結(jié)構(gòu)。Liu等人發(fā)現(xiàn)，在718[451]中，原位電磁攪拌（見圖47a）導(dǎo)致晶粒細(xì)化、Laves相分?jǐn)?shù)降低和激光直接能量沉積（LDED）的機(jī)械性能改善。

圖47 (a)現(xiàn)場(chǎng)電磁攪拌輔助LDED設(shè)置示意圖。(b)同步感應(yīng)加熱輔助LDED裝置示意圖。(c)高強(qiáng)度超聲輔助LDED技術(shù)的工藝原理示意圖及其結(jié)果微結(jié)構(gòu)。(d) O-LHAM實(shí)驗(yàn)裝置示意圖

Fan等人指出，在LDED過程中，通過同步感應(yīng)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(jié)構(gòu)（圖47b）。最近，Todaro等人使用高強(qiáng)度超聲波來實(shí)現(xiàn)晶粒細(xì)化，從而形成等軸晶粒，而不是熔融Ti-6Al-4V中的柱狀晶粒，如圖47c所示。此外，為了平衡尺寸精度、沉積速率和制造零件機(jī)械性能之間的權(quán)衡，Gong等人提出了一種新的混合添加劑制造方法，稱為振蕩激光-電弧混合增材制造（O-LHAM），如圖47d所示。這些多能源領(lǐng)域的結(jié)合為L(zhǎng)AM技術(shù)的發(fā)展帶來了新的活力，并為航空工業(yè)的微觀結(jié)構(gòu)調(diào)整和性能優(yōu)化創(chuàng)造了更多的可能性。

7.1.4. 混合林

在航空工業(yè)中，由于成型零件的表面粗糙度不能滿足應(yīng)用要求，因此后加工工藝是不可避免的。LAM與機(jī)床的集成可以實(shí)現(xiàn)加法和減法制造過程之間的靈活切換，這使得加工具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)的部件段成為可能，如圖48所示。此外，LPBF過程通常伴隨著拉伸殘余應(yīng)力的產(chǎn)生，導(dǎo)致裂紋的形成和機(jī)械性能的降低。

圖48 LDED技術(shù)與加工的集成

Kalentics等人提出了一種基于激光沖擊強(qiáng)化(LSP，原理圖見圖49a)和LPBF相結(jié)合的3D激光沖擊強(qiáng)化(3DLSP)新方法，以控制LPBF過程中的殘余應(yīng)力。圖49b給出了LSP過程的示意圖。LSP在印刷表面上產(chǎn)生深層壓縮殘余應(yīng)力，每隔幾層定期進(jìn)行一次中斷LPBF工藝。通過這種技術(shù)，裂紋可以在LPBF過程中自動(dòng)愈合，從而形成更致密的金屬零件，如圖49c所示?；旌螸AM的發(fā)展有利于致密無缺陷航空航天零件的整體設(shè)計(jì)和制造。

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(jī)理

這些新的LAM技術(shù)提高了更多涉及航空航天應(yīng)用的材料的可制造性，并將繼續(xù)受到更多關(guān)注。例如，綠色/藍(lán)色激光的應(yīng)用不僅增加了有色金屬合金的激光吸收率，還導(dǎo)致熔池形狀、熔池流體對(duì)流、溫度分布和凝固速率的變化，進(jìn)而影響最終的微觀結(jié)構(gòu)和機(jī)械性能。此外，具有多場(chǎng)耦合的LAM技術(shù)，例如，在LAM過程中添加超聲波和/或磁場(chǎng)、多個(gè)熱源，甚至電場(chǎng)，具有調(diào)整微觀結(jié)構(gòu)的巨大潛力（例如，促進(jìn)等軸晶粒形成），緩解機(jī)械性能的各向異性，降低了拉延件的殘余應(yīng)力。此外，將現(xiàn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)集成到LAM系統(tǒng)中，以檢查沉積質(zhì)量（例如缺陷），甚至預(yù)測(cè)機(jī)械性能（例如楊氏模量），也可能是先進(jìn)LAM系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)。

7.2. 新型LAM專用材料的發(fā)展

廣泛的研究為AM工藝參數(shù)對(duì)LAM材料微觀結(jié)構(gòu)和相關(guān)性能的影響奠定了基礎(chǔ)。然而，現(xiàn)有的商用LAM粉末均遵循傳統(tǒng)成分。如圖50所示，獨(dú)特的熱歷史為具有良好機(jī)械性能的LAM定制新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的開發(fā)提供了線索。熔體池獨(dú)特的循環(huán)熱輸入特性可誘發(fā)本征熱處理（IHT）效應(yīng)，從而在LAM沉積過程中促進(jìn)沉淀（密度高達(dá)1025/m3）的原位形成，而不是隨后的HTs。

圖50 一種專門用于LAM的AHSS設(shè)計(jì)的新方法。

通過改變激光加工參數(shù)、沉積策略、襯底預(yù)熱或它們的組合，可以增強(qiáng)IHT效應(yīng)。此外，LAM設(shè)備加上先進(jìn)的輔助熱源，如在激光加工過程中具有可控局部熱沖擊的感應(yīng)加熱電池矩陣，將非常有效地控制IHT效應(yīng)。

由于沉淀時(shí)間短，IHT形成的沉淀預(yù)計(jì)會(huì)更細(xì)，從而導(dǎo)致新的強(qiáng)化行為和強(qiáng)度-延性組合的改善。新材料成分也可設(shè)計(jì)為促進(jìn)IHT效應(yīng)。材料-工藝協(xié)同效應(yīng)的類似考慮可能用于提高疲勞強(qiáng)度。此外，IHT的先進(jìn)性也可用于具有復(fù)雜3D特征的部件的LAM修復(fù)，因?yàn)镮HT可以在對(duì)基板影響最小的情況下改善層狀微觀結(jié)構(gòu)。熱處理后可能會(huì)改變優(yōu)化的微觀結(jié)構(gòu)，并對(duì)現(xiàn)有零件的性能有害。在這種情況下，與傳統(tǒng)的后HT相比，IHT更適合于最終散裝組件。

7.3.性能和功能改進(jìn)

7.3.1.機(jī)械性能改進(jìn)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料要求較高的機(jī)械和疲勞強(qiáng)度，因?yàn)楹娇詹考膿p傷容限至關(guān)重要。由于航空航天部件的可靠性對(duì)飛行安全非常重要，因此，與傳統(tǒng)鍛造部件相比，沖壓部件的疲勞性能較差，這一缺點(diǎn)需要進(jìn)一步突破。因此，后處理處理，如熱處理、熱等靜壓和激光噴丸處理，對(duì)于獲得更高的動(dòng)態(tài)性能至關(guān)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。除了遵循傳統(tǒng)加工零件的路線外，還需要深入了解拉坯和熱處理后微觀結(jié)構(gòu)的演變，以制定特定的熱處理時(shí)間表。

強(qiáng)度和延展性之間的適當(dāng)平衡對(duì)于承受沖擊損傷也是可取的。因此，研究提高LAM加工零件的強(qiáng)度和延展性具有高度相關(guān)性。例如，發(fā)現(xiàn)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(shí)這一發(fā)現(xiàn)，因?yàn)樵趯訝钼伜辖鹬蝎@得等軸組織仍然是一個(gè)挑戰(zhàn)。此外，還應(yīng)強(qiáng)調(diào)對(duì)不同相（如α′/β界面）之間的界面特性及其對(duì)力學(xué)行為影響的基礎(chǔ)研究。

高溫性能是航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的另一個(gè)重要指標(biāo)。鎳基高溫合金是制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱段零件以承受高工作溫度和復(fù)雜應(yīng)力條件的必不可少的材料。大多數(shù)研究表明，與常規(guī)加工零件相比，片狀鎳基高溫合金的高溫力學(xué)性能較差。因此，應(yīng)重視對(duì)層狀組織高溫變形機(jī)理的研究，以提高其綜合機(jī)械性能。例如，調(diào)整Laves相的分?jǐn)?shù)和分布可能是改善LAMed IN718高溫力學(xué)性能的關(guān)鍵。

Sharma等人報(bào)道了制備SnO2/PANI復(fù)合納米纖維用于低溫氫氣傳感。與原始SnO2納米纖維相比，SnO2/PANI復(fù)合納米纖維在接近室溫時(shí)的氫氣感知能力有所提高。如上圖，(A)纖維素/TiO2/聚苯胺(PANI)復(fù)合納米纖維的制備示意圖。(B)纖維素/聚苯胺和纖維素/TiO2/聚苯胺復(fù)合納米纖維對(duì)10-250 ppm氨水的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。(C) SnO2/PANI復(fù)合納米纖維對(duì)1000和2000 ppm H2氣體的敏感性。

此外，開發(fā)新材料以填補(bǔ)雷達(dá)圖45b所示的性能差距也是一個(gè)研究趨勢(shì)。例如，高溫高熵合金可以結(jié)合AHSS和鎳基高溫合金的優(yōu)點(diǎn)，即高強(qiáng)度、良好的延展性以及高溫性能。由于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(fā)展。

另外,，使用兩種或兩種以上材料的具有可控結(jié)構(gòu)的異質(zhì)結(jié)構(gòu)材料的LAM也是改善航空航天材料機(jī)械性能的一種有希望的方法，因?yàn)樽冃蜗嗳菪砸髮?dǎo)致變形誘導(dǎo)的長(zhǎng)程內(nèi)應(yīng)力，其中硬區(qū)的前向應(yīng)力和硬區(qū)的后向應(yīng)力軟區(qū)共同對(duì)材料產(chǎn)生異質(zhì)變形誘導(dǎo)（HDI）強(qiáng)化。異質(zhì)結(jié)構(gòu)材料的LAM可能是未來十年的一個(gè)新的研究前沿。

7.3.2.功能材料/結(jié)構(gòu)的發(fā)展

對(duì)于航空航天部件，特定結(jié)構(gòu)部件的不同部分可能在不同的工作環(huán)境下工作。傳統(tǒng)的均質(zhì)材料如果不與其他材料組裝，就無法滿足這些要求。高級(jí)功能梯度材料（FGM）的特點(diǎn)是成分、成分或微觀結(jié)構(gòu)的空間變化，導(dǎo)致性能和功能的逐漸變化，以及改進(jìn)的可定制性能。FGM能夠在本地定制特性和功能，并為航空航天組件的LAM提供獨(dú)特的解決方案。例如，它可用于制造輕質(zhì)部件，同時(shí)通過使用多種材料保持合理的良好強(qiáng)度。

實(shí)用合金和涂層很少限于兩種成分。三組分合金需要三元相圖來繪制相。三元圖實(shí)際上是三維圖的平面切片，三角形的邊表示三種成分的濃度，縱軸表示溫度。每個(gè)平面片對(duì)應(yīng)一個(gè)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，《鎳鉻鋁系富鎳合金的構(gòu)成》，J.Inst.metals，1952）

此外，LAM可用于通過陶瓷（例如碳化物、硼化物和氮化物）、石墨或碳納米管增強(qiáng)金屬的原位LAM來開發(fā)金屬基復(fù)合材料（MMC），作為改善材料性能（例如強(qiáng)度和硬度、摩擦學(xué)和應(yīng)力侵蝕抗性、高溫疲勞性能等）的有效方法航空航天部件的制造。LAM在處理金屬基復(fù)合材料方面具有靈活性，因?yàn)樗軌蛟诩す馓幚磉^程中實(shí)現(xiàn)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(yīng)。盡管有許多關(guān)于這方面的研究報(bào)告，但激光熔化和快速凝固過程中的原位反應(yīng)/合金化等基本機(jī)制，以及增強(qiáng)顆粒與金屬基體之間的界面結(jié)合行為，仍需進(jìn)一步研究。

7.4.航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件數(shù)字化研發(fā)路線

為了確保飛行安全、經(jīng)濟(jì)和環(huán)境效益，先進(jìn)航空工業(yè)對(duì)航空航天部件提出了嚴(yán)格的要求（如輕量化、高強(qiáng)度、高韌性等）。當(dāng)最終目標(biāo)涉及同時(shí)優(yōu)化多種材料性能（例如，高強(qiáng)度、隔熱耐火材料和耐腐蝕性）時(shí)，傳統(tǒng)的材料設(shè)計(jì)和開發(fā)試錯(cuò)方法效率極低。因此，針對(duì)高質(zhì)量航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件的新研發(fā)和特定材料開發(fā)方法有助于處理這一復(fù)雜的多目標(biāo)優(yōu)化過程。數(shù)字化技術(shù)的進(jìn)步，如人工智能（AI）和機(jī)器學(xué)習(xí)（ML），開啟了航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)材料開發(fā)的新時(shí)代。

設(shè)想的研發(fā)開發(fā)周期如圖51所示。新的數(shù)字化技術(shù)可以基于高通量實(shí)驗(yàn)的基因工程的大量數(shù)據(jù)，模擬最佳合金成分、微觀結(jié)構(gòu)演變甚至部件性能。顯然，航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件的研發(fā)將涉及多學(xué)科知識(shí)和專業(yè)知識(shí)，包括基于AI/ML的計(jì)算、多尺度模擬、現(xiàn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)、微觀結(jié)構(gòu)控制、功能增強(qiáng)、后處理、性能測(cè)試、結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化等。通過研究人員的集體努力、數(shù)據(jù)共享、加工和測(cè)試方法的標(biāo)準(zhǔn)化，新的先進(jìn)高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料和增材制造部件最終可能更容易實(shí)現(xiàn)。

圖51 航空發(fā)動(dòng)機(jī)用增材合金的研究發(fā)展方向?？s寫:熱等靜壓(HIP)、熱處理(HT)、表面機(jī)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

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