鈦合金具有高比強(qiáng)度、比剛度和良好的耐腐蝕性能，滿足了飛機(jī)高機(jī)動(dòng)性、高可靠性和長壽命的設(shè)計(jì)需要，其應(yīng)用水平已成為衡量飛機(jī)選材先進(jìn)程度的一個(gè)重要標(biāo)志[1-2]。性能    和成本是材料技術(shù)發(fā)展永恒的兩大驅(qū)動(dòng)力，而輕量化、整體化、結(jié)構(gòu)功能一體化是飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料應(yīng)用和制造技術(shù)共同面臨的挑戰(zhàn)。在過去的幾十年里，諸如熱等靜壓、注塑成形、放電等離子燒結(jié)等近凈成形技術(shù)在鈦合金領(lǐng)域獲得了長足的進(jìn)步，但氧含量、孔隙率等瓶頸問題依然沒有得到有效解決，因此制約了其在航空鈦合金結(jié)構(gòu)制造中的應(yīng)用 [3-4]。

航空鈦合金零件的生產(chǎn)工序多、流程長（圖 1），鍛件的材料利用率通常不到 10%，其切削加工的成本占40% 左右。此外，鈦合金流變應(yīng)力大，需要在高溫條件下成形，模具費(fèi) 用高昂。這些因素極大地影響了鈦合金零件的制造成本與供貨周期。增材制造作為近凈成形技術(shù)的一個(gè)新方向，是一種基于離散 - 堆積原理，采用材料逐層累加的方法由三維數(shù)模直接制造零件的技術(shù)[5-6]，可分為 CAD 建模、分層處理、成形制造、后處理 4 個(gè)工序（圖 2）。增材制造無需模具，在一臺(tái)設(shè)備上可快速精密地制造出復(fù)雜形狀的零件，大大減少了工序并縮短了周期，尤其適合鈦合金、高溫合金等難加工材料的成形。

航空產(chǎn)品具有多品種、小批量的特點(diǎn)，零件結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，增材制造的成本和效率優(yōu)勢相比傳統(tǒng)制造方法就越顯著，尤其是在飛機(jī)研制與定型階段，各種增材制造方法已發(fā)揮不可替 代的作用，展現(xiàn)出巨大的科研價(jià)值和經(jīng)濟(jì)效益[7-8]。

一、鈦合金增材制造技術(shù)及其應(yīng)用

鈦合金的增材制造可分為直接能量沉積與粉末床熔化兩個(gè)技術(shù)類別，再根據(jù)熱源的不同，如今形成了激光熔粉沉積（Laser MetalDeposition, LMD）、電 子 束 熔 絲 沉積（Electron Beam Wire Deposition,EBWD）、電 弧 熔 絲 沉 積（Wire ArcAdditive Manufacturing, WAAM）、激光選區(qū)熔化（Selective Laser Melt-ing, SLM）、電子束選區(qū)熔化（ElectronBeam Melting, EBM）5 種主要方法（表1）。

直接能量沉積技術(shù)效率高，平臺(tái)柔性好，成形零件的尺寸大，還可在原有零件上進(jìn)行修復(fù)和再制造，但缺點(diǎn)是不具備制造復(fù)雜空心結(jié)構(gòu)的能力，成形的毛坯還需要經(jīng)過較多的機(jī) 械加工才能獲得最終零件。值得一提的是，激光熔粉沉積方法還能同步混合不同材料的粉末來實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料的成形。相比之下，選區(qū)熔化技術(shù)的最大優(yōu)點(diǎn)是其復(fù)雜精密結(jié)構(gòu)的成 形能力（如帶有內(nèi)流道的葉片或空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)），然而零件尺寸受到成形腔空間的限制。從熱源的角度來說，電子束需要在真空環(huán)境中運(yùn)行，雖然成本較高，但成形過程中殘余應(yīng)力小，成形零件通常無須退火；而激光或電弧在惰性氣體環(huán)境中運(yùn)行，冷卻速度快，成形零件殘余應(yīng)力較高。表2 列舉了 5 種增材制造工藝及其成形零件的特點(diǎn)，從 5 個(gè)量化維度（圖3）來看，這幾種工藝各有優(yōu)勢，重要的是根據(jù)所需成形零件的特點(diǎn)來選擇與之適應(yīng)的工藝。直接能量沉積技術(shù)（LMD, EBWD，WAAM）適合于大型零件毛坯的快速成形，而粉末床熔化技術(shù)（SLM, EBM）適合于小型復(fù)雜零件的精密成形。

激光熔粉沉積技術(shù)的起步較早，1995 年美國 Sandia 國家實(shí)驗(yàn)室開發(fā)出了用激光束逐層熔化金屬粉末來制造致密金屬零件的技術(shù)，針對(duì)鈦合金、高溫合金、不銹鋼等多種材料開 展了大量工藝研究。1995 年起，美國國防部高級(jí)研究計(jì)劃署和海軍實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合出資，由約翰霍普金斯大學(xué)、賓夕法尼亞州立大學(xué)和 MTS 公司共同開發(fā)了利用大功率 CO2 激光器實(shí)現(xiàn)大尺寸鈦合金零件的制造技術(shù)，并合作成立了 AeroMet 公司，實(shí)現(xiàn)了 Ti-6Al-4V 合金 1~2kg/h 的沉積速率。AeroMet 公司獲得了美國軍方資助，開展了飛機(jī)機(jī)身鈦合金結(jié) 構(gòu)件的激光熔粉沉積技術(shù)研究，完成了性能考核和標(biāo)準(zhǔn)制定，并于 2002年 實(shí) 現(xiàn) Ti-6Al-4V 次 承 力 構(gòu) 件 在F/A-18 等飛機(jī)上的裝機(jī)應(yīng)用[9-11]。 在熔絲成形方面，美國 Sciaky公司聯(lián)合洛克希德 · 馬丁與波音公司等合作開展大型航空鈦合金零件的電子束熔絲沉積（EBWD）研究。

洛·馬公司選定了 F-35 飛機(jī)的襟副翼梁作為電子束熔絲成形的試驗(yàn)件，零件成本降低 30%~60%[12]。此外，針對(duì)海軍無人戰(zhàn)斗機(jī)計(jì)劃，美國 CTC公司領(lǐng)導(dǎo)的研究小組制定了“無人戰(zhàn)機(jī)金屬制造技術(shù)提升計(jì)劃”，將電子束熔絲技術(shù)作為未來大型結(jié)構(gòu)低成本高效制造的方案，目標(biāo)是將無人機(jī)鈦合金結(jié)構(gòu)的重量和成本降低 35%。

2010 年以來，挪威 Norsk Titanium 公司開發(fā)了電弧熔絲沉積（WAAM）設(shè)備并制備了鈦合金零件，其長度達(dá)到1m。它采用混合制造的方法，在 Ti-6Al-4V 板材的局部沉積形成帶有肋條的毛坯，再經(jīng)過機(jī)械加工而成，其材料利用率約 30%，力學(xué)性能可達(dá)到鍛件水平。該公司的鈦合金 WAAM技術(shù)于 2016 年獲得了美國聯(lián)邦航空管理局的技術(shù)成熟度 8 級(jí)認(rèn)證。此外，克蘭菲爾德大學(xué)于開發(fā)了基于等離子弧的鈦合金 WAAM 技術(shù)，其沉積效率更高，控制也更容易[13-14]。這3 種直接能量沉積技術(shù)在航空鈦合金結(jié)構(gòu)的研制與驗(yàn)證階段可大幅降低成本，縮短迭代周期。

在航空領(lǐng)域，設(shè)計(jì)與制造的融合是未來的大方向，目前激光選區(qū)熔化與電子束選區(qū)熔化是應(yīng)用前景最被看好的技術(shù)，GE 于 2017 年斥資收購 Concept Laser 與 Arcam 便是有力 的證明。只有選區(qū)熔化技術(shù)具備成形復(fù)雜精密結(jié)構(gòu)的能力，而這種能力與航空零件結(jié)構(gòu)優(yōu)化的需求高度吻合。目前 SLM 的 OEM 廠商有 EOSGmbH，Renishaw Inc.，SLM SolutionsGmbH，Concept Laser GmbH（2017年被 GE 收購）等，Concept Laser XLine 2000 設(shè)備的最大成形零件尺寸可達(dá) 800mm×400mm×500mm ；而電子束選區(qū)熔化的商業(yè)化設(shè)備僅有Arcam AB（2017 年被 GE 收購）能夠提供，其 Arcam Q20 設(shè)備成形腔尺寸為 φ350mm×380mm。

空客通過基于有限元分析的結(jié)構(gòu)優(yōu)化應(yīng)用于現(xiàn)有零件的再設(shè)計(jì)，采用激光選區(qū)熔化技術(shù)實(shí)現(xiàn)了大幅減重，而優(yōu)化后高度復(fù)雜的結(jié)構(gòu)是其他方法難以完成的（圖 4）。另一個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)的例子是座椅安全帶的鎖扣，采用優(yōu)化設(shè)計(jì)后的 Ti-6Al-4V 替代不銹鋼可實(shí)現(xiàn) 55% 的減重，對(duì)于具有 853 個(gè)座椅的空客 A380 來說，服役期間可節(jié)省 300 萬美元的燃油費(fèi) 用，而這些采用 SLM 制造的鎖扣成本僅 25 萬美元。第一個(gè)進(jìn)入批產(chǎn)的SLM 零件是 GE LEAP 發(fā)動(dòng)機(jī)中的高溫合金燃油噴嘴[15]，原有的 20 個(gè)組件現(xiàn)在變?yōu)?1 個(gè)，實(shí)現(xiàn)了 25% 的減重，并且壽命是原有零件的 5 倍。到2020 年將有 10 萬件采用 SLM 技術(shù)生產(chǎn)的燃油噴嘴裝載在 LEAP 發(fā)動(dòng)機(jī)里，為波音 737MAX 和空客 A320NEO 提供動(dòng)力。

美 國 橡 樹 嶺 國 家 實(shí) 驗(yàn) 室（ORNL）是最早開展 EBM 成形技術(shù) 研 究 的 機(jī) 構(gòu) 之 一，從 2010 年 開始與洛克希德 · 馬丁公司共同進(jìn)行F-35 鈦合金空氣泄漏檢測支架的研制與認(rèn)證，結(jié)果顯示 EBM Ti-6Al-4V 支架的化學(xué)成分與力學(xué)性能滿足ASTM 標(biāo)準(zhǔn)要求[16]。GE-Avio 采用EBM 成形的鈦合金除油器部件已經(jīng)通過飛行測試，這種蜂窩結(jié)構(gòu)是傳統(tǒng)    制造方法難以實(shí)現(xiàn)的。此外，該公司首次將 EBM 技術(shù)應(yīng)用到鈦基金屬間化合物零件的制造上，以代替原有的鑄造成形技術(shù)[17]。目前，TiAl 發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪葉片已經(jīng)進(jìn)入工廠測試階段。

在國內(nèi)，航空工業(yè)制造院、北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等單位在航空鈦合金增材制造技術(shù)研發(fā)與應(yīng)用方面處于領(lǐng)先地位，涉及的鈦合金材料包括 Ti-6Al-4V、TA15、 TC11、TC18、TC21 等，多個(gè)零件實(shí)現(xiàn)了裝機(jī)應(yīng)用[12，18]。此外，航空工業(yè)制造院還實(shí)現(xiàn)了 TiAl 低壓渦輪葉片與蜂窩結(jié)構(gòu)的 EBM 制造（圖 5）[19]。

二、增材制造鈦合金顯微組織與力學(xué)性能

增材制造實(shí)際上是一個(gè)微鑄造過程，但其冷卻速度極快，其中包含的多種物理過程如圖 6 所示[20]。

熔池凝固過程中，電子束 / 激光 /電弧為熱源，基板為熱沉，因此凝固過程沿著沉積方向（z 向）發(fā)生。在第 n 層粉末或絲材熔化的過程中，之前的第 n-1 層已凝固的材料也被部 分熔化，形成了外延生長的條件，這導(dǎo)致了沿 z 向生長的柱狀晶。在以上 5 種增材制造方法制備的鈦合金中，這種外延生長導(dǎo)致的柱狀晶非常普遍[21-25]，但由于冷卻速度的差異，柱狀晶的形貌有所不同，冷速較高的工藝（如 LMD 與 SLM）會(huì)在鈦合金中形成馬氏體相。圖 7 為 EBM Ti-6Al-4V 合金的三維顯微組織，可見毫米級(jí)的 β 柱狀晶沿 z 向外延生長，它們之間被晶界 α 相隔開。在每一個(gè) β 晶粒內(nèi)部，魏氏組織占主導(dǎo)地位，同時(shí)有少量的 α/β 集束。值得一提的是，增材制造材料的顯微組織是由移動(dòng)熔池中熔體的冶金動(dòng)力學(xué)行為與晶體形核 / 長大機(jī)制決定的，LMD 技術(shù)在材料顯微組織控制方面具有較大的自由度，早在 2001 年，Gaumann 等[26] 就實(shí)現(xiàn)了單晶與多晶鎳基高溫合金的調(diào)控，而 Liu 等[27]通過送粉量與激光功率的匹配實(shí)現(xiàn)了具有等軸晶與柱狀晶混合組織鈦合金的成形。

針對(duì)不同增材制造鈦合金顯微組織與力學(xué)性能的研究很多。以Ti-6Al-4V 為例，增材制造材料的強(qiáng)度能夠達(dá)到甚至超過鑄造、鍛造等傳統(tǒng)方法制備的材料。以激光為熱源的增材制造技術(shù)可以獲得較高的強(qiáng)度，而塑性偏低，這是由于較高冷速形成的 α' 馬氏體相造成的；而以電子束為熱源所獲得的材料具有α/β 顯微組織，這是由于真空環(huán)境中冷速較慢以及基板溫度較高造成的，因此成形材料強(qiáng)度較低但塑性提高。電弧熔絲成形的鈦合金顯微組織與鑄造材料相似，但相對(duì)細(xì)小，其強(qiáng)度與電子束成形材料相當(dāng)，塑性稍高

[28]。

由于 β 柱狀晶是所有增材制造 Ti-6Al-4V 合金的典型組織，材料顯微組織各向異性與晶體學(xué)織構(gòu)對(duì)力學(xué)性能的影響成為一個(gè)熱點(diǎn)問題，但目前學(xué)界尚未有統(tǒng)一的結(jié)論。有報(bào)道顯示，在熱流的作用下，β 晶粒沿著 <100> 方向生長，在隨后的相轉(zhuǎn)變過程中 α相遵循伯格斯矢量關(guān)系繼承了 β 相織構(gòu)[29]。然而，也有報(bào)道顯示增材制造 Ti-6Al-4V中的 α相不存在明顯的晶體學(xué)織構(gòu)[25，30]。力學(xué)性能顯示，相比于 XY方向，材料在 Z 方向的強(qiáng)度較低而塑性較高[25，31]，這被認(rèn)為是 β 柱狀晶之間與 Z 方向平行的粗大 α晶界造成的。

三、增材制造鈦合金的認(rèn)證與標(biāo)準(zhǔn)

在對(duì)可靠性要求極高的航空制造業(yè)中，成形工藝與零件質(zhì)量的認(rèn)證是必須要解決的問題。圍繞著增材制造的認(rèn)證過程有設(shè)計(jì)、材料、工藝、檢測 4 個(gè)環(huán)節(jié)，針對(duì)每個(gè)環(huán)節(jié)中的各 項(xiàng)內(nèi)容建立標(biāo)準(zhǔn)是增材制造零件質(zhì)量控制的關(guān)鍵（圖 8）。最終的目標(biāo)是固化成形工藝，并且材料性能穩(wěn)定地達(dá)到設(shè)計(jì)許用值。

美國國家標(biāo)準(zhǔn)局發(fā)布的金屬材料增材制造路線圖重點(diǎn)強(qiáng)調(diào)了質(zhì)量控制，其中包括標(biāo)準(zhǔn)與規(guī)范、數(shù)據(jù)測量與監(jiān)測、材料性能全面表征、設(shè)計(jì)與制造過程模擬系統(tǒng)、過程閉環(huán)控制系統(tǒng)[32]。對(duì)此，業(yè)界已經(jīng)通過增材制造過程的詳細(xì)記錄與參數(shù)分析開展了卓有成效的工作。例如，對(duì)成形過程中參數(shù)變化的傅里葉分析可以作為判定成形零件質(zhì)量的依據(jù)[33]。此 外，可采用光學(xué)或紅外照相的方式實(shí)時(shí)記錄每一層材料的成形質(zhì)量，并將這些照片與參數(shù)日志結(jié)合后作為成形過程數(shù)值模擬的邊界條件[34]，進(jìn)而預(yù)測缺陷形成的趨勢和顯微組織 的各向異性，再通過成形材料的試驗(yàn)表征（如 x 射線，中子等）進(jìn)行模型的驗(yàn)證與完善[34-35]。同時(shí)，這些模型也可用來進(jìn)行成形過程中溫度梯度的設(shè)計(jì)與固液界面移動(dòng)速率的控制，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)材料顯微組織的調(diào)控。

美國 AMS 4999A《退火 Ti-6Al-4V 鈦合金直接沉積制品》標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定了原材料、前處理、制造工藝、后處理、檢驗(yàn)檢測要求及方法等相關(guān)內(nèi)容，適用于直接能量沉積 Ti-6Al-4V 零件的驗(yàn)收。其他增材制造鈦合金相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，如 AMS 7002《航空航天產(chǎn)品用激光粉末床增材制造粉末生產(chǎn)工藝要求》、AMS 7003《激光粉末床熔化工藝》、AMS 7004《在 Ti- 6Al-4V 去應(yīng)力基板上的高沉積速率增材制造鈦合金預(yù)制體》尚在制定中。2009 年美國材料與試驗(yàn)協(xié)會(huì)ASTM 組建了 F42 增材制造技術(shù)委員會(huì)，下設(shè) 8 個(gè)分委會(huì)，主要由 F42 01 檢測方法、F42 04 設(shè)計(jì)、F42 05 材料與工藝以及 F42 91 術(shù)語等 4 個(gè)分委會(huì)起草發(fā)布。目前，F(xiàn)42 05 主要針對(duì)粉末床熔化技術(shù)的鈦合金、鎳基合金開展了相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)制定，在標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定了相關(guān)工藝的原材料要求、前處理、制造過程中質(zhì)量控制、后處理、檢驗(yàn)檢測要求及方法等方面的要求，適用于粉末床熔化制件的驗(yàn)收。ISO于 2011 年也成立了針對(duì)增材制造的標(biāo)準(zhǔn)化技術(shù)委員會(huì) TC261 ，隨后與 ASTM F42 聯(lián)合發(fā)布了 3 份 ISO/ASTM 標(biāo)準(zhǔn)，分別從術(shù)語定義、坐標(biāo)系定義、增材制造數(shù)據(jù)格式等方面進(jìn)行了規(guī)范。

AMS 4999A 規(guī)定直接沉積產(chǎn)品的退火溫度為 900~925℃，而變形產(chǎn)品一般采用 700~790℃的普通退火制度。標(biāo)準(zhǔn)增加了沉積工藝過程中制件的去應(yīng)力退火制度及要求，反映 了在控制殘余應(yīng)力、減少變形方面的工作進(jìn)展。此外，該標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定了沉積材料的顯微組織為 β 相基體上分布針狀 α相，并且允許柱狀晶的存在。

在力學(xué)性能方面，標(biāo)準(zhǔn)考慮了材料的各向異性，抗拉強(qiáng)度 / 屈服強(qiáng)度 / 延伸率分別為 889MPa/799MPa/6%（XY向）, 861MPa/765MPa/5% （Z 向）。對(duì)于沉積產(chǎn)品的內(nèi)部質(zhì)量，標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定了不允許使用有害的外來材料，以及對(duì)孔洞等缺陷的限制，并且增加了AMS2631《鈦和鈦合金棒材和坯料超聲波檢查》與 ASTM E 1742《射線檢查》的要求。AMS 4999A 中還給出了工藝和供應(yīng)商批準(zhǔn)、沉積參數(shù)批準(zhǔn)、沉積 / 幾何參數(shù)批準(zhǔn)、制造大綱批準(zhǔn)和生產(chǎn)工藝固化等控制要求，為直接沉積技術(shù)在我國飛機(jī)產(chǎn)品上的應(yīng)用提供了重要依據(jù)。另一項(xiàng)標(biāo)準(zhǔn) ASTM F2924《粉末床熔化增材制造 Ti-6Al-4V 標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范》允許使用返回粉并規(guī)定了返回粉的篩選和檢查方法、返回粉與新粉混合的比例、返回粉使用次數(shù)等技術(shù)要求。顯微組織應(yīng)當(dāng)是 α相和 β相組成的兩相組織，其中 α相可以是針狀、片層狀、等軸狀、網(wǎng)籃狀，允許 β 柱狀晶的存在以及初生 β 晶界上有連續(xù)的 α相。標(biāo)準(zhǔn)要求 XY 向與 Z 向的拉伸性能要同時(shí)達(dá)到895MPa/825MPa/10%，與 Ti-6Al-4V鍛件相當(dāng)。此外，ASTM F2924 還對(duì)制造大綱提出了要求，包括了設(shè)備、制造控制系統(tǒng)、認(rèn)證所需試樣數(shù)量、取樣方法、填充材料、成形腔環(huán)境、熱處理工藝等多項(xiàng)內(nèi)容。需要補(bǔ)充的是，粉床熔化增材制造低間隙元素Ti-6Al-4V 的標(biāo)準(zhǔn)為 ASTM F3001，其內(nèi)容與 ASTM F2924 相似。

四、增材制造鈦合金零件的成本分析

增材制造的成本包括設(shè)備、材料、工時(shí)、能耗、勞動(dòng)力與管理成本等。基于直接能量沉積技術(shù)的增材制造成本中（以激光熔粉沉積為例），原材料成本占 10%，工程設(shè)計(jì)占 18%，工藝占 42%，后續(xù)加工占 20%，其他（如檢測）占 10%。基于粉末床熔化的技術(shù)中，每一爐次零件總體積相對(duì)于成形腔的尺寸決定了單個(gè)零件成形時(shí)間和成本。這是因?yàn)檎麄€(gè)成形腔都會(huì)被粉末填充，零件所占體積分?jǐn)?shù)越大，每一爐次粉末的利用率就越高。有兩種較為常見的增材制造成本模型[36]，一種由 Hopkinson等 提 出，另 一 種 由 Ruffo 等 提 出。Hopkinson 模型假設(shè)在 1 年內(nèi)設(shè)備只生產(chǎn)一種零件，使用最大的成形腔體積，并且設(shè)備工作 90% 的時(shí)間。單個(gè)零件的成本 = 全年總成本 / 零件年產(chǎn)量，其中總成本包含了設(shè)備成本（8 年折舊）、勞動(dòng)力成本、材料成本。

Ruffo 模型考慮了每爐次零件所占成形腔的體積比等更詳細(xì)的因素，因此更接近于實(shí)際成本。在這個(gè)模型中，單個(gè)零件的成本 = 單個(gè)爐次的成本 /單個(gè)爐次中零件的數(shù)量，其中單個(gè)爐次的成本包括了材料成本、設(shè)備工時(shí)費(fèi)、勞動(dòng)力成本、管理成本、廠房折舊費(fèi)等。如果單個(gè)爐次內(nèi)含有不同尺寸的零件，單個(gè)零件成本 = 此零件所占成形腔體積分?jǐn)?shù) × 單個(gè)爐次的成本。

選擇最合適的制造方法是降低航空零件成本的關(guān)鍵。增材制造適用于多品種、小批量、復(fù)雜形狀零件的生產(chǎn)，這其中包括了研制階段不斷迭代優(yōu)化中的零件。由于不需要模具，增材制造鈦合金零件的成本相比鑄造和鍛造方法明顯下降，另外，生產(chǎn)周期也大幅度縮短。這些因素都使增材制造成為精益生產(chǎn)的有效工具。然而，當(dāng)產(chǎn)品的批量增加時(shí)，增材制造的成本優(yōu)勢逐漸下降。Atzeni等[37] 比較了采用壓力鑄造方法與激光選區(qū)熔化方法制造起落架零件的成本，當(dāng)批量大于 42 件時(shí)，壓力鑄造的成本變得比激光選區(qū)熔化更低。

除了批量以外，零件的復(fù)雜程度也是影響增材制造成本的關(guān)鍵因素。由于鈦合金材料成本高，加工難度大，提高零件的材料利用率可大幅降低零件的制造成本。Allen[38] 比較了采用增材制造法與鍛件機(jī)械加工法制造飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)某鈦合金零件的成本，發(fā)現(xiàn)當(dāng)材料利用率小于 8.3%（buy-to-fly ratio 12∶1）時(shí)，增材制造具有成本優(yōu)勢。另一個(gè)例子是 F-35 Ti-6Al-4V 合金空氣泄漏檢測支架，如采用鍛件機(jī)加工的方法，其材料利用率僅有 3.3%，零件成本為 1000 美元/ 磅；而 EBM 支架的材料利用率接近 100%，零件成本下降 50% [16]。基于直接能量沉積的激光熔粉、電子束熔絲、電弧熔絲等方法還可進(jìn)行零件的修復(fù)與再制造。據(jù)統(tǒng)計(jì)，采用這些方法修復(fù)破損的鈦合金框、梁、葉片、機(jī)匣、起落架比更換新零件的成本降低 20%~40%。此外，采用直接能量沉積技術(shù)修復(fù)傳統(tǒng)方法制備過程中的殘次品件也是目前研究的熱點(diǎn)，這會(huì)對(duì)航空鈦合金產(chǎn)業(yè)鏈產(chǎn)生深遠(yuǎn)的影響。

設(shè)備的穩(wěn)定性也與成本相關(guān)。

在增材制造設(shè)備的工作過程中，成形失敗時(shí)有發(fā)生，這可能是由于硬件、操作、零件（支撐）設(shè)計(jì)等原因造成的。對(duì)于粉末床熔化技術(shù)來說，這意味著必須清理設(shè)備后重新制造零件，造成大量成本和時(shí)間的浪費(fèi)。增材制造設(shè)備廠商與用戶應(yīng)當(dāng)共同探討提高成功率的方案，以及怎樣避免人為操作失誤。此外，建立可靠模型進(jìn)行成形過程的數(shù)值模擬也可幫助用戶確定最佳的零件放置方向以及支撐設(shè)計(jì)方案，提高成功率。

隨著增材制造產(chǎn)業(yè)的規(guī)模化以及各類專利的過期，設(shè)備價(jià)格（通常為 50~100 萬美元）以及粉末、絲材的價(jià)格會(huì)逐漸下降，會(huì)有更多的設(shè)備制造商與原材料供應(yīng)商進(jìn)入市場，形 成一個(gè)良性循環(huán)。除了采用球形粉末以外，近年來已有采用低成本的非球形粉末（如氫化 - 脫氫粉末、海綿鈦等）實(shí)現(xiàn)增材制造的實(shí)例[39]。另外，零件的制造成本也會(huì)隨著技術(shù)的進(jìn)步而下降，增加設(shè)備熱源數(shù)量或提高熱源功率可在單位時(shí)間內(nèi)熔化更多的材料，提高零件的制造效率。

五、結(jié)論

增材制造技術(shù)在過去的 10 年里獲得了飛速發(fā)展，未來必將成為航空鈦合金結(jié)構(gòu)的主要制造方法之一。直接能量沉積技術(shù)將在大型零件研制階段繼續(xù)發(fā)揮“快速原型制造”的 重要作用，并在修復(fù)領(lǐng)域大有作為；粉末床熔化技術(shù)顛覆了零件設(shè)計(jì)與制造的傳統(tǒng)理念，將“為了制造而設(shè)計(jì)”轉(zhuǎn)變?yōu)椤盀榱斯δ芏O(shè)計(jì)”，引領(lǐng)復(fù)雜精密零件的研制與生產(chǎn)。

然而，基礎(chǔ)研究的相對(duì)滯后阻礙了增材制造在航空領(lǐng)域的進(jìn)一步發(fā)展。這些基礎(chǔ)研究既包括物理、化學(xué)、冶金等科學(xué)問題，也包括缺陷、變形、開裂等工程問題。在高溫度梯度、超快冷速條件下，逐層堆積的工藝形成了隨機(jī)的缺陷和特殊的組織，零件不同部位的性能尚有差異。目前還難以準(zhǔn)確表征和模擬增材制造過程，這給零件的認(rèn)證造成了困難，而材料基因組工程將會(huì)是成分—工藝—組織—性能建模的一個(gè)突破點(diǎn)。另外，微小缺陷（≤ 0.8mm）的無損檢測以及建立基于缺陷尺寸、數(shù)量、分布對(duì)動(dòng)態(tài)力學(xué)性能影響的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是增材制造鈦合金在飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)中應(yīng)用的前提。

展望增材制造技術(shù)的未來，機(jī)遇與挑戰(zhàn)并存。隨著技術(shù)的成熟與成本的下降，以及與結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)的深度融合，鈦合金增材制造必將迎來更加廣闊的發(fā)展空間。

參 考 文 獻(xiàn)

[1]王向明 , 劉文珽 . 飛機(jī)鈦合金結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與應(yīng)用 [M]. 北京 : 國防工業(yè)出版社 ,2010.

WANG Xiangming, LIU Wenting. Designand application of aircraft Ti-alloy structure[M].Beijing: National Defense Industry Press, 2010.

[2] 黃旭 , 朱知壽 , 王紅紅 . 先進(jìn)航空鈦合金材料與應(yīng)用 [M]. 北京 : 國防工業(yè)出版社 ,2012.

HUANG Xu, ZHU Zhishou, WANGHonghong. Advanced aeronautical titanium alloysand applications[M]. Beijing: National DefenseIndustry Press, 2012.

[3] PETER W H, CHEN W, YAMAMOTOY, et al. Current status of Ti PM: progress,opportunities and challenges[J]. Key EngineeringMaterials, 2012, 520: 1-7.

[4]FROES F H. Titanium powdermetallurgy: A review[J]. Advanced Materials andProcesses, 2012, 170(10): 26-29.

[5] GIBSON I, ROSEN D W, STUCKERB. Additive manufacturing technology: rapidprototyping to direct digital manufacturing [M].New York: Springer Science and Business Media,2010.

[6] CHUNA C K, LEONG K F, LIM C S.Rapid prototyping: principles and applications[M].2nd ed. Singapore: World Scientific Press, 2003.

[7] 王華明 . 高性能金屬構(gòu)件增材制造技術(shù)開啟國防制造新篇章 [J]. 國防制造技術(shù) ,2013(3): 5-7.

WANG Huaming. Additive manufacturing ofhigh-performance metallic structures opens a newpage of manufacturing for the national defenseindustry[J]. Defense Manufacturing Technology,2013(3): 5-7.

[8] 林鑫 , 黃衛(wèi)東 . 應(yīng)用于航空領(lǐng)域的金屬高性能增材制造技術(shù) [J]. 中國材料進(jìn)展 ,2015, 34(9): 684-688.

L I N X i n , H U A N G W e i d o n g . H i g hperformance metal additive manufacturingtechnology applied in aviation field[J]. MaterialsChina, 2015, 34(9): 684-688.

[9]A R C E L L A F G , F R O E S F H .Producing titanium aerospace components frompowder using laser forming[J]. Journal of theMinerals Metals & Materials Society, 2000, 52(5):28-30.

[10] ABBOTT D. AeroMet implementingnovel Ti process[J]. Metal Powder Report, 1998,53(2): 24-26.

[11] KOBRYN P A, SEMIATIN S L. Thelaser additive manufacture of Ti-6Al-4V[J].Journal of the Minerals Metals & MaterialsSociety, 2001, 53(9): 40-42.

[12] 鞏水利 , 鎖紅波 , 李懷學(xué) . 金屬增材制造技術(shù)在航空領(lǐng)域的發(fā)展與應(yīng)用 [J]. 航空制造技術(shù) , 2013, 56(13): 66-71.

GONG Shuili, SUO Hongbo, LI Huaixue.Development and application of metal additivemanufacturing technology[J]. AeronauticalManufacturing Technology, 2013, 56(13): 66-71.

[13]M A R T I N A F , M E H N E N J ,WILLIAMS S W, et al. Investigation of thebenefits of plasma deposition for the additivelayer manufacture of Ti-6Al-4V[J]. Journal ofMaterials Processing Technology, 2012, 212(6):1377-1386.

[14] WANG F D, WILLIAMS S, RUSHM. Morphology investigation on direct currentpulsed gas tungsten arc welded additive layermanufactured Ti6Al4V alloy[J]. InternationalJournal of Advanced Manufacturing, 2011, 57(5-8): 597-603.

[15] APPLEYARD D. Powering up onpowder technology[J]. Metal Powder Report,2015, 70(6): 285-289.

[16] DEHOFF R, DUTY C, PETER W,et.al. Case study: additive manufacturing ofaerospace brackets[J]. Advanced Materials andProcesses, 2013, 171: 19-22.

[17] BIAMINO S, PENNA A, ACKELIDU. Electron beam melting of Ti-48Al-2Cr-2Nballoy: microstructure and mechanical propertiesinvestigation[J]. Intermetallics, 2011, 19(6): 776-781.

[18] 王華明 . 高性能大型金屬構(gòu)件激光增材制造 : 若干材料基礎(chǔ)問題 [J]. 航空學(xué)報(bào) ,2014, 35(10): 2690-2698.

WANG Huaming. Materials’ fundamentalissues of laser additive manufacturing for high-performance large metallic components[J]. ActaAeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(10):2690-2698.

[19] 陳瑋 , 楊洋 , 劉亮亮 , 等 . 電子束增材制造 γ-TiAl 顯微組織調(diào)控與拉伸性能研究 [J]. 航空制造技術(shù) , 2017, 60(1/2): 37-41.

CHEN Wei, YANG Yang, LIU Liangliang,et al. Microstructure control and tensile propertiesof EBM γ-TiAl[J]. Aeronautical ManufacturingTechnology, 2017, 60(1/2): 37-41.

[20] MARKL M, KORNER C. Multiscalemodeling of powder bed based additivemanufacturing[J]. Annual Review of MaterialsResearch , 2016, 46(1): 93-123.

[21] 陳瑋 , 陳哲源 , 由洋 , 等 . 電子束選區(qū)熔化 Ti-6Al-4V 合金的顯微組織與疲勞性能 [J]. 稀有金屬材料與工程 , 2017, 46(S1):25-30.

CHEN Wei, CHEN Zheyuan, YOU Yang,et al. Investigation of microstructure and fatiguebehavior of EBSM Ti-6Al-4V [J]. Rare MetalMaterials and Engineering, 2017, 46(S1): 25-30.

[22]T H I J S L , V E R H A E G H E F ,CRAEGHS T, et al. A study of the microstructuralevolution during selective laser melting of Ti-6Al-4V[J]. Acta Materialia, 2010, 58(9): 3303-3312.

[23] ALCISTO J, ENRIQUEZ A, GARCIAH, et al. Tensile properties and microstructures oflaser-formed Ti-6Al-4V[J]. Journal of MaterialsEngineering & Performance, 2011, 20(2): 203-212.

[24] LU Y, TANG H D, FANG Y L, et al.Microstructure evolution of sub-critical annealedlaser deposited Ti-64 alloy[J]. Materials &Design, 2012, 37: 56-63.

[25] CARROLL B E, PALMER T A,BEESE A M. Anisotropic tensile behavior of Ti-64 components fabricated with directed energydeposition additive manufacturing[J]. ActaMaterialia, 2015, 87: 309-320.

[26] GAUMANN M, BEZENCON C,CANALIS P, et al. Single-crystal laser depositionof superalloys: processing-microstructure maps[J].Acta Materialia, 2001, 49(6): 1051-1062.

[27] LIU C M, TIAN X J, TANG H B, etal. Obtaining bimodal microstructure in lasermelting deposited Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fenear β titanium alloy[J]. Materials Science &Engineering A , 2014, 609: 177-184.

[28] QIAN M, BOURELL D L. Additivemanufacturing of titanium alloys[J]. Journal ofthe Minerals Metals & Materials Society, 2017,69(12): 2677-2678.

[29] BAUFELD B, VAN DERBIESTO, DILLIEN S. Texture and crystal orientationin Ti-6Al-4V builds fabricated by shapedmetal deposition[J]. Metallurgical & Materials    Transactions A , 2010, 41(8): 1917-1927.

[30] CLARK D, WHITTAKER M T,BACHE M R. Microstructural characterizationof a prototype titanium alloy structure processedvia direct laser deposition[J]. Metallurgical &Materials Transactions B, 2012, 43(2): 388-396.

[31] BAUFELD B, VAN DER BIEST O,GAULT R. Additive manufacturing of Ti-6Al-4V components by shaped metal deposition:microstructure and mechanical properties[J].Materials & Design, 2010, 31: 106-111.

[32] NIST. Measurement science roadmapfor metal-based additive manufacturing[R].Gaithersburg: USA. National Institute forStandards and Technology, 2013.

[33]DINWIDDIE R B, DEHOFF RR, LLOYD P D, et al. Thermographic in-situprocess monitoring of the electron beam meltingtechnology used in additive manufacturing[C]//Proceedings of SPIE Defense, Security & Sensing.Baltimore, MD, USA, 2013.

[34] CHAUDHARY A. Modelling oflaser additive manufacturing processes[M]//ASMHandbook, vol. 22B: Metals Process Simulation.ASM International, 2010: 240.

[35] KOLBUS L M, PAYZANT E A,CORNWELL P A. Comparison of residual stressesin Inconel 718 simple parts made by electronbeam melting and direct laser metal sintering[J].Metallurgical and Materials Transactions A, 2015,46(3): 1419-1432.

[36] THOMAS D S, GILBERT S W. NISTspecial publication 1176[R]. Gaithersburg: USA.Department of Commerce, 2014.

[37] ATZENI E, SALMI A. Economicsof additive manufacturing for end-usable metalparts[J]. International Journal of AdvancedManufacturing Technology, 2012, 62(9-12):1147-1155.

[38] ALLEN J. An investigation into thecomparative costs of additive manufacture vs.machine from solid for aero engine parts[C]//Derby, UK. Cost effective manufacture via net-shape processing, Meeting Proceedings RTO-MP-AVT-139, DTIC Document: 2006, 17-1-17-10.

[39] WITHERS J C, SHAPOVALOVV, LOUTFY R O. There is low cost titaniumcomponentry today[J]. Key Engineering Materials,2013, 551: 11-15.

通 訊 作 者：陳 瑋，E-mail ：werner_nju@163.com。