先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)朝著高推質(zhì)比、高可靠性、長壽命和經(jīng)濟(jì)可承受性的方向發(fā)展，苛刻且相互矛盾的指標(biāo)要求航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)重件構(gòu)型復(fù)雜、輕質(zhì)高效。傳統(tǒng)的“減材”制造技術(shù)面臨生產(chǎn)周期長、成品率低、制造成本高等挑戰(zhàn)，成為制約先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)的瓶頸。變革性的“近凈成形”增材制造技術(shù)，因具有一體化成形、無需模具、制造成本低等優(yōu)點(diǎn)，最早被美國聯(lián)合技術(shù)研究中心（UTRC）嘗試用于渦輪葉盤一體化制造，隨后通用電氣（GE）、羅爾斯-羅伊斯（RR）等航空發(fā)動(dòng)機(jī)企業(yè)也開始應(yīng)用增材制造技術(shù)加工或修復(fù)零部件。例如，GE公司在GE9X、Leap 系列航空發(fā)動(dòng)機(jī)中已成功應(yīng)用增材制造技術(shù)成形了燃油噴嘴、傳感器外殼、熱交換器、渦輪葉片等10 余種結(jié)構(gòu)。Safran、MTU等發(fā)動(dòng)機(jī)公司增材制造了燃油噴嘴、燃燒室機(jī)匣等結(jié)構(gòu)，提升了生產(chǎn)效率。中國航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所采用增材制造技術(shù)加工了微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，將近百個(gè)零件集成制造為10個(gè)，包括增材制造成形的壓氣機(jī)/渦輪的整體葉盤結(jié)構(gòu)，并成功通過某型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試車。

圖1 拓?fù)鋬?yōu)化后增材制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)泄壓門鉸鏈

增材制造技術(shù)給航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的加工提供了新的途徑，但在能量源“逐點(diǎn)掃描熔化－逐線掃描搭接－逐層凝固堆積”的過程中，粉末/絲材局部熔化形成熔池，熔池內(nèi)殘留未完全恢復(fù)的“匙孔”，導(dǎo)致增材制造結(jié)構(gòu)內(nèi)部存在廣布缺陷；且受限于加工可達(dá)性，復(fù)雜結(jié)構(gòu)（如渦輪葉片）內(nèi)部空腔等關(guān)鍵部位殘留粉末等表面缺陷。另外，增材制造結(jié)構(gòu)不同部位處的晶體形貌、內(nèi)部/表面缺陷等具有顯著差異，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、疲勞壽命與結(jié)構(gòu)特征密切相關(guān)且表現(xiàn)出大的分散性。為此，美國聯(lián)邦航空管理局（FAA） 、歐洲航空安全局（EASA）分別于2018 年、2021 年發(fā)布的《粉末床熔融增材制造成形渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)零件及修復(fù)指南》建議稿、《增材制造認(rèn)證備忘錄》等適航認(rèn)證文件中指出，需發(fā)展適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)增材制造結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及壽命評(píng)價(jià)方法。

圖2 基于點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的空心風(fēng)扇葉片設(shè)計(jì)

目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)增材制造結(jié)構(gòu)在無損檢測技術(shù)與初始缺陷表征、強(qiáng)度預(yù)測方法、壽命評(píng)估方法及創(chuàng)新結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)方面的研究進(jìn)展，得到主要結(jié)論如下：

1）渦流、超聲等技術(shù)可以檢測增材制造簡單結(jié)構(gòu)近表面及內(nèi)部缺陷，借助這些方法，實(shí)現(xiàn)增材制造結(jié)構(gòu)初始缺陷形貌的量化表征，進(jìn)而建立缺陷空間取向與增材制造方向的關(guān)聯(lián)規(guī)律。

2）基于CT 檢測的原位試驗(yàn)方法，揭示了單軸拉伸、循環(huán)拉伸等典型載荷下缺陷演化機(jī)理，發(fā)展了用于預(yù)測拉伸極限、延伸率等性能的塑性損傷模型，實(shí)現(xiàn)了增材制造發(fā)動(dòng)機(jī)離心葉輪破裂轉(zhuǎn)速的準(zhǔn)確預(yù)測。

3） 發(fā)展了以初始缺陷等效參量為輸入的增材制造材料級(jí)壽命模型，實(shí)現(xiàn)了增材制造標(biāo)準(zhǔn)試樣、缺口試樣的高循環(huán)疲勞、低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測。

4）考慮增材制造工藝約束、強(qiáng)度、多物理場服役環(huán)境等因素，發(fā)展了航空發(fā)動(dòng)機(jī)增材制造結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)方法，并開展了齒輪箱殼體、離心葉輪、整體葉盤等創(chuàng)新構(gòu)型的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證。

為了進(jìn)一步推動(dòng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)增材制造結(jié)構(gòu)的實(shí)際應(yīng)用，仍需開展以下幾個(gè)方面的研究：

1） 在試驗(yàn)數(shù)據(jù)方面，國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)增材制造材料的拉伸、高循環(huán)及低循環(huán)疲勞等開展了試驗(yàn)研究，但仍處于零散、樣本量少的狀態(tài)。需針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)選用的材料開展系統(tǒng)且深入的試驗(yàn)研究，擴(kuò)大數(shù)據(jù)樣本，表征材料力學(xué)特性及分散性。同時(shí)，渦輪葉盤等熱端結(jié)構(gòu)長期工作在復(fù)雜、嚴(yán)苛的載荷環(huán)境中，現(xiàn)有研究仍無法滿足增材制造熱端結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的需求，仍需針對(duì)復(fù)雜失效模式開展蠕變、蠕變-疲勞等試驗(yàn)研究。

2） 航空發(fā)動(dòng)機(jī)空心氣冷渦輪葉片、雙輻板渦輪盤等結(jié)構(gòu)具有復(fù)雜內(nèi)腔與幾何不連續(xù)特征。采用增材制造工藝成形后，結(jié)構(gòu)局部呈現(xiàn)大應(yīng)力梯度-缺陷-表面粗糙度多因素耦合特征。如何實(shí)現(xiàn)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的缺陷-表面粗糙度表征，闡明多因素耦合下的失效機(jī)理，并建立相應(yīng)的強(qiáng)度、壽命評(píng)估方法仍是當(dāng)前應(yīng)用的難點(diǎn)。