航空航天部件的穩(wěn)健金屬增材制造工藝選擇和開(kāi)發(fā)（2）

來(lái)源：長(zhǎng)三角G60激光聯(lián)盟

據(jù)悉，本文概述了基于各種屬性的航空航天部件金屬AM工藝選擇的注意事項(xiàng)。這些屬性包括幾何因素、冶金特性和性質(zhì)、成本基礎(chǔ)、后處理和工業(yè)化供應(yīng)鏈成熟度。本文為第二部分。

AM工藝原料
設(shè)計(jì)者必須考慮金屬AM的供應(yīng)鏈，明確地考慮起始原料和AM加工機(jī)。雖然最常見(jiàn)的AM材料的原料可以從多個(gè)粉末供應(yīng)商處獲得，并且可以快速部署，但定制或新型材料可能需要較長(zhǎng)的粉末生產(chǎn)周期。許多普通合金的線材很容易用于DED工藝。箔和棒材是其他形式的原料，但有些比粉末或線材更不容易獲得。此外，對(duì)于給定的材料，所需的原料尺寸（金屬絲直徑或粉末粒度分布）可能并不總是容易獲得。無(wú)論原料的成分、形式或新穎性如何，原料的交付周期可能很長(zhǎng)，在評(píng)估整個(gè)供應(yīng)鏈時(shí)必須加以考慮。

粉末原料要求取決于AM工藝，必須根據(jù)化學(xué)和粉末粒度分布（PSD）進(jìn)行控制，以確保流動(dòng)性或鋪展性。根據(jù)AM工藝所需的PSD，許多粉末合金在幾天內(nèi)很容易獲得。即使有了新材料和定制合金，粉末供應(yīng)鏈也在不斷發(fā)展，大多數(shù)定制合金粉末可以在幾個(gè)月或更短的時(shí)間內(nèi)獲得，等待所需合金元素的供應(yīng)。許多棒材、片材和線材原料通常在幾天內(nèi)即可獲得。然而，定制合金可能需要額外的加工（例如，主熔煉、鍛造、減小板材厚度或在沒(méi)有特定尺寸的情況下重新拉絲直徑），并且可能更難獲得或具有更長(zhǎng)的交付周期。

單個(gè)或多個(gè)合金
一些AM工藝允許在相同的構(gòu)建操作中使用不同的粉末、線材、板材或棒材來(lái)制造多種合金（例如，雙金屬或多金屬零件）。使用多種合金的構(gòu)建可以很容易地針對(duì)質(zhì)量、熱、結(jié)構(gòu)或其他設(shè)計(jì)特征進(jìn)行優(yōu)化。通過(guò)消除或減少連接或打印后組裝操作，多材料制造有利于航空航天部件。復(fù)雜的設(shè)計(jì)可以在單個(gè)部件內(nèi)使用多種材料，而無(wú)需進(jìn)行焊接或釬焊等后處理。然而，設(shè)計(jì)要求可能會(huì)限制某些AM工藝或使用多種合金的可用性。

為零件的 AM 設(shè)置的實(shí)用替代方向。

大多數(shù)AM工藝允許使用多種合金，盡管冶金特性和在飛行應(yīng)用中的全面實(shí)施到目前為止是有限的。EB-PBF工藝還不允許多種材料的使用，但L-PBF工藝中的多種合金的使用正在推進(jìn)。L-PBF面臨的多種合金挑戰(zhàn)源于混合不同粉末批次的污染、難以充分跟蹤原料批次以及相關(guān)參數(shù)開(kāi)發(fā)和鑒定控制。在初始AM制造和機(jī)加工（如有必要）之后，可通過(guò)二次操作將多種合金結(jié)合在一起。然后，二次AM工藝添加單片或多合金成分的材料。

Process Economics

AM過(guò)程能夠從數(shù)字輸入開(kāi)始創(chuàng)建物理零件。為了實(shí)現(xiàn)所需的幾何形狀，應(yīng)在軟件中定義各種操作參數(shù)，例如刀具路徑和投影模式，它們?nèi)�決于所使用的材料和設(shè)備。這是AM的最大優(yōu)勢(shì)之一：制造零件幾乎不需要特定的工具進(jìn)行形狀定義。與AM相關(guān)的第一項(xiàng)專(zhuān)利可以追溯到1920年，當(dāng)時(shí)Ralph Baker提交了美國(guó)GrantUS1533300A，標(biāo)題為“制造裝飾品的方法”。自 1960 年代末和 70 年代初以來(lái)，研究人員通過(guò)計(jì)算機(jī)、樹(shù)脂聚合物和 CNC 機(jī)器的發(fā)明以及 CAD/CAM 開(kāi)發(fā)的進(jìn)步，獲得了現(xiàn)代增材制造工藝的第一批專(zhuān)利。1989年，麻省理工學(xué)院開(kāi)發(fā)了突破性的3D打印工藝。由于越來(lái)越多的專(zhuān)業(yè)研究和行業(yè)對(duì)這項(xiàng)有前途的技術(shù)的興趣，其他增材制造工藝也得到了開(kāi)發(fā)。在 1980 年至 2000 年代之間，新一代廉價(jià)而強(qiáng)大的計(jì)算機(jī)允許在生產(chǎn)環(huán)境中引入增材制造技術(shù)，因?yàn)楦�高質(zhì)量的 3D 設(shè)計(jì)和建模變得更加普遍。

粉末、線材、棒材或板材形式的原料通�？捎糜诖蠖鄶�(shù)工藝，但成本取決于合金。盡管定制合金或定制尺寸可能會(huì)增加2-5倍的成本，因?yàn)樗鼈兛赡苄枰�特殊的熔化、霧化或成型操作，但常見(jiàn)的合金如300系列不銹鋼、Inconel 625都是現(xiàn)成的。進(jìn)行了一項(xiàng)行業(yè)調(diào)查，以提供各種工藝中原料的成本比較，結(jié)果如圖10所示�；�于采購(gòu)量（如預(yù)期）和基于生產(chǎn)方法的各個(gè)原料之間的成本差異，成本略有差異。隨著稀缺合金或定制合金的開(kāi)發(fā)，原料供應(yīng)鏈可能變得更具挑戰(zhàn)性。在選擇合適的工藝或合金本身時(shí)，必須考慮生命周期的這一部分。

圖10 316L和Inconel 625的原料成本比較（2021 USD）。

不同的增材制造技術(shù)具有明顯不同的功能，反過(guò)來(lái)需要不同的仿真方法。因此，必須為材料沉積和熱輸入創(chuàng)建不同的事件序列輸入，以模擬AM打印過(guò)程。對(duì)于LDED工藝，完整構(gòu)建的層數(shù)較少，并且激光參數(shù)通常隨構(gòu)建高度而變化�？紤]到計(jì)算時(shí)間限制和文件大小限制，可以利用非常精細(xì)的網(wǎng)格來(lái)解析此過(guò)程的每個(gè)構(gòu)建層。然后，所選的相交工具單元應(yīng)是一個(gè)盒子，其中同時(shí)施加的材料沉積和分布式熱通量輸入通過(guò)普遍接受的雙橢球體Goldak模型通過(guò)內(nèi)置子程序描述，以描述熔池幾何形狀。

AM過(guò)程之間的成本權(quán)衡包括竣工復(fù)雜性和所需的后處理復(fù)雜性。圖11所示的趨勢(shì)基于合金、工藝細(xì)節(jié)和零件幾何形狀等因素，不一定是線性的。

圖11 基于零件體積和沉積速率的一般AM工藝成本趨勢(shì)。所示趨勢(shì)基于合金、工藝細(xì)節(jié)和零件幾何形狀等因素，不一定是線性的。

AM液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的成本示例如圖12所示。由于傳統(tǒng)制造所需的工時(shí)、材料和多個(gè)過(guò)程的減少，成本完全被捕獲。傳統(tǒng)的制造工藝要求通過(guò)鍛造操作生產(chǎn)銅合金坯料，然后對(duì)內(nèi)襯進(jìn)行多次機(jī)加工操作，開(kāi)槽形成通道，最后進(jìn)行組裝操作，如電鍍或釬焊，以封閉通道并形成結(jié)構(gòu)護(hù)套。

圖12 156 kN (35000 lbf)雙金屬燃燒室的成本比較(以2020年USD為基準(zhǔn))。

工業(yè)成熟度和工藝可用性

航空航天組織正在將金屬AM注入其系統(tǒng)設(shè)計(jì)中（示例如圖13所示），這是由于金屬AM工藝的成熟和進(jìn)一步競(jìng)爭(zhēng)，以增加飛行頻率和降低總體成本。由于早期的行業(yè)采用、飛行應(yīng)用的標(biāo)準(zhǔn)開(kāi)發(fā)以及所用材料的演變和特性，提高了技術(shù)準(zhǔn)備水平（TRL），一些AM工藝比其他工藝更成熟。最常用的金屬AM工藝是L-PBF，航空航天應(yīng)用和機(jī)器可用性在公司和服務(wù)供應(yīng)商中都有顯著增長(zhǎng)。商業(yè)航天和航空公司的幾項(xiàng)飛行應(yīng)用成功地證明了L-PBF，L-PBF的生產(chǎn)已被批準(zhǔn)用于許多項(xiàng)目。

圖13 在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上測(cè)試以達(dá)到最低TRL 6的選定AM部件示例。

零件固結(jié)的主要好處是減少裝配操作并最大限度地減少連接方法的使用，例如螺栓連接、焊接、釬焊、焊接和化學(xué)粘合方法。在生產(chǎn)過(guò)程中盡量減少這些制造方法的使用大大減少了對(duì)熟練勞動(dòng)力的需求，從而降低了成本。通過(guò)AM技術(shù)使用零件整合，也減少了通過(guò)傳統(tǒng)制造方法制造組件所需的工具。另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是減少了需要認(rèn)證和相關(guān)文檔的組件數(shù)量。風(fēng)險(xiǎn)緩解是組件整合所固有的，因?yàn)橹圃爝^(guò)程中涉及的連接和流程更少。盡管AM認(rèn)證過(guò)程仍然是一個(gè)嚴(yán)格的要求，并且正在各個(gè)組織中不斷發(fā)展。

增材制造演示發(fā)動(dòng)機(jī)液氧（LOX）渦輪泵定子。

傳統(tǒng)制造技術(shù)的工具通常會(huì)延長(zhǎng)制造組件的交貨時(shí)間，并大大增加生產(chǎn)過(guò)程的成本。增材制造技術(shù)顯著減少了制造組件所需的工具。這樣做的好處是縮短了制造部件的交貨時(shí)間，因?yàn)楣ぞ呔�通常需要數(shù)月甚至數(shù)年才能建立。這方面的一個(gè)例子是Pratt & Whitney定子葉片，與傳統(tǒng)制造方法相比，它的交貨時(shí)間縮短了15個(gè)月，同時(shí)葉片的質(zhì)量減少了50%。增材制造機(jī)器的設(shè)計(jì)靈活性還允許工程師在一臺(tái)機(jī)器上制造多個(gè)組件，有時(shí)在同一構(gòu)建過(guò)程中。這使得工具和裝配要求進(jìn)一步降低，因?yàn)榭梢栽谝慌_(tái)機(jī)器上制造多個(gè)已經(jīng)零件整合的組件。

后期處理

后處理是AM生命周期的關(guān)鍵步驟，以確保零件滿足最終性能要求。后處理可以通過(guò)各種熱處理改善微觀結(jié)構(gòu)，以滿足最終用途，確保零件滿足子系統(tǒng)或系統(tǒng)集成的公差，并修改幾何特征以滿足公差或集成。設(shè)計(jì)階段應(yīng)評(píng)估的一般后處理操作包括粉末去除、支架去除、構(gòu)建板去除、熱處理、檢查、最終機(jī)加工、清潔、拋光或表面增強(qiáng)以及焊接或釬焊等連接。并非每個(gè)零件都需要所有的后處理操作，具體的后處理步驟取決于所使用的AM工藝和程序要求。LP-DED也需要進(jìn)行粉末去除和驗(yàn)證，但程度較小，因?yàn)榱慵�未包裝在粉末中。

航空航天部件需要嚴(yán)格控制公差，大多數(shù)部件不能在竣工條件下使用。這通常是由于配合面含有高壓氣體、推進(jìn)劑、燃料或其他流體。每種AM工藝都會(huì)根據(jù)沉積速率產(chǎn)生不同的表面紋理（粗糙度和波紋度），示例如圖14所示。隨著沉積速率的提高，需要更多的原料來(lái)適應(yīng)外表面的波紋度。很明顯，AW-DED具有更高的波紋度，需要更多的材料來(lái)確保進(jìn)一步加工的完全清潔。

圖14 比較各種金屬AM工藝的竣工表面條件和波紋度。

AM工藝之間的另一個(gè)判別因素是收縮和產(chǎn)生的變形，如果沒(méi)有適當(dāng)?shù)挠?jì)劃，會(huì)影響后處理，尤其是加工。由于快速加熱和冷卻造成的收縮，材料熔化的AM工藝可能需要額外的原料或特征考慮。這里討論的固態(tài)工藝（CS、AFS-D、UAM）通常不會(huì)在構(gòu)建過(guò)程中發(fā)生收縮，但在熱處理過(guò)程中可能會(huì)發(fā)生收縮。如果在竣工（或接近最終形狀）條件下使用，應(yīng)考慮零件的表面狀況。由于零件要求，還可能需要機(jī)加工或拋光來(lái)完成必要的NDE或NDT質(zhì)量檢查。AM的正確設(shè)計(jì)將迭代AM工藝選擇，并應(yīng)強(qiáng)調(diào)后處理以滿足設(shè)計(jì)意圖。

冶金和材料性能考慮
隨著金屬AM工藝迅速成熟，并被考慮用于航空航天部件設(shè)計(jì)和制造，必須提高對(duì)這些不同工藝的材料物理和冶金的理解。冶金和材料特性是選擇金屬AM工藝時(shí)需要考慮的重要屬性。材料特性高度依賴于原料和工藝本身以及后處理，如熱處理。冶金和所得材料性能有幾個(gè)考慮因素。其中許多類(lèi)別與其他類(lèi)別相互關(guān)聯(lián)，以供在AM工藝中選擇合金時(shí)考慮。設(shè)計(jì)者的一些考慮因素包括原料、工藝參數(shù)、部件幾何形狀、不均勻性、潛在的工藝缺陷或缺陷、表面紋理和粗糙度、熱應(yīng)力和后處理熱處理。

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應(yīng)該注意的是，斷裂關(guān)鍵飛機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)部件的材料異常表征需要基于代表全尺寸生產(chǎn)環(huán)境的材料特性、微觀結(jié)構(gòu)和材料缺陷特征的實(shí)際變化。如果不這樣做，可能會(huì)導(dǎo)致類(lèi)似于粉末冶金（PM）早期所經(jīng)歷的“經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)”，當(dāng)時(shí)發(fā)現(xiàn)PM渦輪盤(pán)中未檢測(cè)到的非金屬夾雜物是導(dǎo)致F-18飛機(jī)墜毀的斷裂關(guān)鍵部件故障的原因。

當(dāng)考慮到微結(jié)構(gòu)缺陷對(duì)材料性能的影響時(shí)，它們同樣重要。大多數(shù)都屬于孔隙、未熔合或微裂紋的類(lèi)別（參考文獻(xiàn)335）�？紫堵时徽J(rèn)為是一種固有缺陷，由于即使是受控AM工藝的固有性質(zhì)而發(fā)生�？紫妒冀K存在，但固有缺陷的數(shù)量受到AM工藝執(zhí)行細(xì)節(jié)（參數(shù)、硬件）、材料原料以及工藝開(kāi)發(fā)和控制量的強(qiáng)烈影響。粉末床方法特別容易受到孔隙度的影響，通常是由于未優(yōu)化的構(gòu)建參數(shù)導(dǎo)致的低體積能量密度（參考文獻(xiàn)336337338339）。球形粉末原料和緊密的粒度分布（PSD）有助于緩解這些問(wèn)題，可能會(huì)影響作為粉末基AM標(biāo)準(zhǔn)實(shí)踐的采用。

全球增材制造活動(dòng)。

高熱應(yīng)力，尤其是那些涉及原料熔化的AM方法，會(huì)導(dǎo)致打印結(jié)構(gòu)內(nèi)的微裂紋。這在構(gòu)建板和熔池之間的溫差較大的高熔點(diǎn)合金以及在開(kāi)裂之前無(wú)法承受顯著殘余應(yīng)力的脆性合金中尤為突出。在冷噴涂中，應(yīng)力積聚也很常見(jiàn)，其中高速粒子對(duì)構(gòu)建表面的沖擊會(huì)導(dǎo)致塑性變形，從而在材料沉積時(shí)對(duì)其進(jìn)行加工硬化。預(yù)熱構(gòu)建平臺(tái)和后處理熱處理有助于緩解這些微觀結(jié)構(gòu)缺陷。然而，盡管熱處理可以經(jīng)常緩解熱或機(jī)械殘余應(yīng)力，但嚴(yán)重的應(yīng)力仍可能導(dǎo)致變形并導(dǎo)致部件超出公差條件。從傳統(tǒng)燒結(jié)粉末冶金以及焊接領(lǐng)域中獲得的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)為可能?chē)?yán)重影響金屬AM工藝的微觀結(jié)構(gòu)缺陷的起源和緩解提供了寶貴的見(jiàn)解。

金屬的AM還可以導(dǎo)致獨(dú)特的微觀結(jié)構(gòu)特征，這在傳統(tǒng)的減材制造方法中并不常見(jiàn)，這些特征來(lái)自于通過(guò)鑄造、鍛造或軋制形成的原料。新沉積材料（在構(gòu)建板或之前的層上）的有效“播種”晶體生長(zhǎng)并不少見(jiàn)。這種層到層的平移導(dǎo)致柱狀晶粒穿過(guò)構(gòu)建層，產(chǎn)生獨(dú)特的晶粒形態(tài)，如圖15所示。結(jié)合這種晶粒形態(tài)，已在金屬AM部件中觀察到優(yōu)選的晶體織構(gòu)，從而驅(qū)動(dòng)底層微觀結(jié)構(gòu)從隨機(jī)取向的晶粒各向同性向各向異性方向轉(zhuǎn)變。

圖15 不同金屬AM工藝的Inconel 625竣工微觀結(jié)構(gòu)，所有工藝的施工方向（Z）用箭頭表示。

許多常見(jiàn)的航空合金，如Inconel 625、不銹鋼316L和Ti-6V-4Al，都可以使用表1所示的所有AM工藝制造。圖15顯示了使用每種AM工藝制造的Inconel 635的顯微照片。在構(gòu)建過(guò)程中觀察到各種殘余物的竣工微觀結(jié)構(gòu)，而圖16顯示了625在應(yīng)力消除、熱等靜壓和固溶退火后的微觀結(jié)構(gòu)演變。

圖16 根據(jù)AMS 7000，應(yīng)力消除、HIP和固溶退火后的AM工藝中的鉻鎳鐵合金625。

Inconel 625和Inconel 718形成了亞穩(wěn)相的微妙平衡，以產(chǎn)生廣泛的機(jī)械性能。圖17顯示了基于AMS 5663熱處理的718的微觀結(jié)構(gòu)和機(jī)械性能的明顯差異，這可歸因于不同AM工藝固有的顯著不同的晶粒尺寸和形態(tài)。在鍛造718中，這些相可以通過(guò)熔化和坯料鍛造過(guò)程來(lái)調(diào)節(jié)。與AM工藝相比，這些相可能從原料（尤其是線材）中攜帶，但相的發(fā)展主要由原料熔化時(shí)輸入的能量和先前沉積的材料吸收的過(guò)量能量驅(qū)動(dòng)。在圖18中，很明顯，隨著激光功率（和光斑尺寸）的增加，Inconel 625 LP-DED中的晶粒尺寸和形狀變得不一致。這可能歸因于熔化區(qū)域的物理特性，因?yàn)殡S著激光功率的增加，熔化區(qū)域冷卻，局部熱量增加，局部?jī)鼋Y(jié)時(shí)間也增加。當(dāng)基于AMS7000進(jìn)行完全應(yīng)力消除、熱等靜壓和固溶退火時(shí)，也會(huì)產(chǎn)生較大的晶粒尺寸（如圖18的底部圖像所示）。這種現(xiàn)象加劇了金屬AM部件的各向異性。

圖17 選擇AM工藝（L-PBF、LP-DED、AW-DED）的Inconel 718拉伸性能與使用AMS 5663熱處理的鍛造相比的比較。

圖 18 對(duì)Inconel 625 LP-DED的不同光斑尺寸和功率參數(shù)進(jìn)行了比較，顯示了竣工和應(yīng)力消除、熱等靜壓、固溶退火后（根據(jù)ASM 7000）。所有圖像的構(gòu)建方向都用箭頭表示.

后處理改善了AM零件的物理和冶金性能。典型的后處理路徑是熱處理，以減少AM工藝產(chǎn)生的殘余應(yīng)力（也稱為應(yīng)力消除），然后是HIP處理，最后是固溶和時(shí)效工藝（取決于合金和設(shè)計(jì)要求）。均勻化步驟可以在相似的溫度和時(shí)間下代替熱等靜壓步驟，盡管熱等靜壓有助于減輕任何孔隙度。

AM航空航天部件的性能

根據(jù)所討論的屬性進(jìn)行選擇，成功實(shí)施AM可以并且應(yīng)該導(dǎo)致性能提高，無(wú)論是技術(shù)性的（例如，質(zhì)量降低、燃料效率高等）還是程序性的（如成本、進(jìn)度、可靠性等）。技術(shù)性能可以是工程學(xué)科（如機(jī)械、傳熱、流體動(dòng)力學(xué)、電磁和其他具有新設(shè)計(jì)自由度的學(xué)科）功能增益的結(jié)果。

盡管AM在航空航天應(yīng)用中的迅速成熟和工業(yè)化，但對(duì)于每一個(gè)部件，通常都有獨(dú)特的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，以及合格和生產(chǎn)的正確途徑。雖然討論了AM的生命周期和屬性，但其中一些具體細(xì)節(jié)并未涵蓋。使用AM工藝生產(chǎn)的第一部分的性能可能并不總是滿足預(yù)期要求。在設(shè)計(jì)階段的早期，應(yīng)仔細(xì)檢查每個(gè)過(guò)程生命周期步驟的許多細(xì)微差別，以了解風(fēng)險(xiǎn)、潛在的緩解步驟或修復(fù)措施，以確保受控和可重復(fù)的過(guò)程進(jìn)入持續(xù)生產(chǎn)�？梢钥紤]的AM過(guò)程生命周期細(xì)節(jié)示例如圖19所示。這些輸入中的每一個(gè)都會(huì)對(duì)最終使用性能產(chǎn)生影響。人們認(rèn)識(shí)到，這些步驟和輸入并不完全包容，也不可能涵蓋每個(gè)AM工藝的所有方面，特別是工藝硬件、參數(shù)和原料考慮因素。

圖19 可能影響性能的詳細(xì)生命周期AM流程步驟注意事項(xiàng)。

結(jié)論

金屬AM在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用越來(lái)越普及，技術(shù)制造能力不斷提高。隨著可用的AM流程列表的增加，交易空間將以指數(shù)形式變得更加復(fù)雜。由于航空航天部件的安全性、可靠性和可重復(fù)性的迫切需求，必須全面考慮AM工藝生命周期是至關(guān)重要的。還必須理解，AM過(guò)程選擇是一個(gè)集成的迭代活動(dòng)。本文深入了解AM生命周期的各個(gè)階段（例如，設(shè)計(jì)、AM處理、后期處理和部分服務(wù)），并為設(shè)計(jì)師分析和向下選擇適當(dāng)?shù)腁M流程提供基礎(chǔ)。本文討論的AM工藝類(lèi)型包括粉末床聚變（PBF）、定向能沉積（DED）和固態(tài)工藝。具體的工藝包括激光PBF（L-PBF）、電子束PBF（EB-PBF）、激光粉末DED（LP-DED）、激光絲DED（LW-DED）、電弧絲DED、電子束絲DED，冷噴涂（CS）、增材摩擦攪拌沉積（AFS-D）和超聲波增材制造（UAM）。這些AM過(guò)程中的每一個(gè)都已成熟到航空航天部件的最低技術(shù)準(zhǔn)備水平（TRL）至少為6，其中許多用于現(xiàn)役運(yùn)載火箭、商用飛機(jī)和軍用飛機(jī)。

粉末床熔合AM技術(shù)制造的零件/組件示例。

AM生命周期的許多因素相互交織，但可能在各自的周期階段首次出現(xiàn)。在設(shè)計(jì)階段，必須考慮構(gòu)建因素和供應(yīng)鏈。組件考慮因素包括零件尺寸、復(fù)雜性、特征分辨率、構(gòu)建速率、原料、多元合金、工藝經(jīng)濟(jì)性和成熟度。常用和可用的金屬和合金是鎳和鐵合金、鈦合金、鋁合金、不銹鋼和鈷合金。也使用耐火金屬。每種AM工藝對(duì)于使用每種合金族和類(lèi)型都有獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)，原料的可用性也各不相同。

部件性能要求關(guān)注每個(gè)生命周期步驟，以生產(chǎn)符合冶金和設(shè)計(jì)要求的零件。AM工藝步驟將對(duì)零件性能產(chǎn)生相當(dāng)大的影響，從微觀結(jié)構(gòu)差異（影響材料或機(jī)械性能）到宏觀結(jié)構(gòu)特征（改變表面粗糙度和波紋度，影響幾何公差等）。每種AM工藝都有其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)。AM過(guò)程最終是相互補(bǔ)充的，具有基于零件要求的獨(dú)特性。許多過(guò)程可用于整個(gè)系統(tǒng)組件。無(wú)論選擇哪種AM工藝，它都必須是明確定義的、可重復(fù)的，并產(chǎn)生高質(zhì)量的冶金和特征。

NASA代表機(jī)構(gòu)和主承包商增材制造活動(dòng)。

雖然AM工藝包含的內(nèi)容遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)了一份手稿中記載的內(nèi)容，但至關(guān)重要的是，未來(lái)的工作將繼續(xù)推進(jìn)冶金現(xiàn)象的基本特征和AM工藝參數(shù)的影響，提取和傳播學(xué)術(shù)和工業(yè)成果，分析AM工藝成熟時(shí)的利弊，并最終為航空航天環(huán)境的商業(yè)領(lǐng)域應(yīng)用提供整體視圖。正是教學(xué)性學(xué)術(shù)研究、應(yīng)用研究和工業(yè)應(yīng)用的結(jié)合，引領(lǐng)并將繼續(xù)引領(lǐng)增材制造領(lǐng)域改變游戲規(guī)則的技術(shù)突破。

來(lái)源：Robust Metal Additive Manufacturing Process Selection and Development for Aerospace Components, JMEPEG, doi.org/10.1007/s11665-022-06850-0

參考文獻(xiàn)：Leary, F. Berto and A. du Plessis, Metal Additive Manufacturing in Aerospace: A Review, Mater. Des., 2021, 209, p 110008. https://doi.org/10.1016/j.matdes.2021.110008