中国航发集团丨增材制造技术赋能航空发动机关键复杂构件快速研发

增材制造（additive manufacturing，AM）技术，亦称3D（three-dimensional）打印，是一种兼顾精确成形和高性能成形的一体化制造技术，因具有高柔性、快速成形、不受零件形状复杂程度约束等优势而深受航空航天领域工程研究人员的青睐。增材制造技术的基本原理为：首先在计算机中生成零件的三维CAD（computer aided design，计算机辅助设计）模型，然后分层切片，将零件的三维形状信息转化为一系列二维形状信息，并在计算机控制下沿特定路径逐层沉积材料，最终形成零件的三维近净形实体［1-5］。目前，在航空航天领域内应用最成熟的增材制造技术是金属材料的选区激光熔化（selective laser melting，SLM）技术［6-8］。

增材制造技术可以引导创新设计，提高部件与产品性能。2017年12月，美国通用电气公司（General Electric Company，简称GE）研发的重型燃气轮机的联合循环发电效率突破64%，创造了新的世界纪录，这归功于燃烧室及喷嘴采用了创新设计与增材制造技术。美国SpaceX公司通过对火箭发动机中的镍铬高温合金复杂结构进行拓扑优化设计，利用德国EOS公司的金属3D打印设备实现了材料“高强度、延展性、抗断裂性和低可变性”等优良属性。但是，先进航空发动机材料加工难、部件形状与结构复杂、加工精度要求高的特点，仍然制约着发动机中薄壁、深腔、内流道等复杂零部件效能最大化的制造能力［9-10］。

增材制造技术还可以大大减少零件数量，降低研制成本。GE公司最新研发的ATP（advanced turbine propeller，先进涡轮螺旋桨）发动机是一类由深度3D打印制造的发动机，其超过三分之一的零部件采用增材制造，发动机零件数量减少了30%以上。其中，典型燃油喷嘴的零部件数量由20个减至1个，产品可靠性提升4倍，质量减轻了25%。但目前航空发动机典型复杂构件的增材制造技术仍存在难以兼顾效率和成本的问题，部分构件已突破增材制造“控形”问题，但“控性”难度大，面临着诸如高沉积速率下尺寸精度低及性能控制难等问题[11-13]。

增材制造技术也可使设计迭代变快，大大缩短研制周期。NASA（National Aeronautics and Space Administration，美国国家航空航天局）采用concurrent（同时迭代）来描述基于增材制造技术的产品的快速迭代过程，在2个月内就解决了按传统方法制造的火箭发动机轴与轮毂不合格的问题。但航空发动机中诸如控制系统等系统级构架，由于其控制对象的复杂性和控制参数的多样性，在研发过程中仍面临着设计约束多、加工难度大、迭代周期长等问题。

综上，笔者基于数字化模型驱动和SLM增材制造技术相融合的方法，对航空发动机控制系统复杂构件（如燃油泵壳体、调节器壳体）的快速研制与迭代优化进行了研究。

1 基于数字化模型驱动的正向快速研发迭代与模型传递过程

针对航空发动机控制系统复杂多腔内流道构件的研制需求，建立了基于数字化模型驱动的正向快速研发模式，如图1所示，打通“设计—仿真—制造—验证—认证”一体化迭代流程，实现系统级产品功能和性能最优化。该双“V”形快速研发模式的核心是：从需求概念级模型到真实物理级实体是完全基于增材制造使能（3D使能）的模型驱动式数字线程来实现，其中数字线程包括需求信息、设计信息、材料参数、工艺参数以及测试验证数据等信息。

图1 基于数字化模型驱动的正向快速研发模式

由虚拟模型到物理模型的数字化传递过程如图2所示，主要分为3个过程：结构模型设计过程、工艺模型设计过程和模型打印实现过程。

图2 由虚拟模型到物理模型的数字化传递过程

在结构模型设计过程中，首先根据航空发动机控制系统功能需求进行指标分析与架构设计，同时结合发动机控制系统原型进行相关物理参数定义，在功能需求与系统架构设计约束下开展三维结构模型设计，并运用拓扑优化、等壁厚包络设计方法等实现复杂油路空间布局、结构强度、质量等多个指标的全局最优，最终实现面向增材制造工艺的控制系统复杂构件集约化结构模型的构建；然后采用多物理场联合仿真技术，综合考虑实际运行场景下热场、应力场、流场、电磁场等载荷效应，将仿真结果直接迭代回归至集约化模型，实现设计端的快速迭代优化；最后是结构设计与工艺设计的符合性确认，由于增材制造工艺的特殊性，需要对结构模型的关键表面进行工艺设计（余量设计），以此保证足够的精加工余量，完成符合性确认后才能将结构模型传递至下一过程。

工艺模型设计主要是进行虚拟仿真成形，实现模型成形方向和支撑设计、成形工艺仿真、参数化机器语言三者间的迭代优化。将从上一过程传递来的模型（工艺设计结果）导入虚拟打印平台，进行初步成形方向和支撑结构设计。对于发动机控制系统复杂构件而言，合理的成形方向不仅可以避免截面突变带来的打印风险，还能提高内部流道的成形质量；支撑结构设计是为保证在支撑面积最小的条件下实现成功打印。验证支撑结构设计是否合理以及工艺参数是否最优，需要采用多尺度成形工艺仿真方法进行迭代优化。将最终的工艺支撑模型进行切片分层处理，并根据工艺仿真结果设置打印工艺参数，利用一系列参数化的机器语言控制设备进行打印成形。

模型打印实现过程包含将数字化结构模型转化为实体构件及构件质量性能检测的所有过程。由于虚拟仿真成形不能百分之百预测实际打印过程中的所有问题，且金属粉末床熔融过程非常复杂，因此虚拟仿真成形质量的过程控制显得尤为重要。在该过程控制中，氧含量对构件的冶金质量有重要影响，因此需将成形过程的氧含量控制在合理范围内；熔池以及构件表面温度变化对熔池稳定性、缺陷产生倾向、热应力演化很敏感，可借助红外热成像等技术对成形过程温度进行实时监测，为工艺优化提供数据支撑；同时，设备内置的监控相机可实现铺粉、烧结质量的实时监测，以及时发现打印风险，形成质量保证与质量追溯的闭环控制系统。

2 面向增材制造的设计

2.1 面向增材制造的创新结构设计

面向增材制造的设计（design for additive manufacturing，DFAM）改变了传统的设计理念，从零件的三维CAD模型出发，无需模具，直接制造零件，大大降低了成本和缩短了研制周期［14-17］。以轻量化、集约化为目标的DFAM的技术路径如图3所示。

以某型航空发动机燃油控制装置设计为例，由于传统制造工艺的限制，壳体内部错综复杂的油路给壳体的高效加工制造带来了巨大挑战。若设计成供油模块壳体和计量模块壳体组合而成的分体式结构，如图4（a）所示，减重效果非常有限，航空发动机燃油控制装置经济性较差。而采用DFAM，从功能优先的设计角度出发，根据功能性需求设计出所需复杂构件的几何形状和内部构造，再进行功能模块的集成一体化设计，则可实现复杂构件的轻量化、集约化设计目标，基于DFAM的复杂构件结构如图4（b）所示，而后，经过一系列的增材制造工艺过程，便可实现真实复杂壳体的加工制造，如图4（c）所示。

图3 面向增材制造的结构设计技术路径

图4 某型发动机燃油控制装置复杂壳体结构设计

2.2 多物理场联合仿真优化

针对基于DFAM的复杂构件结构设计模型，需要通过多物理场联合仿真的快速迭代优化和验证来证明该设计模型是否为有限约束条件下的全局最优化设计。复杂构件的振动/模态仿真和结构强度仿真属于应力场的动静态特性仿真，可利用有限元方法仿真得到复杂构件在极限载荷下的动静态特性；流场仿真 主要是依据锐边节流孔假设和计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）理论来对复杂构件内部复杂油路的压力损失和波动特性进行仿真优化；热场仿真则是对复杂构件由内向外的散热特性和由外向内的防火/耐火特性进行动态热平衡（补偿/抑制）设计的仿真优化。航空发动机复杂构件多物理场联合仿真优化如图5所示。经联合仿真优化后，得到最终的复杂构件结构设计模型。

2.3 工艺设计与仿真优化

2.3.1 余量设计和支撑设计

基于增材制造的工艺设计包括工艺余量设计和工艺支撑设计，其设计路径为：将完成工艺余量设计的工艺余量模型传递至工艺支撑设计中，经优化后最终生成带有工艺余量的工艺支撑模型，其具体技术流程如图6所示。

在工艺余量设计过程中，首先将三维结构模型拟精加工表面进行标记处理，以区别于模型其他表面；然后根据工艺余量设计指南等约束文件对标记表面进行余量设计，设计时应充分考虑精加工的可切削性、材料利用率、对后处理的影响等；最后进行余量检查，即在装配模块中，将三维结构模型与工艺余量模型进行数模对比，判断每个标记面的余量设置是否正确，若全部满足要求则输出工艺余量设计模型。

图5 航空发动机复杂构件多物理场联合仿真优化

图6 基于增材制造的工艺设计流程

在工艺支撑设计过程中，首先将工艺余量模型导入支撑设计软件平台进行复杂构件成形角度优化评估，基于支撑面积最小、流道成形质量最佳、打印面积最小且不宜有面积突变情况等原则设计构件的最优摆放角度；然后考虑复杂构件的成形复杂性，进行支撑的自定义设计，主要包括支撑临界角度优化、非必要支撑面删除和高风险支撑面添加等；最后在专用支撑数据库中提取相关的支撑类型与参数，生成工艺支撑模型。需要注意的是，工艺支撑设计需结合工艺仿真进行虚拟验证，从而实现支撑设计优化的快速迭代。

2.3.2 工艺仿真优化

金属SLM成形的特点是粉末材料的逐点沉积，因此对熔池尺度的工艺仿真是解析成形微观机理的关键，同时也是进行工艺参数优化的有效途径。当研究对象为宏观尺度构件时，应重点关注对宏观构件产生显著影响的因素，如温度和应力。综合考虑构件的微观与宏观特性，提出了多尺度联合工艺仿真优化方法，如图7所示，主要涉及熔池级热-固耦合与构件级应力-变形的跨尺度仿真过程。

SLM增材制造过程涉及的工艺参数众多，包括激光功率、光斑直径、扫描速度、扫描路径、搭接率等，各工艺参数间存在强耦合且相互影响，因此难以实现对成形微观过程的完整解析和工艺优化。熔池尺度的工艺仿真涉及熔池热量的传输、熔池与粉末颗粒的交互、熔池形态演化、熔池稳定性、熔池动力学等诸多复杂物理现象，通过建立工艺参数与上述物理现象的解耦敏感度模型，实现工艺参数的最优筛选。当研究对象为实际构件时，构件形状复杂程度对其温度场分布、热应力和热变形的影响尤为显著，通过多尺度联合工艺仿真，可快速建立构件的成形、基板切割、热处理、去支撑等一系列虚拟制造过程，根据仿真结果对构件结构设计、成形方向设计、支撑设计的合理性进行评估与优化，并预测打印过程可能存在的风险与隐患，为实际打印过程提供仿真数据支持。

图7 航空发动机复杂构件多尺度联合工艺仿真优化方法

3 增材制造实现的关键技术问题

3.1 金属粉末原材料的质量

金属粉末原材料的质量对增材制造效率和最终产品的性能至关重要。在材料层形成时，金属粉末的流动、压缩是产品性能的决定性因素；金属粉末物理特性的差异性可导致堆积密度不一致、分层明显，最终导致产品抗拉强度低以及表面光洁度不够。研究表明，并非所有的金属粉末都适用于增材制造，由于受到形貌、颗粒尺度、流动性等因素的影响，有些粉末在成形过程中会产生球化、孔隙、裂纹等缺陷。鉴于航空发动机零部件严苛的运行工作环境及可靠性、安全性要求，对金属粉末原材料的质量要求就更高，因此在一定程度上制约了国内增材制造技术在航空发动机中的应用［18］。

粉末原材料特性主要包括物理特性和化学特性，其中物理特性包括粉末颗粒的球形度、粒径分布、流动性和松装密度等；化学特性包括粉末颗粒的合金元素含量，氧、氮、氢含量，合金粉末纯度，粉末抗氧化性等。目前，国内还没有成熟的评价方法或标准来判定金属粉末材料对成形工艺的适用性。结合实际工程应用实践，总结出金属粉末原材料特性、质量控制和过程传递三者的相互关系和控制逻辑，如图8所示。在实际打印前，每批次粉末均应经过严格的质量检测，如元素含量检测、清洁度检测、夹杂物检测、流动性检测、粒径分布检测及球形度检测等，并根据顶层约束判定检测结果是否满足要求，只有满足检测要求的粉末才能用于增材制造。检测合格的粉末经混粉、筛分、烘干和装填等步骤传递至打印设备粉仓进行打印。打印结束后剩余粉末进行循环使用前，仍有必要对循环粉末进行质量检测，特别是经多次循环后的粉末，若粉末的球形度、氧含量等指标恶化，应更换新粉进行打印。

图8 金属粉末原材料特性、质量控制和过程传递之间的相互关系

3.2 快速成形制造

在复杂构件的快速成形制造过程中，打印过程的闭环控制是实现成功打印的关键，具体快速成形制造过程如图9所示。

图9 复杂构件快速成形制造过程

在原材料准备阶段，进行粉末原材料的物理特性和化学特性检测、多批次粉末循环使用质量控制、筛分、烘干等，确保成形源头的质量可靠性；在设备调节与打印阶段，根据操作标准和作业规范进行设备调节与打印，确保打印过程的可重复性；在过程监控阶段，通过使用嵌入设备的红外热成像仪、高分辨率相机等硬件，对成形过程的温度、打印质量进行实时监控，以及时发现并解决打印过程中出现的问题，并对数据进行采集保存，以备后期的质量追溯；在取件与清粉阶段，依据工艺规范进行操作，同时对剩余粉末进行质量检测后传递至原材料端，完成发动机复杂构件快速成形制造的闭环控制过程。

3.3 后处理技术

增材制造成形的构件需经过特定的后处理后才能最大程度地发挥其应有的性能。基于增材制造的航空发动机控制系统复杂构件的后处理主要包括热处理、喷砂、喷丸、化学光整和磨粒流体光整等，如图10所示。

SLM增材制造成形过程中高温梯度、快冷却速度使构件内部微观组织极为细小，构件性能普遍优于铸件或与锻件相当。热处理可实现强度与塑性的最佳匹配，从而显著提高构件的综合力学性能，通常采用（真空）热处理炉或热等静压（hot isostatic pressing,HIP）方式；喷砂、喷丸作为一种外表面处理技术，可对成形构件外表面粘粉、氧化皮等物质进行有效机械去除，使构件外表面粗糙度得到一定程度的改善（通常可提高到Ra6.3 μm）；化学光整主要通过能与构件发生化学反应的特定浓度酸碱液交替对构件进行清洗，使得构件金属表面与溶液发生轻微化学反应以去除相应材料，实现构件内外表面非选择性光整；磨粒流体光整属机械选择性抛光，通过一定压力将半固态磨料压入构件某一条或多条流道内，由磨粒与流道内表面产生的磨削作用去除材料，实现复杂构件内表面的光整加工。通过调节磨料特性，并配合专用工装，可使流道内表面获得较高的表面质量（甚至达到镜面），因此特别适合对航空发动机控制系统复杂构件内流道进行光整处理。

图10 基于增材制造的航空发动机复杂构件的后处理

3.4 质量检测评估与验证

产品质量检测评估与验证是增材制造产品真正实现工程化应用的关键步骤，具体实施途径如图11所示，主要包括产品质量检测、产品功能和性能验证与产品符合性认证三部分，通过对产品进行逐级评估与验证，最终达到适航认证目标。

图11 基于增材制造的产品质量检测评估与验证流程

完成成形构件后处理流程后，首先进行产品零部件质量检测，从控形/控性的角度分别对产品的尺寸精度、表面精度等形貌特性，成形缺陷，力学特性、高频疲劳特性等性能进行检测；在零部件质量检测满足要求的基础上，再进行配装产品的功能和性能验证，如根据产品使用场景开展流量压力特性考核和环境验证考核等；而后开展系统级产品综合验证和整机级台架试验考核；最后，进行与适航认证相关的一系列验证与确认，确保满足飞行安全性要求。

对于任何一个产品来说，在产品质量检测评估与验证过程每一阶段形成的质量信息数据，均包含产品检测和验证的所有数据信息，因此每个特定的产品均对应与其自身质量性能相关的特定数据。数据由管理平台进行管理形成产品质量信息数据库，并跟随产品服役的全生命周期过程，这不仅可以为系统级产品满足适航要求提供保障，而且可对服役过程中发生的任何产品局部损伤、失效等问题进行追溯、分析与查证。此外，产品质量信息数据库中产品检测与评估的相关数据可回归迭代至工艺模型和成形参数，产品功能和性能验证和符合性认证的相关数据可回归迭代至设计模型和仿真模型，实现模型和参数的修正与优化。

4 工程应用实践

以某型涡轴发动机燃油调节器离心泵研发为例，采用基于数字化模型驱动和SLM增材制造技术的快速研发迭代技术，从需求/概念开始，经过一维架构设计、三维结构设计、多物理场仿真优化、模型审查与确认、工艺设计与仿真优化、成形与后处理、质量检测评估和装置级试验验证等八大步骤，在创新结构设计、工艺仿真、成形质量等方面进行了突破，其具体实现过程如图12所示。将建模、仿真和优化融为一体，完全实现了由需求概念到真实物理级产品快速、高效、可靠的交付，研制周期由传统研发模式的1年以上缩短为现在的不足3个月，同时产品的零部件数量减少10%，质量减小约20%，大大节约了产品的研制成本，目前已通过了部件试验、数控系统半物理模拟试验、发动机台架试验以及相关环境验证考核，试验结果表明各项指标性能均符合设计和制造要求。

图12 涡轴发动机燃油调节器离心泵快速研发迭代的实现过程

5 结论

提出了基于数字化模型驱动和SLM增材制造技术的航空发动机控制系统复杂构件快速研发迭代技术，通过研究与工程应用实践，得到了如下结论：

1）基于数字化模型驱动和SLM增材制造技术的快速研发迭代技术，可实现设计制造一体化，针对航空发动机控制系统的需求概念到结构、工艺设计，基于数字化模型驱动的正向研发模式，减少了试错环节，提高了研发效率，为航空发动机控制系统研发模式转型升级奠定了基础。

2）面向SLM增材制造技术的复杂构件轻量化、集约化设计与成形制造，为航空航天复杂构件设计提供了一种高柔性、短周期、低成本的使能手段，不仅突破了传统机械加工工艺的局限性，而且促进形成了航空航天复杂构件创新结构设计的思路，引导设计与制造向功能一体化的“自由设计、简单制造”方向发展。