航空航天部件的穩(wěn)健金屬增材制造工藝選擇和開發(fā)（2）

來源：長三角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,。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)。雖然最常見的AM材料的原料可以從多個粉末供應(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，在評估整個供應(yīng)鏈時必須加以考慮,。

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月或更短的時間內(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的交付周期。

單個或多個合金
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質(zhì)量,、熱、結(jié)構(gòu)或其他設(shè)計特征進(jìn)行優(yōu)化,。通過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)計可以在單個部件內(nèi)使用多種材料,，而無需進(jìn)行焊接或釬焊等后處理,。然而，設(shè)計要求可能會限制某些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過程能夠從數(shù)字輸入開始創(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)的第一項專利可以追溯到1920年，當(dāng)時Ralph Baker提交了美國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，研究人員通過計算機(jī),、樹脂聚合物和 CNC 機(jī)器的發(fā)明以及 CAD/CAM 開發(fā)的進(jìn)步,，獲得了現(xiàn)代增材制造工藝的第一批專利。1989年,，麻省理工學(xué)院開發(fā)了突破性的3D打印工藝,。由于越來越多的專業(yè)研究和行業(yè)對這項有前途的技術(shù)的興趣，其他增材制造工藝也得到了開發(fā),。在 1980 年至 2000 年代之間,，新一代廉價而強(qiáng)大的計算機(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增加2-5倍的成本,，因?yàn)樗鼈兛赡苄枰�特殊的熔��,、霧化或成型操作，但常見的合金如300系列不銹鋼,、Inconel 625都是現(xiàn)成的,。進(jìn)行了一項行業(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,。基于采購量（如預(yù)期）和基于生產(chǎn)方法的各個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,，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,，反過來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打印過程。對于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]到計算時間限制和文件大小限制,，可以利用非常精細(xì)的網(wǎng)格來解析此過程的每個構(gòu)建層。然后,，所選的相交工具單元應(yīng)是一個盒子,，其中同時施加的材料沉積和分布式熱通量輸入通過普遍接受的雙橢球體Goldak模型通過內(nèi)置子程序描述，以描述熔池幾何形狀,。

AM過程之間的成本權(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。所示趨勢基于合金,、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,、材料和多個過程的減少，成本完全被捕獲,。傳統(tǒng)的制造工藝要求通過鍛造操作生產(chǎn)銅合金坯料,，然后對內(nèi)襯進(jìn)行多次機(jī)加工操作，開槽形成通道,，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)一步競爭，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,。商業(yè)航天和航空公司的幾項飛行應(yīng)用成功地證明了L-PBF,，L-PBF的生產(chǎn)已被批準(zhǔn)用于許多項目。

圖13 在液體火箭發(fā)動機(jī)上測試以達(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)過程中盡量減少這些制造方法的使用大大減少了對熟練勞動力的需求,，從而降低了成本,。通過AM技術(shù)使用零件整合，也減少了通過傳統(tǒng)制造方法制造組件所需的工具,。另一個優(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)險緩解是組件整合所固有的，因?yàn)橹圃爝^程中涉及的連接和流程更少,。盡管AM認(rèn)證過程仍然是一個嚴(yán)格的要求,，并且正在各個組織中不斷發(fā)展。

增材制造演示發(fā)動機(jī)液氧（LOX）渦輪泵定子,。

傳統(tǒng)制造技術(shù)的工具通常會延長制造組件的交貨時間,，并大大增加生產(chǎn)過程的成本。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。這方面的一個例子是Pratt & Whitney定子葉片,，與傳統(tǒng)制造方法相比,，它的交貨時間縮短了15個月，同時葉片的質(zhì)量減少了50%,。增材制造機(jī)器的設(shè)計靈活性還允許工程師在一臺機(jī)器上制造多個組件,，有時在同一構(gòu)建過程中,。這使得工具和裝配要求進(jìn)一步降低，因?yàn)榭梢栽谝慌_機(jī)器上制造多個已經(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)計階段應(yīng)評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工藝之間的另一個判別因素是收縮和產(chǎn)生的變形,，如果沒有適當(dāng)?shù)挠媱潱瑫�影響后處��,，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）通常不會在構(gòu)建過程中發(fā)生收縮，但在熱處理過程中可能會發(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)加工或拋光來完成必要的NDE或NDT質(zhì)量檢查,。AM的正確設(shè)計將迭代AM工藝選擇，并應(yīng)強(qiáng)調(diào)后處理以滿足設(shè)計意圖,。

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)計和制造，必須提高對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考慮因素,。其中許多類別與其他類別相互關(guān)聯(lián)，以供在AM工藝中選擇合金時考慮,。設(shè)計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,。

MiCloud.AMTM: 使用微結(jié)構(gòu)信息學(xué)云計算進(jìn)行金屬增材制造資格鑒定的集成多尺度ICME方法。

應(yīng)該注意的是,，斷裂關(guān)鍵飛機(jī)或發(fā)動機(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,，可能會導(dǎo)致類似于粉末冶金（PM）早期所經(jīng)歷的“經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)”,，當(dāng)時發(fā)現(xiàn)PM渦輪盤中未檢測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)缺陷對材料性能的影響時,，它們同樣重要,。大多數(shù)都屬于孔隙、未熔合或微裂紋的類別（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）有助于緩解這些問題,，可能會影響作為粉末基AM標(biāo)準(zhǔn)實(shí)踐的采用。

全球增材制造活動,。

高熱應(yīng)力,，尤其是那些涉及原料熔化的AM方法，會導(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)合金以及在開裂之前無法承受顯著殘余應(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,，其中高速粒子對構(gòu)建表面的沖擊會導(dǎo)致塑性變形,，從而在材料沉積時對其進(jìn)行加工硬化,。預(yù)熱構(gòu)建平臺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)為可能嚴(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,，這些特征來自于通過鑄造、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”晶體生長并不少見,。這種層到層的平移導(dǎo)致柱狀晶粒穿過構(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,，這些相可以通過熔化和坯料鍛造過程來調(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輸入的能量和先前沉積的材料吸收的過量能量驅(qū)動,。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,，局部凍結(jié)時間也增加,。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,，也會產(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,，最后是固溶和時效工藝（取決于合金和設(shè)計要求）,。均勻化步驟可以在相似的溫度和時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,、流體動力學(xué),、電磁和其他具有新設(shè)計自由度的學(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,，但對于每一個部件,，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)計階段的早期,，應(yīng)仔細(xì)檢查每個過程生命周期步驟的許多細(xì)微差別，以了解風(fēng)險,、潛在的緩解步驟或修復(fù)措施，以確保受控和可重復(fù)的過程進(jìn)入持續(xù)生產(chǎn),�,？梢钥紤]的AM過程生命周期細(xì)節(jié)示例如圖19所示。這些輸入中的每一個都會對最終使用性能產(chǎn)生影響,。人們認(rèn)識到,，這些步驟和輸入并不完全包容，也不可能涵蓋每個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,。

結(jié)論

金屬AM在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用越來越普及,，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過程選擇是一個集成的迭代活動。本文深入了解AM生命周期的各個階段（例如,，設(shè)計,、AM處理、后期處理和部分服務(wù)）,，并為設(shè)計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過程中的每一個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工藝對于使用每種合金族和類型都有獨(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)注每個生命周期步驟,，以生產(chǎn)符合冶金和設(shè)計要求的零件,。AM工藝步驟將對零件性能產(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,。許多過程可用于整個系統(tǒng)組件。無論選擇哪種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,。

雖然AM工藝包含的內(nèi)容遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了一份手稿中記載的內(nèi)容，但至關(guān)重要的是,，未來的工作將繼續(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,。

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

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