整机丨624所：结构功能一体化点阵材料在航空发动机中的研究进展与应用探索

航空发动机是飞机的“心脏”，被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，其性能指标严苛，结构设计精密，运行工况复杂。先进航空发动机的技术难度大、研制周期长、资金投入多、集中体现了一个国家的工业基础、科技水平、创新能力和综合国力。第二次世界大战到现在，喷气式航空发动机经历了4次更新换代，性能水平得到了显著提升，传统的涡喷、涡扇、涡轴、涡浆等航空发动机技术日趋成熟；超然冲压、脉冲爆震以及混合动力的新结构、新原理、新概念航空发动机也在加速发展。未来先进航空发动机将具有更大的推力、更低的耗油率、更宽的循环参数，更高的可靠性和更长的服役寿命，要求其零部件应减轻重量、提高效率、增强可靠性，实现结构功能一体化。

航空发动机的性能提升强烈依赖于材料工艺的发展与推动。未来先进航空发动机将采用先进设计方法和新型材料工艺使构件在实现承载与减重的同时，兼具导流降阻、疏水防冰、吸能减振、散热冷却、隔热耐温、定制膨胀等功能特性，从而具有超高的结构效率。新型的超高耐温材料、轻质高强材料和智能功能材料将在先进航空发动机中发挥关键作用。

点阵材料也称为点阵结构，是近年来发展的一种人为设计的周期性多孔材料，由大量的点阵单胞通过某种形式在空间周期性地排列组合而成。点阵材料不仅具有轻质、高强、吸能、减振、隔热、散热等优良特性，而且某些点阵材料还具有天然材料所不具备的超常规的物理性能、力学性能或热学性能，而被称为超材料。点阵材料在航空航天、生物医疗、能源动力等领域拥有广阔的应用前景，其结构设计、加工制备、检测评价及应用研究等方面均受到世界各国的高度关注，引发了研究热潮。

面向未来先进航空发动机对超高结构效率和结构功能一体化的需求，本文作者所在团队开展了点阵材料应用探索研究并取得了良好的技术收益。本文首先概述了点阵材料的结构形式、化学成分、制造工艺和功能特性；然后分析了强换热、高隔热、高比强、抗冲击和定制膨胀等点阵材料在叶片、机匣、轮盘等典型构件中的应用方案、实施途径和技术收益；最后提出了点阵材料在航空发动机领域中的应用展望与发展建议。本文旨在让更多的点阵材料研发人员了解航空发动机的应用需求，让航空发动机设计人员更好地掌握点阵材料的性能特点，力求让点阵材料在先进航空发动机技术革新和性能突破上做出更多贡献。本文并非详尽的文献综述，关于点阵材料的发展历程、设计方法、性能评价等方面，读者可以根据所关注的内容查阅相关文献进行深入了解。

点阵材料的结构类型繁多，可采用多种成分、多种工艺进行制造，以获得相应的功能特性。点阵材料的分类情况如图1所示。

图1 点阵材料的分类

1.1 点阵材料的结构类型

点阵材料的结构类型主要取决于其单胞的几何形状和单胞的排列方式。点阵单胞是构成点阵材料的基本单元，其形状、大小在很大程度上决定了点阵材料的性能。根据点阵单胞的结构形式，可将点阵材料分为杆状点阵材料、板状点阵材料和曲壳点阵材料，如图2所示。杆状点阵材料也称为桁架点阵材料，是由杆单元组成并通过节点在设计空间按照给定规律排列组合而成的点阵材料。常见的杆状点阵材料有简单立方点阵材料、体心立方点阵材料、面心立方点阵材料等，调整杆件的直径、长度和排列方式，可以实现对杆状点阵材料密度、强度、刚度等特性的调整。

相较于杆状点阵材料，板状点阵材料通常具有更优的强度和刚度。板状点阵材料采用平板组成其单胞，可分为二维板状点阵材料和三维板状点阵材料。二维板状点阵材料是指由二维平面结构沿其法向拉伸而形成的材料，也称为蜂窝材料或格栅材料。常见的二维板状点阵材料有三角形蜂窝、四边形蜂窝、六边形蜂窝和样条曲线蜂窝等。三维板状点阵材料是指由三维点阵单胞在空间周期排列后形成的点阵材料，主要有立方板状点阵材料、八体板状点阵材料等。

曲壳点阵材料的单胞由曲面薄壳组成，最为常见的是三周期极小曲面（Triply periodic minimal surface，TPMS）点阵材料。其点阵单胞采用隐函数的数学表达式进行定义，表面的平均曲率为零。调整定义其结构的隐函数表达式，可实现对单胞构型的控制和修改。三周期极小曲面点阵材料的表面非常光滑，不存在尖锐边缘或节点，从而有效减少了应力集中。此外三周期极小曲面点阵材料具有较大的比表面积并且孔隙之间相互连通，因此这类点阵材料具有优异的对流换热和缓冲吸能特性。

上述三种结构类型的点阵单胞在三维空间周期性排列的方式可分为均匀排列和非均匀排列两种情况。均匀排列是指完全相同的点阵单胞在三维空间中周期性排列而生成点阵材料。这种点阵材料的性能完全取决于单胞的性能，与单胞的形状、大小、成分直接相关。非均匀排列是指根据构件不同部位的功能需求和载荷大小，基于结构仿生、拓扑优化等方法，将点阵单胞的类型、大小、杆径、壁厚或成分等要素在三维空间上进行梯度变化或映射变化的排列方式。非均匀排列可以按照使用需求，进一步提升点阵材料的结构效率，使得点阵材料的性能优势得以充分发挥。

图2 点阵材料的主要单胞类型和排列方式

1.2 点阵材料的化学成分 

在多样化应用背景下，点阵材料的化学成分可根据具体需求进行适当的调整与优化，选择树脂、金属、陶瓷等多种类型的材料。通过精细调控这些成分的组合方式及其结构形式，能够实现点阵材料的轻量化、高强度、抗冲击以及热管理等功能，进而满足各种应用场景中的特定需求。

树脂材料因其具有低密度、耐腐蚀、易加工、高强度等显著优势，在航空航天、电子电器、汽车工业等多个领域获得了广泛应用。研究人员对增材制造工艺制备高精度、复杂结构的树脂基点阵材料开展了大量研究，结果表明在一定程度内的结构完整性降低不会显著影响树脂点阵材料的力学性能。研究人员开发了一种利用硅/酚醛树脂金字塔点阵提高硅橡胶基抗烧蚀材料高温刚度的方法，试验发现温度高达680℃时，该点阵材料仍可表现出显著的增强效果，这种点阵材料在航空、航天飞行器的表面防护上具有良好的应用前景。

陶瓷基点阵材料巧妙地融合了陶瓷材料固有的耐高温、高强度、耐腐蚀等卓越特性，同时又具备了轻质多孔的结构优势，在众多领域都展现出了极为优异的应用性能。人们针对高速飞行器热防护系统提出了一种利用先驱体浸渍裂解工艺制备C/SiC金字塔型陶瓷基点阵夹芯层板的方法，分析了几何参数对陶瓷基点阵失效模式的影响。此外，研究人员还利用数字化光处理技术制备了结构复杂、性能优异的SiBCN陶瓷点阵材料，具有优异的热稳定性和抗高温氧化能力，其最高使用温度可达1500℃。

金属材料作为历史最为悠久的工业材料,在点阵结构领域一直是学者们研究的重点与热点。根据使用要求,点阵材料的金属基体可以是铝合金、钛合金、不锈钢或者高温合金等。铝合金的密度低、比强度高、易于加工成形,适用于工作温度在250℃以下的点阵材料，常用牌号主要有AlSi10Mg、AlMgScZr等。钛合金具有低密度、高强度、耐高温、耐腐蚀等特点，在航空航天和生物医学领域应用广泛，适用于制造工作温度在600℃以下的点阵材料，常用牌号有TC4、TA15等。不锈钢的成本低廉、综合性能优良，在众多工业领域有广泛应用，适用于点阵材料的不锈钢主要有0Cr18Ni9、0Cr17Ni12Mo2等。高温合金的热强性能优异，最高使用温度可达1100℃。高温合金点阵材料在航空航天领域具有广泛的应用需求和良好的发展前景，GH4169、GH625、GH5188等高温合金均可应用于点阵材料。

1.3 点阵材料的制造工艺

点阵材料可采用多种工艺方法进行制造，如熔模铸造、冲压拼焊、丝材编织等。熔模铸造是最早用于点阵材料制造的工艺方法之一，采用该方法可制备出由直径1~2mm、长度10mm左右的杆件组成的杆状点阵材料。熔模铸造工艺制备点阵结构时的材料利用率较高，但是工艺复杂，内部缺陷较多，仅适用于流动性良好的铸造合金。冲压拼焊工艺在点阵材料制备中也具有显著优势。该工艺首先通过特定形状的冲头将金属薄板冲压成二维网架结构，然后利用V型模具在节点处压弯折叠，最后经焊接或胶粘制成点阵材料。该工艺制备流程简单、效率高，但材料利用率低，仅适用于高延展性的金属材料。丝材编织工艺可用于制造简单形状的点阵材料，该工艺利用金属丝材为原料，经过弯曲、编织、穿插、焊接等过程制备出点阵材料。这种制造工艺的操作性较高，金属丝易发生变形，尺寸精度较低，主要用于Kagome等简单形状的点阵制造。

树脂基点阵同样存在多种成熟工艺方法机型制造，如模压成形技术、组装技术、穿插编织技术等。模压成形技术是将一定量的预浸料放入模具模腔中，在一定温度和压力作用下，使预浸料软化、流动，最终固化成型的过程。采用该方法可以制备直柱形、2D斜杆型、四面体以及金字塔等多种点阵芯体结构。但在制备形状较为复杂的单胞时，对模具要求较高，且容易引入机械损伤。组装技术是将点阵胞元视作一个个“零件”，在完成胞元的制备后，通过嵌锁、粘接等工艺将胞元组装成点阵结构。该技术形成的胞元结构完整，但在装配过程中容易引入装配误差。穿插编织技术是基于增强纤维可以编制的特点，利用辅助工具将纤维丝束穿过预设的路径，从而获取点阵结构几何拓扑的一种技术。该技术流程简单，点阵质量高，但由于纤维束较细，树脂较难均匀浸润。

功能驱动的宏、微观结构一体化制造是科学家和工程师长期以来追求的理想目标。增材制造提供了一种基于点、线、面、体逐层叠加成形的新方法，可制备出传统减材和等材制造工艺难以实现的复杂结构，为宏、微观结构一体化制造提供了新的解决方案。增材制造的工艺种类较多，适用于点阵材料的主要有光固化成形工艺、激光选区烧结工艺和激光选取熔化工艺。光固化成形工艺和激光选区烧结工艺主要用于树脂和陶瓷点阵材料的制造，激光选区熔化工艺主要用于金属点阵材料的制造。

1.4 点阵材料的功能特性

点阵材料的功能特性不仅受化学成分的影响，而且在很大程度上取决于点阵材料的几何特征。通过对几何结构的特殊设计，可使点阵材料表现出同成分常规材料所不具备的特殊性能，因此点阵材料可同时具有下述的一种或多种功能特性。

散热隔热，点阵材料具有多孔结构，可以释放大量的表面积，当点阵材料处于表面时能够促进热交换的发生，尤其在强制对流下可作为主动致冷的通道而具有优良的散热性能。然而，当点阵材料处于零件的内部时，由于其多孔结构减少了热传导的路径可具有良好的隔热性能。

轻质高强，点阵材料为周期性有序多孔结构，其空隙率通常在60%以上，因此会具有质量轻的特点。同时，点阵材料的承力杆件、板件或曲壳优化了传力路径，可以更加合理的分配外部载荷，因此点阵材料可同时具有高强的特点。

吸能减振，点阵材料作为一种承载路径优化后的多孔结构，受到压缩或冲击载荷时其应力-应变曲线能够形成很高的应力平台，因此具有高能量吸收的特点。另外，当振动波通过点阵材料时，会受到阻挡及抑制，点阵中的空气与实体结构发生摩擦将会导致振动能量的衰减，从而起到减振的作用。

定制膨胀，采用不同热膨胀系数的材料作为点阵单胞的组元，通过合理搭配各组元的空间构型、几何特征和排布方式等参量，可使点阵材料在特定方向上实现负膨胀、零膨胀、正膨胀甚至是变膨胀，从而使点阵材料的热膨胀系数实现按需定制的目标。

电磁屏蔽，电磁波在点阵材料的孔隙界面上会发生反射和散射，产生耗损，而使其具有独特的电磁屏蔽特性。另外，通过对金属点阵结构优化设计与重组，在点阵孔隙中填充吸波材料，并使吸波材料周期性排列在空间中，可进一步提高点阵材料的电磁屏蔽性能。

图3 各种功能特性的点阵材料

（a）隔热功能点阵（b）轻质高强点阵（c）减振吸能点阵 （d）定制膨胀点阵（e）电磁屏蔽点阵

将仿生学、分形学、拓扑学、结构力学等方面的理论方法融合创新，可设计出具有不同功能特征的点阵材料，应用于先进航空发动机中的叶片、轮盘、机匣、换热器等主要零件，如图3所示。据此，针对轻质高强、吸能减振、散热隔热和定制膨胀等不同功能特性的点阵材料，提出了其在先进航空发动机中的应用方案，力求走通点阵材料从基础研究到工程应用的关键一步，建立航空发动机点阵材料零部件的新构型，为未来先进航空发动机的研制探索新思路。

图4 点阵材料在航空发动机中的典型应用场景

2.1 强换热点阵材料的应用

先进航空发动机高压涡轮进口的燃气温度超过1900℃，涡轮叶片材料及热防护涂层的耐温能力远低于此温度，必须采用有效的冷却技术来保证涡轮叶片的安全工作。研究发现，冷却技术在提高燃气温度的总技术贡献中高达70%左右。涡轮叶片冷却所用的空气来自于压气机，这不可避免地降低了发动机的总体性能。因此，开发先进的冷却结构，提升涡轮叶片内冷通道的换热效果是增强航空发动机总体性能的关键技术之一。空心涡轮叶片通常由前缘、弦中区和尾缘三部分组成，如图5(a)和(b)所示，前缘和 弦中区的通道尺寸较大，多采用气膜冷却和冲击冷却方法。尾缘的通道较窄，其冷却方法一直是换热设计的重点与难点。扰流柱是涡轮叶片尾缘区域增大对流换热系数、强化换热的常用冷却结构。同时，连接着尾缘压力面和吸力面的扰流柱能够同时起到强度支撑的作用。

图5 强换热点阵在涡轮叶片中的应用

（a）涡轮叶片整体结构（b）涡轮叶片内腔冷却结构

（c）尾缘点阵材料内的流场

强换热点阵材料在涡轮叶片尾缘区域的扰流换热和支撑承载方面均具有良好的应用前景。Kagome点阵具有良好的抗压缩、抗剪切性能，并且可在一定程度上增强流体经过时的扰动，强化换热性能。研究人员将Kagome点阵材料填充于涡轮叶片尾缘区域并进行了换热性能研究，如图5(c)所示。采用数值模拟和理论分析相结合的方法对静止和旋转涡轮叶片尾缘区域内冷通道的流动换热机理进行了探究。通过对比分析静止工况下四种楔形流道的流动方式与换热性能发现，与两排Kagome点阵材料和三排圆形扰流柱相比,三排Kagome点阵材料所形成的流道的总体换热性能分别提高了22%和33.7%。同时发现，楔形流道下游拐角区域的换热性能严重影响流道总体换热性能的提高，而三排Kagome点阵所形成的流道在近侧壁处的低速循环流动减小且换热性能增强，因而具备较高的总体换热性能。另外，三排Kagome点阵材料在旋转涡轮叶片尾缘流道中的换热性能相较于静止流道进一步增强了20%左右。

换热器是航空发动机中用于冷、热流体间热量交换的重要装置，常用于冷却高温的燃油和滑油、加热进入发动机的低温空气等。先进航空发动机中的换热器应具有重量轻、体积小、效率高、可靠性强等特点。传统的换热器多采用螺栓连接的波纹板式结构和钎焊连接的板翅式结构、管式结构、管壳式结构。这些传统换热器的换热效率较低，在高压环境下的应用受限。基于增材制造的点阵结构换热器具有比表面积大、换热效率高、结构紧凑等技术优势，成为了近年来的研究热点。点阵材料的换热器中具有高密度的散热通道，可在显著提高换热效率的同时，保证结构强度与刚度并减轻整体重量。点阵材料的单胞构型和化学成分对其换热能力影响较大，制造质量尤其是表面粗糙度也会通过粘附系数影响对流换热效果。当前已有研究团队开发出了特定表面粗糙度平板模型生成插件，可以生成具有特定表面形貌的点阵胞元。已有工作证明粗糙表面有利于流体与杆件的对流换热。但这方面的研究仍然较少，未能形成较为统一的共识。

桁架点阵材料和曲壳点阵材料在换热器中均具有良好的应用效果。研究人员针对点阵材料的特性，提出了换热轻量化系数作为综合评价指标，并通过试验对比分析了立方、体心、面心和八面体等4种杆状点阵材料的换热性能。结果表明，相较于翅片结构，点阵结构的换热性能受风速影响更为显著，风速增大时点阵结构的换热性能提升明显，因此点阵结构更适宜在高流速的换热工况下应用。4种杆状点阵材料中，八面体点阵材料的换热性能最优，为翅片结构的1.2倍，并且轻量化系数为翅片结构的1/3。多项研究结果表明，X形、Kagome、体心立方、四面体等三维杆状点阵材料的换热性能均明显优于翅片结构，并且具有良好的减重效果。

三周期极小曲面(TPMS)点阵材料的平均曲率为零，具有比表面积大、沿壁面流动顺畅、力学性能可靠、结构特征易控制等优点，是提高空油换热器综合性能的有效途径，其结构如图5所示，采用增材制造工艺整体成形。研究发现，TPMS点阵材料换热器内的流体可以实现三维空间上的互联互通，相互掺混，从而降低对来流波动的敏感性。流体在内部流通时不断地被点阵结构扰动、改变流动方向和流动状态，从而使流体均匀混合，实现强化换热的目的。此外，持续而强烈的流体扰动能够有效降低通道堵塞的可能性，提高换热器的工作可靠性。TPMS点阵材料换热器的换热系数沿横向结构周期性变化，流体经过其扰动结构时会产生大量的涡流，有利于热量的充分交换，但同时会提升压降。相比于螺旋套管换热器，TPMS点阵材料换热器的流动情况更加复杂，努赛尔数和摩擦系数均有所提高。目前，采用增材制造工艺制备的点阵材料的换热器已经在通用电气、赛峰等公司的航空发动机中进行了考核和初步应用。

图6 点阵材料在航空发动机换热器中的典型应用

（a）换热器的剖面结构（b）常用的TPMS点阵单胞

2.2 高隔热点阵材料的应用

隔热防护系统是保障高超声速飞行器、先进航空发动机等高端装备在极端条件下安全服役的关键技术之一。先进航空发动机中的隔热筒、隔热套和隔热机匣等零件要求在满足承载和轻量化的同时具有高隔热功能，减少外部热量向内部的传递，以避免内部滑油结焦、防止内部零件工作超温或者降低内部电气元件工作环境温度等。传统的隔热筒、隔热套和隔热机匣等零件多采用镍基高温合金制造，以满足外壁面的高耐温要求。同时，为了降低内腔环境温度，往往需要引入低温气体进行冷却或包覆石棉等材料进行隔热。但是这些传统的隔热零件由于采用了高密度材料而导致其重量较大，而且气体冷却或包覆石棉等降温方式会带来结构复杂、可靠性变差等问题。

本文作者所在团队基于点阵材料轻质、高强、高隔热的特点，发明了“蒙皮+骨架+点阵+气凝胶填充”的航空发动机高隔热新型构件，如图6所示。外层蒙皮为耐热层，与高温环境相接触，其外表面涂覆ZrO₂⋅Y₂O₃陶瓷涂层以增强其耐高温和高隔热性能。内层蒙皮为承载层，其上带有骨架筋条，用于承受作用于隔热构件的机械载荷。骨架筋条的厚度、高度及分布等结构参数通过变密度法多工况拓扑优化设计而获取。内、外蒙皮之间为点阵材料构成的隔热层，用于阻隔热量传递并起到一定的支撑和承载功能。点阵材料的单胞结构通过多目标拓扑优化进行设计。拓扑优化设计时将热导率最低和刚度最大作为设计目标，然后再通过参数优化设计获得点阵材料构型。上述的内外蒙皮、骨架筋条及点阵材料通过激光选区熔化整体增材制造工艺成形。最后，在点阵材料之间的空隙中填充气凝胶的液态前驱体，再经过冷冻固化、干燥和后处理，在点阵材料的空隙件生成由纳米Al₂O₃和SiO₂纤维组成的气凝胶，设计流程如图7所示。

这种新型高隔热构件中采用的多孔结构点阵材料因减少了热量传导的途径而具有显著的隔热效果。仿真分析表明，同等条件下点阵材料的等效导热系数仅为相同成分实体材料的5%~15%。热面温度为800℃,冷面温度为25℃的自然对流换热条件下，厚度20mm的体心立方点阵材料和面心立方点阵材料的隔热温度均超过200℃。点阵材料的隔热效果可以通过调整点阵结构类型及单胞的杆长、杆径、倾角等参数进行优化。点阵材料的空隙处会通过对流和辐射方式进行热量的传递，为此在空隙中填充了气凝胶。气凝胶具有极小的密度约（0.08g/cm³)，极低的热导率（0.03W/(m·K)）以及优异的隔热能力，可以抑制对流传热并且遮蔽辐射传热。因此，将气凝胶填充到点阵材料的空隙中后，可以进一步提升构件的隔热效果。研究结果显示，本文作者所在团队开发的新型隔热构件可较传统构型的比刚度提升10%以上；冷面环境温度为25℃，构件厚度为15mm的条件下，当热面温度为930℃时隔热效果可达400℃，当热面温度为650℃时隔热效果超过230℃。

本文作者所在团队采用上述方案，研制了“蒙皮+骨架+点阵+气凝胶填充”的高隔热样件，经荧光渗透、X射线和工业CT检测，样件的表面及内部质量良好，无超标的冶金缺陷。气凝胶在点阵空隙中的填充均匀，填充率可达97%左右。研究结果证明了该项技术的可行性，后续将针对航空发动机隔热筒、变几何阀片等全尺寸构件开展研制和考核，提高技术成熟度。

图7 “蒙皮+骨架+点阵+气凝胶填充”的高隔热构件设计

过程示意图

2.3 高比强点阵材料的应用

压气机整体叶盘和离心叶轮的结构形式多样、工作载荷复杂，是航空发动机中的关键转动零件，其工作过程中承受很高的离心载荷。立方晶格点阵材料具有很高的比强度，将其应用于整体叶盘和离心叶轮后，不但可以减轻零件的整体重量，而且可以降低高速旋转及启动、突停时的离心载荷，有利于零件的寿命提升。

研究人员基于常规立方晶格杆状点阵结构，设计出一种适用于增材制造的可进行旋转阵列填充的新型点阵材料。这种新型旋转点阵适用于整体叶轮等旋转周期对称结构，可以减少其在所填充的边界区域出现点阵破损现象。充分考虑转动过程中的非平衡惯性力，局部应力集中等工作载荷因素以及清粉、去支撑、最大横梁宽度等可制造性因素后，将新型旋转点阵材料填充于轮毂部位以实现整体叶轮的轻量化，如图8(a)所示。数值仿真分析发现，点阵材料的压气机整体叶轮可比原实心结构减重22.68%。80000r/min的高速旋转惯性载荷下，点阵材料整体叶轮在叶片和轮毂部位的变形分布与实心叶轮的变形分布基本一致；由于结构重量降低，点阵材料整体叶轮在叶片和轮毂部位的等效应力比实心叶轮降低了75MPa，如图8(b)所示。点阵材料整体叶轮的周向变形小于实心叶轮，因而具有更高的工作效率；并且可以通过调整点阵单胞的杆径来调整其叶片在工作过程中的几何形貌，从而满足特定工况的运转要求。采用选区激光熔化工艺完成了TC4钛合金点阵材料整体叶轮的试制，未出现支撑断裂、打印裂纹等制造缺陷，零件表面结构完整，验证了点阵材料整体叶轮的可制造性，如图8(c)和(d) 所示。

高比强度的点阵材料除了应用于机整体叶轮外，还可以填充于整体叶盘的轮毂部位，实现零件减重的同时降低工作时的离心载荷和零件变形。点阵材料的整体叶轮和整体叶盘主要通过激光选区熔化工艺进行增材制造。美国航空航天局已经研制出了点阵结构整体叶盘试验件，实物照片如图8(e)所示。

图8 高比强点阵材料在整体叶轮和叶盘中的应用示例

（a）点阵材料整体叶轮结构模型（b）点阵材料整体叶轮数值仿真（d）点阵材料整体叶轮实物照片（e）美国研制的点阵结构整体叶盘

中介机匣是航空发动机中的重要承力构件，其尺寸大、结构复杂、存在大量的弯曲流道，工作中承受很高的轴向力和扭矩，并且承担着连接、传力、引气等重要功能。传统的中介机匣多采用钛合金熔模精铸工艺制造，受精铸工艺所限传统中介机匣的壁厚很难进一步减薄，壁面形状难以充分地优化。本文作者所在团队基于先进航空发动机的研制需求开展了中介机匣多功能、跨尺度、整体式设计与制造技术研究。首先，采用三场法对中介机匣进行拓扑优化，通过多轮次有限元计算迭代获得满足载荷要求且符合传力路径的材料分布特征，然后在考虑增材制造工艺特性的基础上进行模型重构。中介机匣的内环、外环由传统的较厚实心壁面优化为薄壁加筋结构，支板由传统的等厚板状结构优化为承力骨架结构。此外，在中介机匣安装座等应力水平较低、强度储备较大、结构尺寸较厚的部位填充了高比强度的杆状点阵材料，以进一步减轻结构重量。根据其受力特点和整体打印方向设计了高比强度的体心立方点阵单胞，根据空间尺寸、承载要求及成形工艺选取了合适的点阵单胞尺寸和杆件直径。通过抽壳和填充方式生成的安装座点阵材料结构方案如图8所示。轻量化设计后的中介机匣经有限元仿真分析，其强度和刚度均满足使用要求，与实壁铸造的传统中介机匣相比减重20%以上。采用TA15钛合金粉末为原材料，通过激光选区熔化增材制造工艺研制了全尺寸的带有点阵结构的中介机匣试验件(直径超过1000mm)，其冶金质量、力学性能和尺寸精度满足设计要求，并且该试验件通过了刚度考核试验和压气机部件考核试验。试验后经尺寸检测，其变形量满足设计要求，荧光渗透检测未发现裂纹等缺陷。

图9 高比强点阵材料在中介机匣中的应用

2.4 抗冲击点阵材料的应用

风扇叶片处于航空发动机的最前端和最外围，其主要功能是将进入发动机的空气进行初步压缩。风扇叶片在工作过程中主要承受气动载荷、离心载荷（转子叶片）和振动应力，此外还容易遭受飞鸟、沙石等异物的高速冲击。减小风扇叶片的结构重量是降低航空发动机整体重量，提高工作效率的重要手段，采用更轻的风扇叶片是先进航空发动机的发展趋势。为了满足减重需求，风扇叶片经历了钛合金实心结构、扩散焊接空心结构及树脂基复材结构的发展历程。

本文作者所在团队基于先进航空发动机风扇叶片减重和抗冲击的研制需求，发明了一种拉胀点阵超材料填充的风扇叶片新构型。拉胀点阵超材料是近年来发展的一种具有负泊松比特性的点阵材料，该材料受到拉伸（或压缩）载荷作用时会产生横向膨胀（或收缩），因而具有优良的抗冲击性能和吸能减振效果。新型风扇叶片由蒙皮、骨架和拉胀点阵超材料所构成，如图9所示。风扇叶片的蒙皮位于最外层，用于构成叶片的外形轮廓，保证其气动性能，蒙皮厚度在0.5mm~1.0mm之间。风扇叶片的骨架位于蒙皮之内，用于承受气动载荷、离心载荷（转子叶片）和振动应力。采用多工况、多目标拓扑优化设计方法获得风扇叶片骨架的宽度、分布等结构参数。拓扑优化设计时，考虑设计点、最大转速和最大气动负荷3个典型工况下的边界条件及外部载荷，将柔顺度最小和固有频率最大作为设计目标，将设计区域的材料体分比及应力集中系数作为约束条件。风扇叶片的前缘区域填充拉胀点阵超材料，以提高其抗异物冲击能力和吸能减振效果。设计了手性、内凹和样条3种拉胀点阵超材料，对比分析了单胞壁厚、高度等结构参数对点阵超材料抗冲击、抗压缩、抗弯曲及抗扭转等性能的影响，优选出样条点阵超材料用于风压叶片前缘的填充。样条点阵超材料的泊松比为-0.4~-0.8，同等空心率条件下其抗外物冲击性能较三角桁架点阵提升12%以上。

新型风扇叶片以钛合金粉末为原材料，通过激光选区熔化增材制造工艺成形，并通过化学-机械复合抛光对内腔表面进行处理，采用数控铣削和振动光饰对外表面进行加工。研制出的新型静子可调风扇叶片比传统钛合金实心叶片减重44%，固有振动频率提升20%，叶片的强度储备、结构刚度及尺寸精度指标均满足设计要求。

本发明中的点阵超材料经增材制造后被封闭在空心叶片的内部，难以直接进行机械加工和表面处理。点阵的表面会存在粉末残留、粗糙度偏高甚至微裂纹等问题，将严重影响风扇叶片的抗疲劳性能。因此，本团队对风扇叶片内部的承力骨架和点阵超材料开展了化学抛光后处理研究。化学抛光时，将含有硝酸和氢氟酸的水溶液通过叶尖及叶根处预留的工艺孔通入叶片内部的空腔中。经分析，化学抛光后叶片的重量减轻了1.5g，水流量增加了5%，表面粘附的金属粉末得到了有效去除，内腔表面粗糙度降低到了Ra6.4μm以下，明显改善了内部点阵和骨架的表面质量。

图10 抗冲击点阵材料在风扇叶片中的应用示例

风扇机匣是涡扇发动机中的重要零件，其内部运行着高速旋转的风扇叶片。风扇叶片的尺寸长、重量大，断裂后飞失的风扇叶片会对风扇机匣产生强烈撞击和严重损坏。风扇机匣一旦被飞失的叶片击穿，必将造成非常严重的后果。因此，风扇机匣必须具备包容飞失叶片的能力，以保障飞行安全。目前，针对风扇机匣的包容性设计主要有硬壁结构和软壁结构两大类。硬壁结构风扇机匣主要采用金属材料制造，通过金属的塑性变形吸收冲击能量，其主要缺点是重量偏大。软壁机匣多采用轻质金属为骨架并在外侧包覆纤维缠绕层和树脂材料，也有些发动机采用全树脂复材包容机匣。软壁机匣的重量轻、包容性好，但是制造难度大且成本较高。

本文作者所在团队基于先进航空发动机风扇机匣的包容性设计需求，提出了一种新型风扇机匣结构，主要由蒙皮、筋条、点阵和高强纤维层组成。蒙皮主要用于构成风扇包容机匣的内、外表面，形成空气流动所需的光滑通道。筋条为附着在内、外蒙皮之间的加强筋，其主要功能是承受风扇机匣的静载荷以及飞失叶片的冲击载荷。点阵采用具有优异抗冲击性能的负泊松比超材料，填充在蒙皮与骨架之间的区域内，其主要功能是提高机匣的刚度、提升机匣的包容性能，同时其多孔结构可以起到降低振动、吸收噪音的作用。“蒙皮+骨架+点阵”结构采用铝合金或钛合金材料经激光选区熔化工艺整体增材制造成形，其外部再采用高强纤维布缠绕并涂覆树脂材料，以保证机匣的包容性能。初步评估，这种新型风扇机匣能够比传统的钛合金硬壁机匣减重15%以上，同时其完全包容飞失叶片的能力提高20%以上。

目前，这种抗冲击点阵材料包容机匣的尚处于设计优化和仿真评估阶段，后续将安排样件研制和性能验证，以提高该项技术的成熟度。

图11 抗冲击点阵材料在风扇包容机匣中的应用示

2.5 定制膨胀点阵材料的应用

航空发动机压气机和涡轮部件中的转子与静子之间的径向间隙是一个非常关键的参数，对发动机的性能与安全有十分重要的影响。适当减小转-静子之间的径向间隙（如图12（a）所示）可提升发动机性能。研究表明，压气机转子叶尖与静子机匣的径向间隙每减小叶片长度的1%，压气机工作效率可提升约1%。然而，过小的转-静子间隙会增加部件之间的碰磨风险，进而导致磨损、过热、甚至引发故障。先进航空发动机转-静子径向间隙的设计目标是在所有工作状态下间隙最小且在常规飞行条件下转-静子不发生碰摩。

为了达到转-静子间隙设计目标，常采用铁基（GH2909）、镍基（GH4242）或钴基（GH6783）的低膨胀高温合金制造封严环、蜂窝环和机匣等间隙控制构件。低膨胀高温合金在居里点温度（400℃~450℃）以下具有“磁致收缩”效应而表现出较低的热膨胀系数，约为(7.5~10.5)×10^-6℃^-1，但是其密度较高(>8.2g/cm³)且热膨胀系数难以完全匹配转-静子间隙设计要求。

图12 定制膨胀点阵材料在间隙控制构件中的应用示意图

（a）转-静子径向间隙示意图（b）间隙控制零件结构形式

（c）定制膨胀点阵单胞

本文作者所在团队基于先进航空发动机间隙控制零件的研制需求和定制膨胀点阵超材料的特点，提出了一种新型结构的间隙控制零件，如图12(b)所示。图12(c)为定制膨胀点阵材料的双三角形单胞示意图，假设底边和斜边为两种不同热膨胀系数的金属，且底边热膨胀系数大于斜边。温度升高过程中，由于底边的伸长率大于斜边，斜边被底边沿横向拉伸，使得斜边顶点回缩，导致单胞高度方向的等效热膨胀变形减小甚至出现收缩。相应的，如果底边金属的热膨胀系数小于斜边，那么温度升高时可使点阵高度方向的热膨胀变形量增大。基于此，新型定制膨胀点阵超材料间隙控制构件将利用两种或两种以上不同热膨胀系数的金属，经多材料多工况拓扑优化、参数化点阵单胞建模、单胞结构遗传算法优化等设计过程,合理确定点阵结构参数，如底角大小、底边长度、斜边厚度等，使得间隙控制构件在径向的等效热膨胀系数按需定制,甚至在某一温度下实现热膨胀系数的突变,同时构件具有合适的刚度和密度，从而满足先进航空发动机转-静子径向间隙的控制要求。分析表明,这种新型间隙控制构件的径向等效热膨胀系数可在-22.0×10^-6℃^-1~46.7×10^-6℃^-1范围内“按需定制”，等效模量相对设计误差可控制在±5.0%以内。

定制膨胀点阵材料间隙控制构件可采用增材制造和高效焊接等工艺进行加工制造，其中异质合金的高质量连接是制造中的难点。本文作者所在团队研制了铝-钛异质点阵超材料样件，如图12(d)所示。其中，铝、钛部分别通过选区激光熔化工艺进行增材制造，然后采用扩散焊将两者连接在一起。由于增材制造时钛、铝中氧含量较高，导致其可焊性较差，扩散焊接头的焊合率只有90%左右。该样件在20℃~100℃下的径向等效热膨胀系数约为6.5×10^-6℃^-1，与设计值间的偏差为17.2%，主要原因是样件的尺寸尤其是点阵单胞的尺寸与设计要求偏离较大。因此，后续应加强对异质金属点阵连接技术的研究，合理控制连接处的接头质量、显微组织及尺寸精度，减少焊接缺陷，降低残余应力，才有可能实现点阵材料间隙控制构件的功能发挥和可靠应用。

点阵材料的概念提出后，学术界和工程界对这种性能优异、可设计性极强的材料表现出了浓厚的兴趣，给予了高度关注。随着设计技术和制造技术的突飞猛进，点阵材料也逐渐从实验室走向航空航天、生物医学和能源工程等众多领域，并在实际应用中大放异彩。尤其是在航空发动机领域，其推力更大、性能更优、重量更轻的研制要求，推动着点阵材料技术的高速发展。本文概述了当前主流点阵材料的结构类型、化学成分、制造工艺，展现了点阵材料优异的功能特性、强大的可设计性和卓越的适应性。根据本文作者所在团队的研究结果，本文重点分析了不同功能特性的点阵材料在叶片、机匣、轮盘等典型构件中的应用方案、实施途径和技术收益。结合前文，进一步的研究工作可以从以下几个方面展开。

(1)航空发动机的结构紧凑，可设计空间狭小，然而制造工艺又约束了点阵材料的结构尺寸不能过小。因此，如何在有限空间内充分点阵材料的功能特性并满足可制造性的要求，是点阵材料在航空发动机中应用研究时需要关注的重要方面。

(2)面对航空发动机高温、高压、高应力的苛刻服役环境以及高可靠、长寿命的产品特点，需要从点阵材料单胞设计、成分选择、制造工艺等多个方面统筹考虑，提升点阵材料的抗蠕变性能和抗疲劳性能。

(3)航空发动机中的点阵材料采用拓扑优化、结构仿生等方法进行结构设计以及采用数值模拟进行性能分析时需要面向力、热、化、流、固等多物理场开展耦合分析，以提高设计和评价的准确性。

(4)目前点阵材料在航空发动机上的应用研究主要以传统的金属材料为主。鉴于树脂和陶瓷材料的优异特性，点阵材料的化学成分应进行积极拓展，尤其应关注复合材料、形状记忆合金、气凝胶、石墨烯等新型功能材料与点阵材料的融合，并将由此催生出全新的高结构效率航空发动机构件。

(5)随着机器学习、人工智能等新兴技术在点阵材料中的应用，其单胞尺度越来越小，几何构型越来越复杂，现有的增材制造技术在成形精度、极限尺寸、冶金质量等方面均难以完全符合设计预期，为此需加快开发新型制造工艺在点阵材料方面的应用。