梯度复合结构是结合零件不同部位的不同使用环境特点和性能需要而发展的由两种及以上材料组成的一种新型整体性结构，这种结构可以充分发挥不同材料的性能优势。梯度复合整体性结构的应用可减少零件数量及零件之间的装配连接，显著提高系统的性能水平和和结构效率，在航空航天、国防军工、生物医用等领域具有重要的发展应用前景。
目前，梯度复合结构的制备技术主要有粉末冶金、等离子喷涂、自蔓延高温合成、激光熔覆、离心铸造等，这些技术在较大尺寸、复杂形状的梯度复合结构成形方面存在较多限制。
激光快速成形技术是一种新型的数字化增材制造技术，该技术通过高功率激光熔化同步输送的粉末材料，可直接由CAD 模型得到具有致密组织和良好综合性能的近终形零件，显著缩短零件制造周期，提高材料利用率，在小批量、高性能、复杂外形零件的近净成形及高价值零件的高质量修复方面有着重要的应用前景。由于该技术在材料组成、凝固组织、外形尺寸等的一体化控制方面具有高度柔性，通过合理的结构设计、材料选择以及工艺匹配，可以发展出集材料设计、制备、成形及组织性能控制于一体的柔性智能制造技术，在新型梯度复合结构的直接成形方面具有显著的技术优势。本文介绍了近年来国内外研究者采用激光快速成形技术制备梯度复合结构方面的研究成果，并简要报道了激光快速成形制备TC11/Ti2AlNb、TA15/Ti2AlNb 双合金材料方面的研究进展，通过分析存在的问题和面临的困难，指出了未来工作的主要方向。
连续梯度复合材料/结构的成形
为减缓不同材料之间热物理性能的差异，通常在不同材料之间设计连续/ 准连续梯度成分进行过渡，以缓和界面应力。针对不同的目标结构和成形路径方式，主要有单一成形层内连续改变粉末成分及每沉积层之间改变粉末成分两种方式。前者需要由计算机灵活控制的多路连续可调送粉系统，以实时改变粉末成分，同时需要对成形过程进行在线监测和反馈控制，以保证成形结构的内部质量;后者可通过离线方式分别改变两路粉末的送粉量来完成，工艺上比较容易实现，已开展的研究大多基于此方式。研究所涉及的材料体系主要包括Cu-Ni、Invar 合金-316L SS、316L SS-Inconel 690、316L SS-Inconel 718、316L SSRene88DT、316L SS-Ni25、316LSS-Stellite 31、316L SS-Fe3Al、Ti-Rene 88DT、TC4-Rene 88DT、Ti-V、Ti-Mo、Ti-Cr、Ti-TiC、T i - T i A l、T i - T i2A l N b、T i60-Ti2AlNb 等。由于激光快速成形逐层熔化沉积材料的工艺过程特点，不同比例的异种材料在激光熔池的高温作用下经历原位冶金过程及合金化作用，材料体系的选择决定了梯度复合结构梯度过渡区的成分、相组成及性能。
对于Cu-Ni、316L SS- 镍基和钴基合金的材料体系，由于合金的主元素之间具有较好的相互固溶特性，较少产生脆性金属间化合物，通过合理的工艺匹配，可以制备出具有良好内部质量的梯度复合结构。对于Ti-V、Ti-Mo 体系，随着V、Mo 元素含量的增加，合金相组成发生显著改变，有望在梯度结构件及生物医用领域获得应用[20]。由Ti-Ni、Ti-Al 相图可知，对于Ti-Ti2AlNb、TC4-Rene88DT 等连续梯度材料体系，由于激光快速成形过程中不可避免地形成较多的Ti2Ni、TiNi3、Ti3Al 等脆性金属间化合物，将带来性能上的不利，因此，在进行复合结构设计及成形过程中应加以避免。Qu等采用激光快速成形技术制备出TA15/-TiAl 梯度复合结构，研究了梯度材料的成分变化和力学性能，发现-TiAl 合金侧为由-TiAl和 2-Ti3Al 相组成的全片层组织，TA15 一侧为粗大网篮状组织;梯度材料经过800℃ 48h 的时效处理后，未发现裂纹，沿梯度方向的室温拉伸强度为1198.8 MPa，断后伸长率为0.4%，为脆性断裂。
鉴于飞机发动机涡轮盘盘缘和盘心的不同使用环境及性能要求，如心部要求高的断裂强度和低周疲劳强度，而边缘需要高的高温蠕变强度，有人提出采用两种镍基合金如Waspoaloy 和IN100 来分别制造心部和盘缘的设想，并在两者之间采用梯度成分进行过渡。激光成形多材料整体涡轮样件，其心部材料为1Cr11Ni2W2MoV 钢，叶片材料为GH742 合金，盘缘由GH163 合金逐渐过渡至GH742 合金，由于这两种镍基合金均含有大量的合金化元素，导致梯度过渡区成分更加复杂，其内部质量及性能控制方面有较高难度。对于性质相近的材料体系，可以采用直接过渡的方式进行双合金材料/结构的成形，通过合理控制界面过渡区的组织及性能，以实现不同材料性能的充分发挥。
双合金材料/ 结构的一体化成形
近年来，随着航空发动机压气机叶盘全钛化及飞机结构整体化的应用与发展，对双性能钛合金提出了明确的需求。针对飞机整体结构不同部位的不同性能要求，为了进一步降低材料成本，在掌握激光快速成形钛合金关键工艺及质量控制技术的基础上，设计并通过激光快速成形制备出TA2/TA15[28-29]、TC4/TC11[30-31] 等双合金材料，通过对界面过渡区化学成分变化、组织演化、力学行为等开展深入研究，为新型结构设计积累了基础数据。
针对未来双合金高性能涡轮盘的发展需要，研究了GH163、GH742、Rene95 等镍基高温合金的激光快速成形工艺、组织及性能，在此基础上采用直接过渡方式激光快速成形制备出GH163/Rene95 双合金薄壁，不同材料内部及界面区的组织分析表明，激光快速成形镍基合金沿沉积高度方向为呈外延生长的定向凝固组织;在双合金界面处，枝晶亦呈外延生长，没有明显的界面;在双合金界面处存在宽约200 m 的成分过渡区，过渡区硬度呈连续变化;GH163/Rene95 镍基双合金的界面结合强度高于GH163 的强度，界面拉伸断裂试样如图2(b)所示，表明采用直接过渡方式可制备出具有良好界面结合的双合金材料，避免了成分连续过渡区微裂纹缺陷的发生。
为突破高温钛合金的使用温度限制，采用直接过渡方式制备出TC11/-TiAl[33]、TC11/Ti2AlNb 双合金材料。图3 为激光快速成形TC11/Ti2AlNb 双合金薄壁样件及界面过渡区组织，双合金界面过渡区的成分分析结果表明，由于Ti2AlNb 合图1 激光快速成形多材料整体涡轮样件 金对 TC11 钛合金的稀释作用产生了成分介于两者之间的两层过渡层(TZ1 和TZ2)，经550℃保温2 h 后空冷的去应力退火处理，TC11/Ti2AlNb 双合金在室温及650℃高温下界面拉伸强度及延伸率分别为1060MPa、610MPa 和2.2%、23%，其中室温拉伸断裂于Ti2AlNb合金侧，650℃高温拉伸断裂于TC11合金侧，达到中低温充分发挥TC11合金性能，高温发挥Ti2AlNb 合金性能的目的，有望用于发展具有复合性能的压气机整体叶盘。
针对某新型结构不同部位使用温度不同的实际需要，采用激光快速成形技术成功制备出直接过渡TA15/Ti2AlNb 双合金结构样件，其中直段部分为TA15 钛合金，扩张段为Ti2AlNb 合金。由TA15/Ti2AlNb 双合金界面的成分变化情况可知，在双合金界面存在宽度约300m 的成分渐变过渡区，同样是由于Ti2AlNb 合金对TA15 合金的稀释而形成。沿垂直于界面方向的室温抗拉强度为1025MPa，延伸率为7.3%，断裂发生于界面附近靠近TA15 合金一侧，达到了国家标准对TA15 合金的力学性能要求。研究表明，激光快速成形Ti2AlNb 合金的室温及750℃高温抗拉强度分别达1012MPa 和702MPa，其室温抗拉强度与TA15 合金相当，在拉伸过程中，Ti2AlNb 合金侧拉伸段几乎不发生塑性变形，导致整体延伸率较低。为优化TA15/Ti2AlNb 双合金界面区组织及性能，设计并成形了两种带中间过渡合金区的复合薄壁样，分别对不同合金界面的成分及组织进行了分析，沿垂直于界面方向进行室温拉伸测试。结果表明，采用该两种梯度复合结构的抗拉强度分别为1090MPa、1050MPa，延伸率相应为6.0%、9.0%，断裂位于梯度过渡区或界面附近TA15 合金侧。上述结果充分显示了激光快速成形技术在钛基双性能高温结构上的发展前景。
需要解决的主要问题
激光快速成形技术作为一种具有高度柔性的增材制造技术，在新型梯度复合结构的直接成形方面显示出独特的技术优势，在航空航天等领域显示出良好的发展应用前景，但其发展及应用面临着诸多问题。首先，进行梯度复合结构设计时要充分考虑不同材料之间的相容性，避免梯度成分过渡区及直接过渡界面区内有害相的形成，针对相容性差的材料体系，可以在两者之间引入与该两种材料均相容的第三种材料进行过渡;其次，激光快速成形过程中零件内部存在较高的温度梯度和复杂的热应力，在成形梯度复合结构时会叠加由于材料的热物理性能差异带来的结构应力，从而对成形过程中应力及开裂的控制提出了更高要求;另外，激光快速成形的大多数镍基合金、钛合金等材料均需要经过后续的热处理，以实现组织及性能的优化，针对梯度复合结构，需要深入研究新的热处理制度，以协调优化不同材料的组织性能;同时，由于梯度复合结构或双合金结构的基础性能数据缺乏，相关性能的评价方法有待研究。
