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       机体结构是战斗机的载体平台，通常由数万个零件组成，设计和制造要求高，其品质直接影响战机的飞行安全和作战任务完成能力，也可以说机体结构是先进战机的“ 根” 。历经数十年发展，喷气式战机已达第四代，机体结构正在由传统设计制造向先进设计制造技术方向发展。目前战机机体结构已出现瓶颈，主要体现在超重、开裂等问题上，难以满足新一代飞机的研制要求，制约新型战机发展，各国都在寻找解决瓶颈问题的技术方案。近年发展起来的增材制造技术具有可成形复杂结构、定制化制造、周期短等优势，已具备制造战机结构应用潜力，为突破机体结构平台瓶颈提供了技术可能。

 战机结构现有瓶颈与发展需求

1.1 战机机体结构发展经历

      在飞机设计领域，有一个基本共识——“ 一代飞机、一代技术” 。每一代战机，在其研制要求牵引下，对该时期相关技术的最高水平进行综合应用，包括设计、材料、制造、实验、使用维护等方面，该代飞机的技术特征与当时的飞机研制需求息息相关。而每一代跨代战机的出现，其研制需求都会大幅度提高，因此也会牵引着相关技术出现跨越式发展。从 1940 年第一代喷气式战斗机问世以来，至今已发展出四代战斗机，各代战机机体结构平台的设计、材料、制造技术差异显著。

     第一代战机是亚音速飞机，结构类型多以半硬壳式结构为主，材料主要是铝合金和合金钢，代表机型有佩刀“ F-86” （美国，1945 年设计，1947 年首飞，1949 年装备部队）。第二代战机强调高空高速性能，开始出现蜂窝结构和整体金属壁板等结构类型，材料仍然以铝合金和合金钢为主体，制造工艺多用铆接进行装配，代表机型有幻影“ MirageF1” （法国，1964 年设计，1966 年首飞，1973 年装备部队）。第三代战机的设计特征是高空、高速、高机动性，结构类型有铝合金整体壁板、复材整体壁板、金属或复材蜂窝结构、超塑/扩散连接结构、焊接结构等，铝合金和钢比例下降，钛合金与复合材料开始应用。代表机型侧卫“ Su-27” （苏联，1969 年设计，1980 年首飞，现仍服役）。第四代战机特征是高隐身、超机动、超音速巡航，结构类型基本没有变化，复合材料、钛合金、铝锂合金等比强度、比刚度高的轻质材料广泛应用，传统铝合金和合金钢用量明显降低。代表机型猛禽“ F-22” （美国，1986 年设计，1990 年首飞，2002 年交付，2004 年形成战斗力）。

1.2 战机结构研制技术瓶颈

传统战机结构与传统的制造和装配技术紧密关联，主要采用车、铣、磨等减材方式和铸造等等传统战机结构与传统的制造和装配技术紧密关联，主要采用车、铣、磨等减材方式和铸造等等材方式进行制造，装配采用刚性工装和模具，通过螺接、铆接将结构构件组合在一起，战机结构的传统制造技术工艺过程如图 1 所示。
由于受到传统制造技术的制约，传统机体结构已形成固化的经典构型。传统结构的核心特征就是“ 离散” ：第一，战机结构采用横平竖直的布局方式，传递载荷路径不直接，造成质量冗余；第二，战机部件采用机械连接对合方式，全机存在几十处、甚至上百处集中接头，不可避免出现应力集中、连接区超重的现象；第三，机体结构采用大量机械连接进行装配，一架飞机有几十万个连接件和孔，存在大量的疲劳薄弱环节，易开裂；第四，因为离散装配的原因，全机具有几千条缝隙，机体表面具有非常多的阶差和沟槽，产生大量次级散射源，隐身能力难以进一步提升；第五，结构零件构型简单、材料单一，为适应机加工艺形成板杆构型，材料功能单一，每个结构件均由单一材料组成，应力水平的不均匀，造成材料性能的浪费。传统结构正是由于“ 离散” 的特征，因此产生固有问题——质量大、易开裂、隐身差、占有空间大、结构效率低。美国的四代机同样也具有上述问题，如 F-35 系列飞机超重达到 640～900 kg，F-22 战机开裂问题明显，美军方投入 3.5 亿美元进行抗疲劳改进。发展至四代机，传统结构使得战机出现“ 设计极限”——结构质量系数 28%、使用寿命 8000 飞行小时，传统结构已遇到瓶颈。

图 1 战机结构传统制造技术

1.3 新一代战机结构需求

第五代战机、制空无人作战飞机等新一代战机向高隐身、高生存力、强态势感知、热环境方向发展，整体趋势是外形更薄、受载更大、使用更严酷、环境更复杂、隐身要求更高，对机体结构提出了跨越式提升的苛刻要求。新一代战机机体结构需具有轻质高效、长寿命、多功能、低成本、快速响应的特征，而基于传统制造技术的传统结构已无法满足上述要求，新一代战机效果图如图 2 所示。

图2 新一代战机效果图

 基于增材制造技术的结构创新

传统结构来源于传统的制造方式，与传统制造方式相契合，现在则受到其束缚制约。下一代战机机体结构创新突破的关键，就在于充分发挥新的先进制造技术的特征优势，基于以增材制造技术为典型的先进制造技术创造出不同于传统构型的全新结构构型。

2.1 增材制造技术

增材制造又称 3D 打印，在高性能金属构件制造方面，是以合金粉末或丝材为原料，通过高能量热源（激光、电子束、电弧等）冶金熔化并快速凝固的方式进行逐层堆积的制造技术。不同于传统减材和等材的制造方式，增材制造依托数字化模型以生长的方式进行成形制造，具有可制造复杂结构件、无需模具、材料利用率高、可根据需求快速定制制造等特征，常见的增材制造方式见表 1。
增材制造以热源、材料、成形方式不同，可分为立体光固化（vat photo polymerization，VP）、材料喷射（material jetting，MJ）、黏结剂喷射（binder jetting，BJ）、粉末床熔融（powder bed fusion，PBF）、材料挤 出 （material extrusion，ME) 、定向能量沉积（directed energy deposition，DED）、薄材叠层（sheetlamination，SL）等类型。金属零件的增材制造技术主要有粉末床熔融、定向能量沉积、黏结剂喷射三类。其中粉末床熔融主要有激光选区熔化（selective laser melting， SLM）和电子束熔化（electron beam melting，EBM）两种工艺，定向能量沉积主要有激光近净成形（laser engineered net shaping，LENS）、电子束熔丝成形（electron beam forming，EBF）、电弧熔丝成形 (arc fuse forming，AFF ) 等工艺类型，黏结剂喷射主要有金属微滴喷射技术。
基于增材制造技术，可将设计与制造进行高度融合，构造出全新的结构形式，使其具有轻量化、寿命长、成本低等优势命长、成本低等优势。相对于传统制造方式，增材制造可规避如板材厚度、棒材规格等限制，以及生产装配复杂模具工装、长时间的机加周期、固化难等诸多制约，可适应快速更改迭代的工艺设计与巨大的生产投入。

增材制造可以根据设计的更改快速更改工艺模型，实施制件生产，可以用粉末或丝材生产不同尺寸的制件而不受原材料尺寸规格限制，可以近净成形以大幅度减少机加工作量，可以自由生产小批量、几件甚至单件的制件以减少生产投入和周期，图 3 为增材制造生产的典型结构实例。相比传统制造技术，增材制造主要的优势在于可以生产形状复杂、不规则的制件，甚至可以制造传统机加无法加工的微观结构和内部结构。增材制造的这个优势可以制造之前无法实现的结构构型，为突破传统结构构型束缚，创造全新结构构型提供制造技术手段。

表 1 常见的增材制造方式

图 3 增材制造生产的新结构件：(a） 摇臂；（b） 防火墙；（c） 前缘

2.2 基于增材制造技术的创新结构

相对于传统结构的离散、板杆构型、材料与承载功能单一等特征，新一代战机的新型结构特征可归结为“ 四化” ——大型整体化、构型拓扑化、梯度复合化、结构功能一体化。围绕“ 四化” 方向，可构建全新结构形式，如三维承载整体结构、仿生构型结构、梯度金属结构以及微桁架点阵结构等。

三维承载整体结构是将若干各自独立的结构件整合成整体，通过增材制造一次性成形，把传统平面结构的二维承载改变为三维承载方式。该类结构可大量消除原有的工艺分离面，有效减少结构传载“分散-集中-分散” 情况，优化载荷传递，减少结构冗余部分，实现减重。同时该类结构减缓了传统机加结构生产带来的应力集中，消除了大量的疲劳薄弱环节，增加结构寿命。此外，三维承载整体结构取消传统多件平面二维结构机械连接装配的大量紧固件，取消了大量连接孔，对机体结构的减重和增寿也有极大增益，典型三维承载整体结构如图 4 所示。

仿生构型结构是按照载荷分布将材料集中在最有效的拓扑路径上，实现满足承载和刚度要求下结构质量最小，是一种轻量化的结构构型。该类结构在自然界中随处可见，如树叶的叶脉、蜻蜓的翅膀。典型部位采用该类结构，相比传统制造的板杆构型结构可减重 20% 以上。该类结构传载更均匀、更优化，质量减轻的同时，还可以有效降低应力集中，促进寿命增益，典型仿生构型结构如图 5 所示。3D 打印是实现该类复杂结构的有效制造手段。

图 4 “肋/梁/接头” 三维承载整体结构

图 5 舱门摇臂结构对比 （a） 传统构型；（b） 仿生构型结构

梯度金属结构是将不同金属材料按需分区布置并熔合成一体的新型结构，其力学性能呈梯度变化。金属结构的材料布局具有可设计性。该类结构可实现减重、提高疲劳寿命、降低成本，在实现承载功能的同时，还可以根据需求使结构部分区域具有耐热、抗蚀、耐磨等功能，典型梯度金属结构如图 6 所示。

微桁架点阵结构是指将结构内部或表面由微观结构单元阵列累积构成，并在内部微观结构中融合系统通路以实现各种功能。该类结构在满足承载能力需求的同时可大幅度减轻质量，此外还可以实现隐身、变体、耐热、自洁、减振、降噪、防爆、抗冲击、健康监控等多种功能，典型微桁架点阵结构如图 7 所示。

图 6 梯度金属翼肋结构

图 7 增材制造微桁架点阵结构

 新结构关注的技术问题

对基于增材制造的新型结构，重点关注两方面技术问题。一是新结构的可制造性，主要关注其制造可实现性、生产效率、尺寸规格，以及生产周期、成本和配套工艺等。二是关注新结构是否发挥了增材制造技术的特征与优势，设计是否达到最优。也就是说，基于先进制造的新结构研制一定要将设计和制造统一考虑，相互迭代，以实现最优的结构效率。

在三维承载整体结构方面，可制造性重点关注激光沉积同轴送粉技术、电子束真空熔丝成形、电弧低成本熔丝成形、多种增材工艺复合制造成形，以及增材制造与传统变形材料机加结合制造的相关工艺。设计技术重点关注整体结构的三维成形连接区的失效模式和许用值、三维承载整体结构在交变载荷下三维裂纹扩展的行为规律、采用多种增材工艺复合制造整体结构界面区的力学特性，以及综合成形工艺特征和疲劳特性的整体结构优化方法等。

在仿生构型结构方面，可制造性重点关注超大规格激光选区熔化成形、增材铺粉成形与成形连接复合制造、冷压烧结成形等制造技术。设计技术重点关注拓扑构型的损伤容限特征与许用值定义方法、复杂载荷工况下传力路径特征、仿生构型结构轻量化便捷仿真模型、基于增材制造工艺约束面向不同性能/功能需求的优化设计方法，以及仿生构型结构的实验过程失效监控技术等。

在梯度金属结构方面，可制造性重点关注激光直接沉积送粉成形、异种材料成形、爆炸成形、搅拌摩擦焊、异种材料热处理等制造技术。设计技术重点关注梯度多材料结构的力学性能和表征方法、梯度金属结构过渡区的行为响应规律、异种材料结合结构界面的失效判据与许用值、含性能梯度特征的多材料结构宏细观仿真建模方法、多种梯度材料结构布局分布与结构特征的协同综合优化、梯度金属结构的适用范围与设计指南等。根据前期的研究成果可知，基于激光沉积成形的异种钛合金复合结构，其界面过渡区宽度在 0.4～0.6 mm；过渡区静力性能介于两种基材之间，疲劳性能也介于两种基材之间；过渡区断裂韧度梯度变化，具有线性、连续过渡特征，过渡区裂纹扩展速率规律与单一材料近似，可由 Paris 公式描述。

在微桁架点阵结构方面，可制造性重点关注激光选区熔化成形、电子束选区熔化成形、增材铺粉成形与成形连接复合制造、结构表面微纳加工等制造技术。设计技术重点关注基于增材制造工艺属性约束微观结构单元的构型设计、微桁架结构的基本力学性能与表征方法、微桁架节点连接方式对性能影响规律，微桁架结构失效机理/判据与设计许用值、微桁架结构的跨尺度仿真模型与分析方法、宏细观多功能结构构型优化设计技术等。在前期的研究工作中可以看出，微桁架单元组成的多功能融合结构其承载特性与单胞构型、相对密度、载荷形式等相关。微桁架杆径的尺寸对结构力学性能影响很大，通过实验可知杆直径从 0.5 mm 增加至0.6 mm，相对密度从 6.25% 提高至 8.9%，抗压强度则可提高 4.6 倍。

 增材制造新型结构实例

针对战机上的三个典型实例，基于增材制造技术，设计制造一体化开发相应的新型结构，并通过对比传统方案，分析新型结构的优势与收益。其中燃油管接头是小尺寸具有结构特征的功能件，环形散热器为中等规格的结构功能一体件，框梁结构代表大型主承力结构件。

4.1 燃油管接头

燃油管接头是战机连接燃油系统管路的通路接头，有四个接口，尺寸 为 210 mm×110 mm×85 mm，铝合金材质，传统方案如图 8 所示，为左右锻件机加制成的法兰盘和中间的铸造四通短管焊接制造，质量为 0.35 kg。原产品气孔夹杂严重，性能差、强度低、寿命短，成品率不足 10%。

为解决原方案问题，基于三维承载整体化的结构理念，提出用增材技术整体一次成型的制造方案，并根据增材制造技术的特点，对产品方案进行结构/制造一体化的全新设计与优化，目的是在满足使用要求的基础上实现最大幅度的减重。经过8 轮设计与工艺的迭代优化，形成最终结构与主体工艺方案。设计内容包括结构各部分的构型、各部位的局部形状、每一处典型尺寸及其过渡区的设置，工艺设计内容包括单炉摆放件数、摆放角度、支撑结构等与结构构型和尺寸相关的主要工艺方案内容。

在确定结构方案和主体工艺方案的基础上，对工艺参数进行细致的优化与试制迭代，主要包括针对成形组织、性能、变形等方面对主体结构成形工艺参数的调整，以及针对制件表面粗糙度、表面质量与表面处理方式（硫酸阳极化、化学氧化、喷漆）等方面对结构表面成形工艺参数的调整，形成最优的工艺参数+后处理加工+表面处理+无损检测的制造方案。最终制件未见缺陷，晶粒尺寸较均匀，性能满足设计与使用要求。
燃油管接头经过设计/制造一体化全新研制后的增材制造方案，成品率、强度、寿命大幅度提升，零件数量、质量、生产周期则大幅度减少，有效解决了产品传统技术问题，全面提升了性能品质，燃油管接头最终产品如图 9 所示，与传统方案相比增材制造方案收益结果见表 2。

图 8 燃油管接头原设计和制造方案

图 9 增材制造燃油管接头最终产品

表 2 燃油管接头传统方案与增材方案对比

4.2 环形散热器

环形散热器是战机重要系统功能件，是连接进气道与发动机的转换段，利用环内空气对飞机的系统冷却液进行降温处理，以此保障飞机重要功能成品的正常运转 。环形散热器尺寸 为 ϕ800 mm×330 mm， 传 统 方 案 是 由 200 余 件 薄 钢 件 通 过“ 焊+钎焊/氩弧焊组合焊接” 制成，如图 10 所示，焊缝非常多，导致其开裂频发，交叉焊缝和搭接处经常出现缺陷，成品合格率不足 50%。此外，传统方案还有质量大、强度低、功能单一等问题。

基于三维整体化和多功能融合的理念，提出“分区模块化、单模块增材整体成型、模块间螺接密封” 的方案。并基于增材制造特征开展全新设计，新型增材制造环型散热器结构方案如图 11 所示，目标是提升换热效率，并大幅度减轻产品质量。通过构建内部梯度分布流道，流道壁按需设置导流孔，实现散热器内部的紊流换热，以此突破传统方案平流换热效率低的瓶颈，内流道结构细节如图 12 所示。在结构典型部位与细节上充分考虑增材可制造性，如壁面与筋条设计成 45°构型以减少支撑；综合承载、变形控制与成形性，合理分布自支撑结构元件和内部开孔的形状-尺寸-间距等；同时设计内部结构的清粉和内表面粗糙度处理通路。经过多轮结构与工艺的协同优化，获得具有良好可制造性的结构构型与尺寸参数，并优选出满足薄壁/多孔等典型特征、最优表面质量、最佳力学性能等需求的打印工艺方案，充分体现设计制造一体化的特征。研制后的增材制造产品解决了强度、寿命、成品率、质量和生产周期等方面的问题，大幅度提升了环形散热器的工重比，实现了产品的升级换代。

图 10 环形散热器传统方案与滚焊制造过程

图 11 新型增材制造环形散热器方案

针对环形散热器结构复杂曲面、大面积多层薄壁、0.8 mm 内部长细板件、内部阵列免支撑开孔等特征，开展多轮增材制造工艺方案与参数调试，通过内填充、外表皮功率、扫描速度等工艺参数，以及支撑、分区策略等成形方案的调整优化，得到最佳增材制造方案，环形散热器增材制造工艺模型和优化迭代过程产品如图 13 所示。并利用内表面精整技术和专用热校形技术提高了环散内流道粗糙度和整体成形精度。最终环形散热器尺寸公差控制在±0.8 mm 以内，满足设计与使用要求。

图 13 环形散热器典型件工艺参数优化

全新研制的环形散热器，完成气密、耐压、振动、循环加载寿命等考核，满足研制要求。增材制造新型环形散热器成品率达到90%以上，质量减少23.7%，换热效率提升47.8%，有效解决了产品传统瓶颈问题，全面提升了产品性能品质。与传统方案相比增材制造方案收益结果见表 3。

表 3 环形散热器原方案与增材方案对比

4.3 三维框梁整体结构

传统战机主承力结构由框、梁、隔板等组成，通常利用角盒、角材等过渡件采用套合、对接等方式进行机械连接装配，连接区与过渡区有大量的连接孔和紧固件，存在应力集中和疲劳薄弱部位多等现象。如图 14、图 15 所示，以飞机后机身部分钛合金主承力结构为例，由 1 个机身框、2 根垂尾梁、4 根纵向梁通过 24 个角盒，264 个紧固件装配而成，质量达到 155 kg。根部连接区应力集中现象明显，连接区连接孔受载大，单侧产生 44 处疲劳薄弱
部位。

美国 F-22 飞机中尺寸最大的钛合金整体加强框零件质量不足 144 kg，其毛坯模锻件却重达 2796kg，材料利用率不到 4.9%，数控加工周期长达半年以上。对新机研制来说，传统钛合金主承力结构与制造技术的性能、周期、成本无法满足要求。

图 14 战机主承力结构传统方案

图 15 传统结构方案连接方式　（a）耳片连接；（b）角盒连接

采用激光同轴送粉成形与增材连接技术，将机身框、垂尾梁、纵向梁融合为一体，构建三维承载框梁整体结构如图 16(a) 所示。用连续结构代替连接件，取消连接孔，减少疲劳薄弱部位；优化连接区、过渡区局部构型与尺寸参数，降低应力集中；一体化结构整体刚度更好，传载更均匀，进一步减小结构尺寸，降低结构质量。
激光同轴送粉工艺的增材制造技术通过金属材料的激光熔融与快速凝固沉积，可直接成形出完整致密、组织细小、成分均匀、性能优异的“ 近终形” 大型复杂零件。但其零件尺寸过大，会造成变形开裂。“ 分段离散成形＋增材熔合连接” 可有效解决该问题，将分块零件增材制造后，分别进行热处理、机加、无损检测，控制各段零件的残余应力，然后进行增材熔合连接，典型三维框梁整体结构增材工艺分段方案如图 16(b) 所示。通过仿真预测残余应力临界值，为分区离散提供依据；一般而言，单体成形零件尺寸不超过 1.5～2 m，构型复杂零件，尺寸一般不超过 1 m。三维整体结构与其他结构协调接口多、装配关系复杂，成形与加工变形精度控制和容差分配是其关键技术之一。
基于上述方法，新概念结构航空科技重点实验室研制出三维框梁整体结构如图 17 所示，尺寸达到 3.7 m×1.8 m×1.9 m，尺寸精度满足要求，质量为120 kg，与传统结构方案相比减重 22.5%，零件数量减少 97%，大幅降低应力集中，疲劳薄弱部位消减88 处、减少 264 件紧固件，与传统方案结构相比增材制造方案收益结果见表 4。该技术为满足新型战机主承力结构轻量化、长寿命的研制要求提供了一条有效技术途径。

图 16 三维框梁整体结构 　（a） 结构模型；（b） 增材工艺分段方案

图 17 “框/纵向梁/垂尾梁” 三维框梁整体结构

表 4 三维框梁结构原方案与增材方案对比

 跨领域技术对战机结构创新的促进

先进制造技术对机体结构创新起到巨大推动作用，同样光纤传感和建筑工程结构等跨领域的技术对军机结构也具有积极的促进和借鉴意义。

5.1 融合光纤传感实现结构状态感知

战机结构数量巨大，承受载荷大，同时由于材料缺陷和制造损伤不可避免，以及损伤发生部位与形式的不确定性，结构在长期使用过程中会出现多处裂纹，而结构本身的状态又无从感知，不能及时捕捉到结构损伤情况，无法预测机体结构的健康状况，这对战机产生了很大的安全隐患，甚至会导致机毁人亡。

把微小的传感器分布在战机结构上，通过监测结构应变、位移、频率等相应信号，实现机体结构状态的及时感知，并通过捕捉到的信号对战机飞行姿态进行调整，以此规避战机的安全问题，增长战机使用寿命。现在常见的健康监控技术主要有压电传感器、光纤光栅传感器、智能涂层等类型，其中光纤光栅传感器具有体积小、质量轻、响应时间短、对结构性能影响小等优势，在战机结构健康监控方面的应用前景最好。如何进行传感器的优化布局，在捕捉到足够的信号信息、具有足够的可靠性的同时，使用尽量少的传感器，对结构产生影响最小是其关键技术。该技术可借鉴 5G 网络基站布局的思路：一体化基站和分布式基站结合，宏基站、微基站、皮基站、纳基站多尺度结合，小型化、密集化、定制化等理念。战机光纤健康监控可根据结构部位关键程度（损伤情况对飞机安全的影响大小）以及结构构型的复杂程度，进行不同密集程度、不同信号强度的布置。在关键部位布置密集、复杂构型部位在特征点布置、平面大面积结构承载水平一般的区域采用疏松式的布置方案等。通过健康监控技术让机体结构“活” 起来。

5.2 建筑结构对战机结构的启示

传统战机结构受到制造技术制约，形成固定的构型，具有横平竖直的板杆类特征，这与传统建筑结构类型类似。随着现代建筑技术的不断进步，创造出多种新型的结构形式，这些新颖建筑结构的构型方法和设计理念对战机结构也有很大的启示。

国家速滑馆屋顶呈马鞍形，尺寸达到 240 m×174 m，采用钢索网+玻璃板镶嵌的结构，很好实现了屋顶结构的艺术造型、采光、保暖等设计要求。该类结构具有双曲率成形、可承受法向载荷、减振性能好、质量轻等优点，在战机上可转化成新型柔索类壁板，可应用在次承力蒙皮结构上，对该类结构减振、减重具有很好的借鉴意义。

超高层建筑中设置抗震层，以消除地震对建筑主体的影响。新型建筑抗震层的墙体采用了拱形结构构型，具有良好的承载和抗震性能。在传统战机机体中，梁类和肋类结构的腹板多采用平面腹板加立筋的构型，刚度大、质量大。对于某些具有减振需求的梁肋类结构，可参考建筑将腹板筋条布置成拱形，不仅可以提高减振性能，还可以有效减轻结构质量。

 结论

先进制造技术和跨领域先进技术将结构设计、成形加工与工程应用协同融合，创造出与传统不同的具有可实现性的全新结构。特别是基于增材制造开发出的三维承载整体结构、仿生构型结构、梯度金属结构、微桁架点阵结构等创新结构，具有轻质高效、长寿命、多功能、低成本、快速响应的特征，可以大幅度提升机体平台品质，为研制未来新型战机提供了技术支撑。增材制造需要关注的问题除了可制造性和发挥制造优势外，本身还存在微裂纹、微气孔造成的性能不稳定，疲劳寿命难以预测，梯度复合结构和微桁架等特殊结构失效判据难以界定等难题，如何稳定增材制造工艺，形成科学合理的增材制造结构失效判据及验证方式是目前增材制造技术急需解决的重要问题。

本文发表在《航空材料学报》2021年第41卷第6期：P1-P12。