航空航天晶格结构增材制造设计的系统综述：当前趋势与未来方向

来源：航空科学探索

导读：晶格结构由按特定模式重复的单元胞组成，具有较高的强度重量比。当前增材制造（AM）技术的进步使得制造如晶格结构这样的复杂几何形状成为可能，这彻底改变了多个行业的生产方式。本文针对航空航天领域中通过增材制造（AM）技术制备的轻量化点阵结构展开系统性综述。首先阐述了点阵结构的基本分类，接着深入探讨了相对密度、单元参数、体积分数等影响其力学性能的关键因素，分析了传统制造工艺与增材制造技术（如选择性激光熔化、电子束熔化等）的特点及局限性，梳理了尺寸优化、拓扑优化（含 SIMP 法、均匀化方法、多尺度优化）等设计优化手段的研究现状。在此基础上，总结了点阵结构在航空航天领域的应用案例，剖析了其在建模选型、性能预测、认证标准、结构完整性等方面面临的挑战，并展望了材料工艺创新、智能化设计方法开发、标准化体系构建及多功能集成应用等未来研究方向，旨在为相关研究人员和工程师设计高性能轻量化航空航天点阵结构提供参考。

1. 引言
第四次工业革命，通常被称为 “工业 4.0”，它设想了先进技术的出现，这些技术有可能取代传统制造方法，并能以与大规模生产相同的成本效益和效率生产单个组件或零件。在这些创新方法中，增材制造（AM）脱颖而出，因为与传统方法相比，它能够更轻松地制造出具有更少复杂性和更多复杂性的物体，例如晶格结构。晶格结构是通过组织单元胞形成的多孔排列，这种结构中的模式对其力学性能有着显著影响。与非晶格或实心结构相比，晶格结构在实现既轻质又坚固的结构方面展现出了相当好的前景。由于其优异的物理和力学性能，这些结构在包括汽车、航空航天和生物医学在内的各个工程领域都引起了极大的关注。使用增材制造来创建轻质晶格结构，为设计航空航天部件时提高性能和定制化提供了新的可能性，同时降低了制造成本和材料浪费。

尽管增材制造有诸多优点，但明确其局限性至关重要，包括特征尺寸、表面质量以及在设计晶格结构时对支撑结构的需求等因素。这一点至关重要，因为晶格结构的最小特征尺寸和材料与所采用的特定增材制造方法密切相关。在这个阶段，增材制造设计（DfAM）方法变得很重要，其目标是为预期目的实现最有效的结构。增材制造设计还旨在降低生产成本和时间，同时优化零件的功能以适应增材制造。图 1 给出了考虑增材制造约束的轻量化设计优化的一般概述，其中设计在优化设计中纳入了增材制造约束，以满足设计要求，并在最终产品中实现重量优化。晶格结构的设计优化方法已成为文献中的焦点，特别是在增材制造设计领域，许多已发表的研究都证明了这一点。解决增材制造的主要挑战，围绕着增材制造设计知识、规则、流程和方法的进步，一直是一个共同的主题。对增材制造设计的理解和认识不足阻碍了其在增材制造行业的广泛应用，从而限制了增材制造在晶格结构生产中的应用。为了推动增材制造设计的发展，需要对涵盖制造复杂晶格结构的新方法、技术和材料的文献进行系统整理，特别是在航空航天应用方面，要考虑多个尺度，并探索细观结构。

因此，本系统文献综述详细概述了专注于增材制造的航空航天轻质晶格结构的研究。由于轻质结构设计在航空航天应用中是一个很有前景的领域，特别是晶格的应用因其高的强度重量比和良好的效果而不断增加。了解与航空航天应用的轻质晶格结构设计特别相关的各种晶格参数、设计方法、制造技术和材料非常重要，因此，本文的重点在于晶格结构在航空航天应用中的强度重量比能力。因此，本文的研究和趋势总结中排除了涉及晶格能量吸收的文献。对能量吸收及其相关参数的详细文献感兴趣的读者，可参考其他相关文献。

本文的主要章节概述如下：第 2 节介绍了本研究的基本搜索方法；第 3 节介绍了晶格结构的基本原理；第 4 节介绍了晶格结构力学性能的研究现状。第 5 节报告了用于航空航天晶格的制造技术和材料的发展。此外，第 6 节提供了关于晶格设计优化技术的详细文献。最后，第 7 节阐述了晶格结构在航空航天中的详细应用，以及在航空航天领域应用中的局限性、挑战和潜在的未来应用。文末给出了结论和未来建议。

2. 方法
本综述论文采用的方法包括从关键工程数据库（即 Web of Science、Scopus、EbscoHost 和 ScienceDirect）系统地搜索和提取数据，重点关注 2014 年至 2023 年这 10 年的文献。搜索时使用了表 1 中列出的一组特定关键词。在去除重复文献后，共确定了 848 篇研究文章：其中 Web of Science 有 166 篇，Scopus 有 217 篇，EbscoHost 有 201 篇，ScienceDirect 有 322 篇，这些文献均于 2023 年 12 月获取。随后，应用了纳入 - 排除标准对文章进行筛选，最终得到 380 篇与增材制造用于航空航天应用的晶格结构相关的文献。这些文章根据标题、摘要、关键词、结论、材料和方法等多个部分进行了全面筛选。此外，还纳入了上述数据库之外（如表 1 中所述）的数据源的数据，以获取关于该主题的任何最新研究结果。图 2 和图 3 展示了 2014 年至 2023 年 12 月发表的关于增材制造晶格结构的文章数量、引用分数以及按学科领域的分布情况，表明在搜索期间该领域的研究呈上升趋势，也说明了增材制造晶格结构研发的重要性日益增加。

3. 晶格结构的基本分类
晶格结构由可通过重复形状模式发展而来的空间填充单元胞组成，且无间隙，因其在工程应用中具有减轻重量和高的强度重量比的潜力而受到关注。最初，在晶格结构概念提出之前，吉布森和阿什比提出的 “多孔结构” 一词被广泛使用。他们认为多孔结构包括蜂窝以及开孔和闭孔泡沫。然而，与泡沫和蜂窝相比，晶格结构在定义上存在差异，特别是在单元胞的类型、形状尺寸和属性方面。为了对多孔结构进行更明确的分类，德鲁夫・巴特、陶和勒将这些结构分为三大类：泡沫、蜂窝和晶格结构。在泡沫结构中，单元胞形状随机，胞壁在空间中呈现任意取向（如图 4a 所示）。某研究对这些泡沫进行了详细介绍，探讨了金属泡沫的性能、制造方法和应用。此外，另一项研究给出了金属泡沫更明确的定义，明确提到其孔隙率在 40% 至 98% 之间。这些泡沫是一种广泛存在的多孔结构类型，在软木、松质骨和木材等材料中都有实例。

相反，蜂窝结构的挤出单元胞形状均匀，尺寸相同（如图 4b 所示）。根据二维平面中重复单元胞的形状，它们可分为四面体、三棱柱、四棱柱、六棱柱等。最近，一种被称为拉胀结构的蜂窝子类别引起了人们的极大兴趣，其泊松比为负（如图 4c 所示）。与传统蜂窝相比，这种结构在拉伸方向上横向膨胀，增加了其剪切模量、断裂刚度和抗凹陷能力。另一方面，晶格结构是通过排列具有边缘和面的空间单元胞形成的结构配置（如图 4d - j 所示）。根据三维设计空间中单元胞的排列方式，晶格结构可进一步分为周期性结构和准周期性晶格结构。在周期性结构中，单元胞的排列方式不会改变单元胞的特征（图 4d 和 e）。而在准周期性晶格结构中，单元胞的特征（如单元胞类型、大小和厚度）会发生变化。单元胞大小和厚度的变化分别被视为尺寸梯度和厚度梯度。尺寸梯度涉及一种复制模式，其中单元胞的大小沿指定方向逐渐变化，而元素的厚度保持不变（图 4f）。相反，在厚度梯度中，单元胞大小保持一致，但元素的厚度会发生变化（图 4g）。通过改变单元胞的大小、类型和厚度也可以获得梯度。

共形晶格结构的单元胞在长度和形状上以非均匀的方式变化，使复制模式能够遵循零件的边界（图 4h）。此外，随机模式（也称为随机晶格结构）的单元胞或支柱以周期性模式排列，但在大小、形状和取向上存在随机变化（图 4i），不应将其与随机泡沫（图 4a）混淆，随机泡沫由不规则形状的单元胞或空隙随机分布在固体基质中组成。另一类晶格结构是混合晶格结构，其中排列了不同类型的单元胞以获得特定的性能（如图 4j 所示）。

此外，文献中还概述了增材制造晶格结构中常用的不同类型单元胞拓扑结构，包括基于支柱和基于表面的晶格结构，如图 5 所示。在基于支柱的结构中，位于单元胞顶点或边缘（偶尔也在单元胞内部）的节点由通常称为支柱或梁的细直元素连接。这些单元胞具有实心和空心桁架变体，以及多种单元胞形状，包括简单立方、体心立方、面心立方和八角形桁架等（图 5）。关于基于表面的单元胞，我们可以区分基于平板的晶格和三重周期最小表面（TPMS）单元胞。基于平板的晶格由平坦的二维层组成，这些层组合在一起形成三维物体（如图 5 所示），3D 打印中常用的平面结构包括可能具有六边形或三角形单元胞的晶格。与基于梁的晶格相比，它们通常更硬，但重量更大且打印难度更高。或者，受生物启发的 TPMS 单元胞在每个点处的边界表面平均曲率为零，正受到越来越多的关注。由于其几何特征能够实现各种与表面相关的属性，如可制造性、流体渗透性以及电和热导率，它们作为功能梯度结构具有重要意义。TPMS 最早在 19 世纪由施瓦茨提出，包括原始表面和菱形表面，是数学定义的、非自相交的表面，形成周期性的三维图案并局部最小化表面积。这些表面将体积划分为单个连接的组件，可以使用基于调和函数的水平集技术创建。两种主要的 TPMS 结构是片状 TPMS 和骨架状 TPMS。在片状 TPMS 中，表面加厚形成实心结构，而在骨架状 TPMS 中，TPMS 分隔的体积被填充以创建实心结构。这些结构没有节点和曲率不连续性，减少了应力集中并提高了强度。图 5 展示了最常见的 TPMS 单元胞，如 SplitP、Gyroid 和 Diamond。

4. 晶格结构的性能
在本节中，概述了理解和评估晶格结构力学性能所需的基本参数。多项研究深入探讨了晶格结构的力学特性，重点关注刚度、强度和延展性。例如，阿尔塔米米开发并测试了 30 种基于支柱的晶格，通过组合两个或更多单元胞（如立方和对角单元胞）创建了一个名为混合单元胞的组合单元胞。他们发现这种混合晶格拓扑方法可以减少各向异性行为并增强力学性能。奥巴迪穆对金属和非金属晶格结构的压缩行为进行了全面综述，研究了优化技术、失效机制，同时强调了对金属基晶格结构研究的不足，揭示了晶格在结构应用中的重要性。胡等人展示了由碳纤维增强复合材料晶格桁架组成的夹层板的设计，展示了其强度和失效模式。耿研究了 AlSi10Mg 合金晶格材料的力学行为，发现不同的晶格类型具有不同的拉伸强度和刚度，并表现出延性断裂。拉赫曼等人通过研究功能梯度软硬晶格结构的刚度扩展了这项工作，发现软硬材料的组合可以提高刚度。王研究了不同类型的聚合物晶格结构在均匀和梯度模式下的压缩变形。他们观察到均匀晶格排列的变形比梯度模式小。同样，名为 BCCz 的负载方向增强晶格由于额外的垂直增强，比其他晶格具有更高的杨氏模量和承载能力。

这些研究共同凸显了晶格结构在包括航空航天轻量化部件设计在内的各种应用中的潜力。例如，特鲁德尔等人将一个简单的飞机门铰链的重量减轻了 44%，威尔科克斯等人通过使用晶格结构使飞机支架的重量减轻了 24%。此外，晶格结构还用于无人机部件（如肋骨）的设计和优化，与实心结构相比，可实现高达 59.65% 的重量减轻，展示了其在重量关键型应用中的效率。晶格材料还可用于形状变形机翼，并在无人机部件中实现显著的重量减轻和性能提升。基于文献研究，影响晶格结构的关键参数包括相对密度、结构几何形状、单元胞大小、单元胞数量、材料属性、在设计空间中的分布、制造条件和体积分数。本文前面的章节详细介绍了评估晶格结构力学性能所需的基本因素的文献。

4.1. 相对密度的影响
相对密度，由晶格结构的密度与基础固体材料的密度的比值确定。这个比值对结构的力学性能有很大影响，并决定了其主导行为。相对密度的变化可以改变结构的主导模式，较高的密度往往会导致拉伸主导的结构，而较低的相对密度则与弯曲主导的结构相关。从数学角度来看，通常使用拉伸主导和弯曲主导的麦克斯韦稳定性准则之间的差异来表达。弯曲主导的结构承受弯矩，使其更具柔韧性，而拉伸主导的结构承受轴向载荷，与弯曲主导的结构相比，它们更硬、更强。

通常，在保持相对密度相似的情况下，拉伸主导的结构比弯曲主导的结构具有更高的初始刚度和屈服强度。虽然拉伸主导的结构在力学上更有效，但容易受到突然的剪切破坏。相反，弯曲主导的结构更具柔韧性，能更好地有效耗散变形。

此外，不同桁架晶格的对比研究发现，带有圆角的八面体桁架结构由于其较低的相对密度，比没有圆角的结构具有更高的机械抗压强度。另一方面，金字塔形晶格桁架结构在较高的相对密度下表现出增强的压缩性能，观察到的失效模式包括断裂、稳定变形和软化。此外，在增材制造的晶格结构中，相对密度与弹性模量、屈服强度和极限强度呈正相关。最近的研究还发现，新开发的三维晶格超材料的弹性模量随相对密度线性增加，与传统晶格结构相比，刚度得到了提高。此外，研究表明，较高的密度通常会提高 3D 打印晶格结构的刚度和强度，尽管由于密度与力学性能之间的非线性关系，确定最强的填充模式仍然具有挑战性。

此外，对具有不同打印密度的增材制造碳纤维长丝进行了实验研究。结果表明，随着弹性模量和极限拉伸强度的提高，其机械性能更好，但代价是生产时间更长和重量增加。简而言之，较高的相对密度通常会提高强度，但也会增加重量，因此需要找到最佳的密度平衡。图 6 展示了不同密度如何影响机械性能，较密的结构在刚度和强度方面有更明显的增加。这突出了密度与晶格性能之间的复杂关系，与阿什比和吉布森关于开孔泡沫的既定原理一致。

此外，梯度密度与晶格结构的力学性能之间存在很强的关系。梯度晶格结构（GLS）由于其优化的材料分布，与均匀晶格结构（ULS）相比，具有优越的力学性能，包括更高的刚度。在晶格结构中实施梯度密度已被证明可以提高结构性能，从而增加抗屈曲性和极限承载能力。通过增材制造工艺制造的晶格结构中，控制局部密度可以定制机械行为。同样，设计具有不同密度梯度的晶格结构时，可以观察到结构梯度与机械行为之间的显著关系。此外，梯度晶格结构表现出增强的扭转刚度和剪切强度，有效的材料分布影响失效机制并延迟塑性变形。诸如拓扑优化和渐近均匀化等计算方法能够优化梯度晶格结构的设计，有助于实现所需的机械性能和表现。

4.2. 单元胞参数的影响
最近的研究表明，修改单元胞参数（如支柱厚度、长度和单元胞大小或它们的组合）可以导致不同的致密化模式，从而产生独特的机械响应。研究突出了调整支柱厚度对晶格结构内密度梯度的影响，范・格伦斯文等人的研究证明了这一点，他们观察到在三层规则菱形单元胞中支柱厚度的增加。马斯克里等人进行了研究，比较了梯度体心立方（BCC）和 BCCZ 晶格结构与均匀晶格结构（ULS）的抗压强度。这些结构的支柱直径从底部到顶部连续减小，在保持 ULS 和 GLS 平均密度恒定的情况下，具有良好的梯度密度特性。同样，乔伊等人采用了从 0.4 到 1.2 毫米的线性连续变化的支柱直径，以实现立方和六边形晶格结构的均匀密度变化（如图 7 所示）。此外，他们还研究了 F2BCC 型晶格结构，在保持 ULS 和 GLS 的质量和相对密度相同的情况下，从底部到顶部增加支柱厚度。压缩测试表明，功能梯度材料（FGM）发生了独特的变形，从最不致密的层开始逐渐失效到更高密度的层，应力 - 应变曲线显示应力峰值不断增加。相比之下，均匀支柱晶格则经历突然的剪切破坏，整个样本出现开裂。

同样地，增材制造晶格结构中支柱直径的变化会影响弹性模量和坍塌应力，有限元建模有助于深入理解这些影响。此外，霍斯罗沙希等人探讨了通过调整支柱长度来调节晶格结构的刚度水平，认为这是一种在保持厚度不变时的简单方法。在立方晶格结构的加载方向（z 方向）增加支柱长度，可以生成功能梯度晶格，他们的头盔衬里模型便是例证。此外，对体心立方晶格结构进行支柱长度和方向的修改，会影响冲击模量、刚度和重量。另外，一项关于修改后的体心立方晶格结构在轴向压缩载荷下力学特性的研究发现，当支柱长度固定且支柱角度为 100° 时性能最佳，而可变支柱长度和 40° 支柱角度则能提供更高的比刚度并减轻重量。

另一方面，通过改变单元胞的拓扑结构及其大小，可以在晶格材料中引入密度梯度。例如，肖和宋（如图 8 所示）通过引入单元胞大小可变的菱形十二面体展示了这一概念，从而在加载方向（z 方向）产生密度梯度。研究发现，复合晶格结构中强化的边缘有助于更均匀地分布载荷，减少应变和应力集中，进而影响比刚度和强度。此外，像柯西弹性这样的非经典效应受单元胞大小的影响，会显著影响聚合物晶格的扭转和弯曲刚度。对于金属晶格结构，可以通过选择合适的单元胞类型来调整诸如模量和强度等力学性能，这表明了单元胞拓扑结构与结构性能之间的关系。同样，拓扑优化晶格结构中的孔隙率和单元胞大小的变化与抗压强度和动态弹性模量相关。一般来说，较大尺寸的单元胞会导致较低的力学性能。这些由内部单元胞之间的键能控制的晶格参数与尺寸相关的变化，也会影响晶格的压缩或拉伸性能。

此外，单元胞相对于施加载荷的取向和排列方式会显著影响结构的力学性能，尤其是在各向异性行为方面。例如，一项针对具有恒定孔隙率的三种不同增材制造三重周期最小表面（TPMS）结构的研究表明，力学性能高度依赖于结构的单元胞几何形状。研究人员观察到，Gyroid 和 Diamond 结构适用于高应变应用，而 Schwartz 结构则适用于低应力水平。同样，构建取向在决定晶格结构的微观结构和力学性能方面起着至关重要的作用。例如，倾斜支柱与垂直支柱相比，具有更大的晶粒尺寸和孔隙率，支柱取向在 35.5° 至 9° 之间变化时会增强力学性能。支柱取向也会影响机械强度，对角构建的样本强度降低，而热等静压（HIP）等热处理可以通过改变微观结构和力学性能来提高延展性。此外，不同的旋转角度和单元胞大小会影响刚度和变形机制，在 AISI 316L 晶格结构中，四面体单元胞的弹性模量和离轴位移变化最小。同样，晶格结构的优化方案，包括修改基于梁的结构和在恒定相对密度下改变单元胞拓扑结构，旨在提高诸如刚度等性能。在保持恒定相对密度的同时，确保承载区域有足够的材料至关重要，抗压强度是关键关注的性能之一。可变密度晶格结构的临界屈曲点取决于梁厚度、取向和质量分布等因素，忽略这些参数可能会导致晶格结构柱中的裂纹扩展。屈曲还受密度、梁厚度、质量分布和结构高度等参数的影响。

4.3. 体积分数的影响
研究表明，体积分数是指晶格结构中固体材料的体积百分比，不应与前面定义的晶格相对密度（晶格质量与固体材料总质量的比值）相混淆。体积分数会影响晶格结构的力学性能，包括刚度和抗压强度。较高的体积分数与增加的刚度和抗压强度相关，该研究进一步探索了基于表面的晶格结构，通过调整体积分数可实现特定的力学性能。在增材制造的晶格结构中改变体积分数可以产生不同的刚度水平或各向同性行为，设计新颖的结构以增强刚度特性，这凸显了体积分数与晶格结构刚度之间的重要关系。此外，增加体积分数会导致形成不同的分形区域，影响凝胶的分形特性，并可能影响力学性能。优化晶格体积分数的分配可以减少金属增材制造中的热变形，将体积分数与机械稳定性联系起来，而在金属 / 陶瓷多层系统中，特定的体积分数范围可以提高机械性能。

4.4. 晶格结构的测试标准
为了评估增材制造晶格结构的压缩力学性能，通常采用标准测试 ISO 13314:2011 和 ISO/ASTM CD 52959。这些标准最初是为随机多孔材料设计的，现在已成为增材制造晶格材料的有用标准。这些标准推荐了一种特定的几何形状，要求试样的线性尺寸至少为单元胞大小的 10 倍，以减小边缘效应。此外，通过结构指标进行系统评估对于评估晶格结构的力学性能至关重要。图 9a 展示了晶格结构的典型压缩力学曲线，描绘了压缩过程中的不同阶段：弹性阶段、平台阶段和压实阶段。在准静态压缩载荷下，晶格结构在最初的线性弹性区域内保持稳定，直到第一批支柱失效。随后进入平台阶段，由于屈曲、开裂或屈服等因素，单元胞会沿着优先失效带逐渐坍塌，具体取决于材料特性和多孔结构。最后的压实阶段则与单元胞相互挤压直至完全坍塌有关。

同样，由于局部缺陷和几何误差，理解晶格结构的疲劳性能具有挑战性。一般来说，疲劳强度会随着相对密度的降低而降低，尤其是在屈服应力方面。经过优化的晶格，特别是那些由高延展性的贱金属（如 Cr - Co 合金和不锈钢）制成的晶格，往往具有出色的疲劳性能。疲劳实验通常采用单轴压缩 - 压缩方式，施加的轴向载荷会随时间负向变化。尽管缺乏特定的标准化，但这种方法因其简单性而受到青睐。疲劳试样通常遵循国际标准 ISO 13314，有些还会加入端部实心板，以确保试样表面具有更好的相似性和平面度。如图 9b 所示，疲劳寿命可分为三个阶段：第一阶段涉及应力的塑性重分布和弹性安定；在第二阶段，出现棘轮效应，应变幅值恒定，平均应变上升，表明损伤开始并扩展；第三阶段，由于裂纹合并，平均应变突然上升，导致突然失效。失效循环次数由增加的曲线与拟合测试结束前平均应变最后几点的直线的交点确定。另一方面，进行弯曲测试存在实际挑战，主要源于需要采用集中载荷来模拟 3 点或 4 点弯曲条件。这种集中载荷的应用可能会使晶格材料产生压痕，因为晶格材料通常比弯曲测试中使用的滚轮或夹具更软。因此，弯曲测试主要在夹层结构上进行，在这种结构中，较硬的芯材被夹在坚固的面板之间，能够更有效地分散集中载荷并防止压痕。

在过去几年中，一系列研究探索了晶格结构设计参数与机械性能之间的相关性。这些研究共同强调了在晶格结构机械性能研究中考虑特定设计参数的重要性。下表 2 详细总结了关键参数对晶格结构机械特性的影响。

4.5. 观点：影响性能的因素
晶格结构轻量化已成为航空航天应用领域的一个创新研究方向，专注于开发独特的晶格结构、优化晶格类型排列以及研究相对密度等关键参数。本节所引用的文献强调了在实验室层面深入理解晶格结构力学性能的大量研究工作，为其在航空航天领域的实际应用奠定了基础，尽管目前在现实世界中的应用仍然有限。基于梁的单元胞由于比基于板的单元胞更容易制造而被广泛应用，而基于板的单元胞尽管性能更优，但存在粉末截留等问题。最近，三重周期最小表面（TPMS）结构崭露头角，由于其没有节点和曲率不连续性，具有减少应力集中和增强强度的优势。

晶格结构的基本参数，如相对密度，在决定力学性能方面起着重要作用。承受弯矩的弯曲主导结构更具柔韧性，能更好地耗散变形，而承受轴向载荷的拉伸主导结构则更硬、更强，但容易发生突然的剪切失效。研究表明，混合单元胞在减少各向异性行为和增强力学性能方面具有优势，碳纤维复合材料具有优越的压缩性能，以及 AlSi10Mg 合金和功能梯度晶格等材料表现出多样的响应。在实际的航空航天应用中，晶格结构实现了显著的减重，例如在无人机部件中减重高达 59.65%，在飞机部件中也有大幅减重。相对密度、单元胞修改和体积分数优化等关键参数对于调整航空航天部件的刚度、强度和失效模式至关重要。尽管优化体积分数可以增强力学性能，但在性能和重量之间找到平衡仍然具有挑战性。

像 ISO 13314:2011 和 ISO/ASTM CD 52959 这样的标准化测试方法对于可靠的性能评估至关重要，尽管制造过程的复杂性和对特定标准的需求仍然存在。这些研究突出了多孔固体在航空航天领域的适应性和重要性，强调了精确设计晶格以优化力学性能同时最小化重量的必要性。此外，对施瓦茨 P 和 Gyroid 结构等的研究为轻量化设计领域带来了希望，为专注于轻量化和负载考虑的晶格结构设计工程师提供了有价值的见解。总体而言，虽然晶格结构为航空航天应用带来了显著进展，但仍需要持续的研究和开发，以克服制造和测试方面的挑战，优化设计参数，并充分发挥其优势。

5. 晶格结构的制造与材料
制造晶格结构主要有两种方法：传统制造和增材制造。参考文献总结的传统方法包括冲压成型、熔模铸造、挤压线切割、拉伸网折叠技术、搭接装配法、金属丝编织法、石膏型压力渗流法。另一方面，用于制造晶格结构的主要增材制造技术包括选择性激光熔化（SLM）、作为直接能量沉积方法的丝弧增材制造（WAAM）、立体光刻（SLA）、熔融沉积成型（FDM）、选择性激光烧结（SLS）、喷墨打印、模具热压集成、水切割互锁装配工艺、激光切割和热成型。传统的晶格结构制造方法既有优点也有局限性。虽然它们能够制造大规模的晶格结构，但也存在一些缺点，如制造过程耗时、后处理要求高、能耗大以及产生废料。例如，德什潘德提出的熔模铸造方法对熔融金属的流动性有严格要求，使其仅适用于高流动性的有色铸造合金。此外，该方法复杂且容易出现缺陷，限制了其有效性。同样，奎埃亚尔提出的挤压和电火花加工技术需要专用模具，且制造过程复杂，导致生产成本高昂。

此外，这些方法在制造具有细长肋和面板的晶格结构时也面临困难。库伊斯特拉提出了拉伸网折叠法和冲孔网拉伸法。拉伸网折叠法的优点是可以利用原始金属板制造板网，从而最大限度地减少原材料浪费并节约资源。然而，这些方法在制造过程中对变形要求较高，限制了其仅适用于高延展性材料，这会导致结构强度较低且工艺要求复杂。此外，冲压成型法会产生大量的材料浪费。因此，尽管传统制造方法具有一定的优势，但在制造晶格结构时也存在明显的局限性。下表 3 总结了用于晶格结构制造的传统制造方法，包括其工艺流程、优点、局限性和应用。图 10 展示了部分制造过程的示意图。

另一方面，增材制造技术已成为一种变革性的方法，能够制造出传统制造技术无法实现的具有复杂几何形状的结构（见图 11）。通过逐层堆积材料，增材制造具有设计灵活性、与多种材料（包括橡胶、金属、合金、陶瓷和纤维）的兼容性以及能源效率等显著优势。然而，该技术也存在一些挑战，例如在制造复杂几何形状时需要支撑材料，这可能导致材料浪费和后处理时间增加。该过程通常从使用 3D 扫描或 CAD 软件创建虚拟 3D 模型开始，然后将其转换为 3D 打印的标准 STL 文件格式。随后，模型被切片成二维层，并转换为 G 代码格式，以便打印机逐层沉积材料，最终得到所需的物体。用于晶格结构的各种增材制造方法各具独特的能力和优势。每种方法都有其优缺点，可根据特定应用选择最合适的方法。下表 4 详细总结了用于晶格结构制造的增材制造方法，包括其工艺流程、优点和局限性。

此外，文献中探索了多种用于制造晶格结构的材料，以改善其设计性能。例如，铝、钛和钢合金等金属材料通过选择性激光熔化（SLM）和选择性激光烧结（SLS）用于晶格制造。同样，聚合物和复合材料也被研究用于减轻重量和改善机械性能。这些材料的选择是基于它们与增材制造工艺的兼容性以及在各种工业应用中增强晶格结构功能和性能的潜力。下表 5 详细列出了适合增材制造晶格结构的材料，展示了每种增材制造方法的类型、使用的材料以及典型的晶格结构。

5.1. 观点：晶格结构可制造性的挑战
5.1.1. 晶格制造中的挑战
晶格结构已通过现有技术成功制造，但仍存在许多限制和挑战。晶格结构的可制造性受多个参数影响，例如所需的最小特征尺寸和单元胞大小。例如，在选择性激光烧结（SLS）和选择性激光熔化（SLM）等晶格制造过程中，最小特征尺寸直接受粉末颗粒大小、激光光斑直径、激光功率和扫描速度的控制。更细的激光光斑和更细的粉末颗粒能够制造出更薄的特征。此外，制造后未使用粉末的去除也限制了最小特征尺寸。而且，由于粉末截留问题，制造闭孔晶格结构也具有挑战性。尽管增材制造工艺的能力不断提高，能够制造复杂的晶格结构，但设计的晶格结构与实际制造的晶格结构在机械和拓扑性能上仍存在差异，这会导致不确定性。另一个可能的不确定性来源是由颗粒粘附引起的形态完整性问题，在打印过程中部分熔化的颗粒会粘附在支柱表面。增材制造工艺的逐层特性要求相邻层之间有良好的结合；如果没有足够的接触界面，就需要使用牺牲结构来支撑后续层并最小化变形。然而，由于难以从晶格内部移除支撑结构，晶格结构制造通常不使用支撑结构。例外的是熔融沉积成型（FDM），它使用可溶性支撑材料，以及选择性激光烧结（SLS），其粉末床中的未使用粉末可提供支撑功能。

5.1.2. 晶格材料中的挑战
增材制造合金开发方面的持续研究致力于改善金属合金的微观结构，以减少缺陷并提高疲劳抗性。金属粉末床增材制造材料中裂纹起始的主要原因是金属部件粗糙的原始表面。通过在增材制造中使用晶粒细化纳米颗粒对原料合金进行化学改性，可以制造出以前不兼容的高强度铝合金。同样，聚合物增材制造在包括航空航天在内的多个行业中具有通用性。然而，纯聚合物增材制造产品通常缺乏功能部件所需的强度，限制了其在工业中的应用。为了解决这一问题，通过添加增强材料开发了聚合物基复合材料，以增强机械、电气和热性能。但仍然存在挑战，与传统方法相比，材料选择有限且机械强度较低。需要在材料、打印参数和打印机性能方面取得进展，以扩大聚合物增材制造技术的工业应用范围。

<6. 晶格设计优化方法>
增材制造为开发定制的、多尺度的和多材料的高性能航空航天结构提供了极大的设计灵活性。随着增材制造技术的发展，制造此类复杂新颖结构的可制造性已不再是关键问题，但新的机遇也促使人们需要更精细和有效的设计方法。为此，大量文献聚焦于高性能结构设计的计算优化。因此，本节总结了当前关于考虑不同增材制造因素的晶格结构设计优化的文献。

6.1. 尺寸和形状优化
与传统的试错法不同，尺寸和形状优化的概念因其效率和有效性而受到学术界和工业界的广泛关注。这种优化涉及将所需性能分类为目标或约束，并将它们视为与设计参数相关的显式函数。这些设计参数通常涉及构成晶格结构的单元胞的大小、排列和形状。尺寸和形状优化的最终目标是通过微调结构和材料参数，在满足设计和制造约束的前提下，为目标函数找到最佳可行性能的最优解。在对轻质材料和结构进行参数化后，可以使用数值模拟建模方法（如有限元分析（FEA））来评估基于设计参数的目标和约束的响应。这使得能够优化这些设计参数，以定制轻质结构的性能。

在晶格结构优化领域，设计主要集中在单元胞及其排列和优化上，因为它们直接影响结构性能。人们使用各种方法（包括基于隐式表面的方法、基于基元的方法和拓扑优化方法）来设计单元胞，具体方法的选择取决于问题类型。基于单元胞的设计方法因其能够简单表示几何特征且便于分析而受到青睐，在结构设计中得到广泛应用。为了高效设计晶格部件，研究人员通常采用预定义的晶格结构。这些结构允许使用均匀化技术评估有效材料性能。对于预定义的单元胞形状，可以在优化前离线进行均匀化处理，与单尺度方法相比，能够以较低的计算成本生成具有复杂几何特征的结构。这种方法已引起了广泛关注，众多出版物和工业应用都证明了这一点。晶格结构设计空间的缩小使一维、预定义的单元胞有别于分层或并发方法，在分层或并发方法中，微观结构由多变量密度场再现。这种差异对于实现优化至关重要，因为它允许构建一个可微函数，将简化后的参数映射到均匀化的属性，便于在宏观尺度优化中使用。然而，晶格结构中的均匀化可能会导致诸如应力集中损失等问题，从而引发潜在的失效。它也可能产生不准确的有效属性，尤其是在复杂的微观结构中。此外，结果对代表性体积单元（RVE）的选择很敏感，如果 RVE 不具有代表性，可能会导致不准确的结果。

在宏观尺度优化中，每个元素都有一个单一的设计变量（体积分数或厚度）。为了扩大解空间，可以扩展单元胞的参数化。例如，图 12（中间）所示的单元胞结合了两种叠加的几何图案，即 X 形和十字形，每种图案都有自己的厚度，从而在所得的弹性张量中产生更多变化。通过为每个几何基元分配单独的厚度（如图 12（右侧）中不同颜色所示），可以进一步增加每个元素的设计变量数量。王展示了二维和三维中具有每个宏观元素多个设计变量的优化梯度晶格结构。同样，伊梅迪格武等人使用具有七个独立参数的晶格单元进行三维优化。

在过去几年里，大量研究致力于轻质航空航天结构领域的尺寸和形状优化，涵盖了广泛的结构类型，包括基于支柱的晶格、基于 TPMS 的晶格、仿生晶格、拉胀结构和蜂窝结构。例如，杨等人揭示了使用标准梁理论结合增材制造的八面体晶格结构的设计与验证。该研究强调了明确的机械性能设计和可预测的尺寸效应，为增材制造的高效设计方法开发提供了便利。马赫希德等人探索了双金字塔十二面体（一种基于支柱的晶格）的机械性能。该晶格的设计参数包括水平和倾斜支柱长度之间的比率，通过调整这些比率可以定制结构的机械行为。索亚斯兰等人探索了基于星形多边形平铺的平面支柱型晶格架构，研究了由三角形、正方形或六边形形成的四个子族，通过调整星形多边形的角度，弹性模量显著提高了 250 倍，密度增加了 10 倍以上，并且在位置比方面有很大变化范围。在另一项参数优化研究中，迪克西特和贾因提出了一种基于田口方法的定制晶格结构方法，通过改变层厚度作为设计参数，进而改变填充密度以影响强度。确定的最佳组合为层厚度 0.1 毫米、填充密度 100%、打印速度 40 毫米 / 秒时，强度最大。

此外，郑提出了一种设计多晶格结构（MLS）的方法，该方法考虑了支柱的局部密度和圆角接头形状，以准确表征应用的材料属性。优化过程根据施加的载荷调整每个单元的支柱直径和圆角接头半径，以实现最佳密度分布。因此，利用计算均匀化来确定 MLS 的等效材料属性，包括弹性模量和剪切模量，并通过有限元分析对压缩载荷下的机械性能进行评估。在另一项研究中，艾罗尔迪等人探索了由手性单元组成的拉胀结构，采用韧带长度和厚度等描述符来表征结构的几何形状。同样，彭等人对夹层板中的 TPMS 芯进行了数值和实验研究，报告了晶格类型、相对密度和厚度对机械性能的影响。基于对比分析，在密度为 0.5 时，尼奥维厄斯芯材被认为具有更好的弯曲刚度和强度，主要失效机制为剪切失效，随后是面板底面的破坏。此外，李等人研究了夹层板中功能梯度拉胀增材制造晶格芯，以验证负有效泊松比拉胀超材料的设计。通过有限元分析改变板厚度，确定了各种因素在载荷 - 挠度曲线中的影响。桑哈使用仿生分层圆形单元蜂窝（BHCH）作为晶格，并报告称 BHCH 的相对密度与刚度之间存在线性关系，且与其他聚合物多孔材料相比具有更高的强度。实验结果与数值 / 分析结果吻合良好，验证了该结论。此外，T. 乌福迪克使用由竹仿生结构（BBC）组成的功能梯度蜂窝，该结构通过熔丝制造工艺生产，展示了可控的变形阶段，并且在吸收冲击能量方面比传统蜂窝结构有效四倍。BBC 的参数化设计为大规模生产结构提供了可能性，有利于汽车和飞机等应用中的轻量化设计，确保在冲击载荷下的安全性。

尽管尺寸和形状优化在轻质结构中具有诸多优势，但也面临一些挑战。一个重大挑战是评估设计参数的多种组合时涉及的计算复杂性，这可能导致计算时间长，需要大量的计算资源。此外，增加设计变量的数量需要更大维度的设计空间，这使得问题变得非常复杂，影响计算效率和全局最优解的确定。定义合适的目标函数以精确显示所需的性能标准是另一个障碍，因为需要平衡相互冲突的目标，并纳入各种约束。此外，尺寸和形状优化算法可能对初始条件敏感，需要仔细选择起始点，有时还可能需要人工干预。还必须考虑制造约束，如材料属性和几何可行性，以确保设计的实用性。此外，通过物理测试或原型制作来验证优化设计可能既耗时又昂贵。解释优化设计中的权衡并理解其背后的基本原理可能很复杂，需要专家判断。克服尺寸和形状优化中的这些挑战需要多学科的综合方法，结合计算方法、领域知识和实际考虑因素，以实现可靠且可行的轻质结构。

6.2. 晶格结构的拓扑优化
拓扑优化（TO）是一种复杂而有效的技术，旨在优化指定设计区域内材料的排列，以实现预期目标，通常可提高材料利用率。它从初始设计开始，通过将材料转移到不同位置，使最终结构与原始结构截然不同。然而，传统上，通过拓扑优化生产的复杂部件在实际生产中的可行性一直是一个重大挑战。幸运的是，增材制造的最新发展显著缓解了这一问题，使得几乎任何复杂结构的制造都成为可能。制造商已成功利用拓扑优化来生产复杂精密的零件，实现了显著的减重和零件整合。例如，拓扑优化和增材制造被用于为空客 A350 XWB 的垂直稳定器制造电缆支架（图 13a），最终形成了一个集成部件，而不是 30 个单独的零件，重量减轻了 30%，并最大限度地减少了生产和安装时间。参考文献对喷气发动机支架（图 13b）进行了拓扑优化案例研究，最终设计实现了 65% 的减重。同样，RUAG 公司哨兵卫星的天线支架（图 13c）展示了拓扑优化和增材制造的成功应用。优化后的部件刚度比最低要求高出 30% 以上，重量从 1.6 千克减至 940 克。同样，亚普等人深入研究了 3D 打印和拓扑优化在超轻型微型无人机（微型无人机）设计和生产中的应用。他们详细表征了使用选择性激光烧结制造的尼龙材料属性，并通过机械测试和有限元模拟进行了验证。利用拓扑优化设计了优化的轻质微型四轴飞行器结构，随后进行了 3D 打印并通过负载测试进行验证。此外，拓扑优化已成为航空航天结构设计的主要方法，能够实现卓越的刚度和显著的减重。

然而，增材制造带来了诸如精度、连通性、支撑结构和材料属性等独特挑战，需要采用全面的增材制造设计方法。增材制造设计将产品设计和制造相结合，在考虑增材制造约束和机遇的同时优化设计，以实现性能最大化。传统的顺序设计过程往往限制了拓扑优化和增材制造的全部潜力。为了克服这一问题，当前的研究重点是设计适合增材制造的高性能多尺度结构，并将增材制造约束纳入优化过程，以实现设计和制造的持续集成。人们探索了各种拓扑优化方法（如下所述），包括通过基于密度的方法（SIMP）、基于均匀化的方法和多尺度拓扑方法进行晶格结构设计。

6.2.1. 带惩罚的固体各向同性材料（SIMP）
带惩罚的固体各向同性材料（SIMP）或幂律方法由参考文献提出，它使用标量场表示设计空间中的材料分配，其中(rho = 1)表示实体，(rho = 0)表示空。通过允许优化过程中存在中间密度，简化了这个整数规划问题。尽管相对密度值存在变化，但每个元素内的材料被视为各向同性和均匀的。在晶格结构优化中，映射和基于密度的方法相结合可以导致简化的晶格配置，倾向于连续和梯度密度分布。多项研究探索了这些先进方法在优化晶格结构方面的应用。张等人引入了一种可变密度六边形晶格结构优化方法，用于重新设计航空支架，该方法结合了拓扑优化，生成了映射到显式多孔结构的最优密度分布。宋等人提出了一种基于相切圆的不规则晶格结构建模技术，可自动生成不规则晶格结构。同样，某人采用 SIMP 技术优化了用于选择性激光熔化（SLM）技术制造的轻质应用的单个晶格的结构拓扑。此外，某人研究了微米或纳米尺度晶格填充设计中的尺寸效应，将单尺度晶格填充设计与偶应力理论相结合。蒙泰穆罗等人通过基于密度的拓扑优化和 NURBS 表示验证了架构晶格结构的优化拓扑，并使用立体光刻进行制造。王等人提出了一种通过基于密度的拓扑优化设计 3D 多尺度梯度晶格结构的有效方法，采用了晶格结构的参数化插值（PILS）模型。赵引入了一种用于设计和优化功能梯度晶格结构的载荷路径方法，显著提高了比刚度和强度重量比。此外，某人提出了一种基于拓扑优化的自支撑晶格，用作填充结构，具有成本效益和改进的机械性能。

此外，沈等人引入了一种结构异质晶格设计方法，通过选择性替换和拓扑优化增强了轻质晶格结构的机械性能。兵和和久提出了一种用于多组件晶格结构的拓扑优化方法，优化了整体拓扑和分区。此外，某人采用拓扑优化开发了用于多孔晶格结构的高效单元胞，并通过有限元模拟和实验验证评估了其机械性能。在研究填充图案选择时，某人比较了材料挤出增材制造中刚度和强度的变化，强调了在结构优化中考虑各向异性行为的重要性。金等人提出了一种双重优化的晶格结构设计，展示了改进的刚度和承载能力。张等人成功地将基于水平集的拓扑优化与选择性激光熔化相结合，设计出具有高承载能力的轻质晶格结构。此外，曙光提出了一种用于优化多孔结构的投影方法，改善了结构特征和计算稳定性。刘等人使用拓扑优化和晶格结构技术设计了一种轻质夹层飞机扰流板，在保持机械性能的同时实现了显著的减重。这些研究共同为推进各种航空航天工程应用中晶格结构的优化和设计做出了贡献。

6.2.2. 基于均匀化的方法
均匀化方法采用基于微观力学理论的方法，将设计域视为具有重复分布小孔的复合材料。在优化模型中，小孔区域被填充，而大孔区域则保留为空。另一方面，地面桁架方法通过揭示结构元素的最佳位置、数量和连通性来解决尺寸优化问题。调整结构元素的横截面以承受施加的载荷，随后去除横截面接近零的元素，以获得优化的晶格结构。目前，这种优化技术被广泛用于提高研究设计域的刚度。程引入了一种针对可变密度晶格结构的基于均匀化的拓扑优化方法，旨在实现轻量化设计的同时解决增材制造过程中遇到的特定挑战。布鲁吉等人深入研究了具有梯度填充的复合材料结构的优化设计，特别关注不确定加载条件的情况。他们基于均匀化的拓扑优化方法结合了考虑空隙的两相材料定律。李和黄提出了一种针对轻质结构的拓扑优化算法，利用多种晶格材料。该算法整合了晶格材料的均匀化机械性能，并在质量约束下寻求最小化结构柔度。张引入了弹性各向同性板状晶格，将其与基于均匀化的拓扑优化相结合，旨在提高结构和计算效率，同时改善可制造性和各向同性属性。所提出的方法研究了各种晶格配置的机械性能和弹性各向同性，最终优化选定的结构，显著提高了刚度。费尔南德斯提供了一个用于晶格结构拓扑和取向优化的框架（图 14），重点关注应力约束。该方法整合了数值均匀化以确定有效属性，并使用修改后的希尔屈服准则来考虑正交各向异性行为，从而得到具有改进刚度的优化晶格结构。

此外，提出了一种利用基于均匀化的方法和 Voronoi 镶嵌的新颖晶格结构设计方法。该方法优化给定设计域内的密度分布，使用 Voronoi 镶嵌导出基于壁的微观结构，并引入一种有效控制壁厚的技术。梁提出了一种双阶段均匀化拓扑优化和反均匀化方法来设计梯度晶格结构。该方法在宏观尺度上优化晶格取向和材料排列，同时解决微观结构畸变问题，从而提高结构性能和计算效率。程等人开发了一种在应力约束下设计梯度晶格结构的方法，采用渐近均匀化计算有效弹性属性。该方法通过实验验证，展示了与均匀结构相比改进的机械性能。格罗恩等人提出了一种用于具有正交各向异性填充的涂层结构拓扑优化的高效方法。他们基于均匀化原理的方法与基于密度的优化方法相比表现更优，为未来扩展到更复杂的加载场景提供了潜力。韩等人提出了一种基于拓扑优化的非均匀晶格结构设计新方法，强调提高功能性和可制造性。通过将每个单元胞的几何尺寸作为设计变量，他们实现了优化的材料分布，并通过计算和实验分析进行了验证。罗宾斯等人提出了一种用于晶格结构拓扑优化的端到端设计过程，以最小化柔度。他们的方法结合了均匀化和 STL 表示生成，支持生产具有改进属性的复杂晶格结构。

尽管有这些好处，但均匀化基于周期性假设和尺度分离假设，而增材制造的晶格和分层结构通常是非周期性的且与尺度相关。表征这些微观结构的等效性能是一个重大挑战。例如，狄利克雷和诺伊曼体积模量只有在尺度因子趋近于无穷大时才会收敛到周期性复合材料的均匀化体积模量。为了解决这个问题，人们提出了各种方法，如扩展多尺度有限元方法来研究晶格微观结构的尺度效应并优化与尺度相关的结构，以及使用惩罚模型对简化子结构进行近似，将每个晶格单元胞视为一个子结构来优化晶格结构。

6.2.3. 多尺度拓扑优化方法
近年来，单尺度结构和晶格填充的拓扑优化对于开发轻质结构至关重要。虽然它们是两种不同的轻量化方法，但将这些方法结合用于多尺度结构有潜力在各种应用中实现性能提升。多尺度拓扑优化的一个关键动机是加速优化高分辨率结构的计算过程。需要注意的是，理论上在多个尺度上都存在刚度最优的结构。更高分辨率的离散化允许出现精细的几何细节，可能使优化结构的性能更接近理论极限。然而，这会导致显著的计算成本。因此，引入了多尺度方法来加速这一过程，包括各种研究人员提出的原始分层方法。

许多多尺度优化方法侧重于最大化刚度，通常通过将解空间限制为预定义或同时优化的微观结构来实现。这些微观结构因考虑诸如屈曲强度和稳健性等特定因素而被选择，起着至关重要的作用。将各种要求整合到优化中由于数学建模的限制和计算复杂性而具有挑战性。必须在定义的目标与其他考虑因素之间取得平衡，这促使人们使用次优微观结构来实现刚度目标。大多数多尺度拓扑优化方法依赖于均匀化，假设微观结构和宏观结构之间存在明确的尺度分离。然而，由于制造分辨率的限制，这个假设可能存在问题。确保单元胞重复足够次数以确保有效属性的可靠性至关重要。有趣的是，多尺度优化能够在不依赖单元胞几何取向的情况下适应微观结构以局部化应力场，即使在没有明确尺度分离的情况下仍能表现良好。建议通过全尺度分析来验证尺度分离假设，随着线性求解器和并行计算的进步，全尺度分析变得更加可行。定量比较对于评估新方法至关重要，特别是对于那些不太熟悉该主题的人，如学生或设计工程师。

材料和结构的多尺度并发拓扑优化为实现具有增强性能的分层结构提供了一种有前景的方法。例如，刘等人提出了一种用于空间结构接头的多目标拓扑优化（MTO）方法，与单条件优化相比，该方法在静态和动态性能方面都有显著提升。兰等人引入了一种新颖的多尺度显式拓扑优化方法，用于同时优化宏观结构和微观仿生多孔填充物，使用最小控制单元来操纵结构形状并模拟多孔特征。金等人提出了一种用于不同尺度拓扑优化模型的高效有限元分析策略，利用实体有限元分析进行宏观尺度拓扑优化模型，利用均匀化有限元分析进行微观尺度和多尺度拓扑优化，确保计算效率和可靠性。维努戈帕尔专注于优化具有增强弹性和热性能的多材料晶格结构，通过有限元分析进行验证，并使用定向能量沉积提高可制造性。

同样，科斯塔等人对梯度晶格结构进行了多尺度和多材料拓扑优化，通过两尺度并发优化和连续拓扑优化方法，与均匀晶格结构相比实现了性能提升。张等人提出了一种用于实体 - 晶格 - 空隙混合结构的新颖多尺度拓扑优化方法，与纯晶格填充设计相比，该方法展现出增强的结构性能。胡等人提出了一种专门为具有层状梯度晶格填充的涂层结构设计的并发多尺度框架，实现了卓越的固有频率。另一项研究引入了一种同时优化微观结构类型和配置的方法，展示了其在各种优化问题中的多功能性。此外，马尔科等人开发了一个用于晶格结构多尺度拓扑优化的综合框架，整合了 SIMP 方法和基于应变能的均匀化方法，通过数值分析和敏感性研究证明了其有效性。同样，李等人提出了一种用于增材制造中壳填充结构的设计方法，将多尺度拓扑优化与均匀化设计技术相结合。该方法包括五个连续步骤

（如图 15 所示）：均匀化、拓扑优化和反均匀化，目标是生产具有涂层外部和空间变化正交各向异性内部的结构。通过两个设计实例的验证强调了所提出程序的有效性，使用多喷射打印机制造出了相应的结构（见图 16）。

扬等人提出了一种使用水平集描述设计功能梯度多孔结构的多尺度优化方法，在降低计算成本的同时实现了结构性能的提升。黄等人引入了一种新颖的用于晶格材料的多尺度拓扑优化方法，无需进行微观尺度材料均匀化，对长度尺度有更大的控制能力。他们进一步提出了一种用于具有固体涂层和非周期性填充的晶格结构的直接多尺度拓扑优化方法，在考虑增材制造挑战的同时提高了性能和可制造性。同样，拉蒙等人提出了一种利用基于气泡网格的晶格结构和拓扑优化协同作用的多尺度方法。他们通过战略性地识别多余材料并使用多方向晶格结构，为飞机轴承支架实现了高达 81.8% 的显著质量减轻，展示了该方法在不同载荷下轻量化设计中的有效性。

最后需要指出的是，晶格结构和拓扑优化设计的结合是一种强大的方法，可以在可变加载条件下提高结构性能和稳健性。虽然单一的拓扑优化设计在特定加载场景下可能表现出色，但它们往往缺乏对载荷位置和方向变化的适应性。相比之下，晶格结构通过允许局部适应应力场提供了更大的灵活性，从而在一系列应用中提高了性能。通过将晶格映射到拓扑优化设计上，我们可以利用拓扑优化的高刚度和晶格的适应性，从而得到更具弹性和效率的结构。这种方法可以带来更好的结构性能、更高的稳健性和增强的效率，使其成为设计能够承受广泛加载条件的结构的一种有前景的方法。

6.3. 晶格设计的商业代码
增材制造在工业制造中不断演变的角色，伴随着越来越多为晶格结构设计的软件的出现。近期的发展中，像 3DXpert for SolidWorks、nTopology、ANSYS、Creo 等工具，能够与 CAD 程序完美结合，助力特定于增材制造的设计平台。大多数商业软件包都包含多种设计优化选项，包括基于 SIMP 的拓扑优化。它们可随时用于晶格结构的设计和优化，但要以最低的计算成本获得理想的解决方案，仍需要密切关注并具备实际操作经验。下表 6 详细总结了可用于晶格结构设计和优化的不同商业代码的功能。

6.4. 观点：晶格结构设计优化的挑战
如许多研究人员所讨论的，拓扑优化已广泛用于航空航天轻量化领域，从小型航空支架到美国国家航空航天局（NASA）机翼的千兆体素方法。这些方法的主要问题正如前文所述，是计算时间。当前多尺度优化的发展更加稳健，能给出更贴合需求的结果。优化，尤其是多尺度方法，需要在相互冲突的目标和约束之间，以及结果质量和计算效率之间找到微妙的平衡。一个方面的改进往往伴随着另一方面的权衡。这两个方面对于推动未来的发展都至关重要。许多文献都集中在设计参数化上，通常在小变形假设下以柔度最小化为展示。解决应力约束、屈曲约束以及几何和材料非线性问题是下一个重要且复杂的步骤。最近的研究已经开始应对这些挑战。

尽管增材制造能够创建跨越多个数量级的高度复杂形状和结构特征，但当前的增材制造过程在可制造性和后处理方面仍然面临挑战。因此，结构设计必须考虑诸如最小特征尺寸、自支撑特性（避免关键的悬垂部分）、去除未固化粉末或树脂的可达性，以及对辅助支撑结构的需求等因素。在多尺度设计中，通过仔细选择合适的单元胞，如梁状晶格单元或自支撑菱形单元，可以满足这些要求。

同样，增材制造的另一个重大挑战是制造不确定性的存在。制造过程中产生的几何缺陷、材料变化和缺陷可能导致制造出来的零件与初始设计模型存在显著偏差。在某些情况下，这些偏差会极大地影响最终部件的预期性能。特别是，旨在实现高结构性能的结构的变形行为和结构刚度对几何因素高度敏感，这可能随后影响其整体性能。此外，物理、化学和机械性能的不确定性是关键考虑因素，会显著影响制造部件的结构性能。

人们致力于通过约束、工艺参数优化和后处理方法来最小化缺陷。同时，在数值设计过程中，将增材制造工艺参数以及材料或结构属性视为设计变量，能够提高优化的有效性。或者，基于不确定性的优化方法可以在不排除不确定变异性来源的情况下解决制造引起的缺陷问题。因此，随着增材制造技术的进步，结合材料和几何不确定性的拓扑优化方法已成为一个重要的研究领域。尽管有许多研究关注不同材料的增材制造不确定性以及相应的优化策略，但仍需要进一步研究开发更有效的拓扑优化算法，以反映增材制造过程对设计高性能晶格结构的多种影响，这对于航空航天晶格应用至关重要。

<7. 晶格结构在航空航天中的应用>
航空航天领域采用增材制造技术，是因为其在简化设计流程、提供高功能性、提高生产效率以及制造轻质部件方面具有优势。此外，航空和航天工业通常会使用各种增材制造方法，包括金属激光熔化、选择性激光熔化、电子束熔化、粘结剂喷射和粉末床融合。这些方法使用的材料包括钛合金、不锈钢、铝合金、镍基合金和钴铬合金。经过优化的增材制造部件已成功应用于航空航天工业，包括飞机和空间发动机、冷却结构、燃烧室、支架等。近期，针对晶格结构的增材制造设计的发展进一步拓展了其在航空航天工业中的应用。由于晶格结构借助增材制造技术，具有高的强度重量比、高刚度和设计灵活性等独特属性，因此在航空航天轻量化结构应用中逐渐兴起。例如，研究人员利用选择性激光熔化工艺制造了由 316L 不锈钢制成的带有内部晶格结构的复杂直升机部件，与原始部件相比，重量减轻了 50%。赛峰集团和 SLM Solutions 公司合作，使用选择性激光熔化技术生产了大型前起落架配件。同样，韩国航空宇宙研究院的金泰旭博士对起落架进行了优化并填充晶格结构，减轻了重量，同时提高了性能和可靠性。Aerojet Rocketdyne 的工程师利用外壳和填充晶格功能开发了反应控制系统（RCS）四推力器，与竞争解决方案相比，重量减轻了 67%，成本降低了 66%。nTop 的工程师利用 TPMS 晶格结构为航空航天应用开发了气冷式热交换器，体积减少了 85%，并将约 40 个零件整合为一个零件。同样，Cobra Aero 公司也对无人机发动机的气冷式气缸进行了增材制造优化，利用共形晶格结构设计出一体成型的部件，减少了 50% 的材料浪费。同样，在 Mert 等人的研究中，晶格优化被应用于客机支架，以减轻重量并提高效率。测试了各种晶格结构，在静态应力分析中显示出不同的影响。与初始模型的重量相比，优化后的结构实现了显著的重量减轻，例如八面体晶格结构减轻了 53.8%，立方晶格结构减轻了 49.5%，八面体晶格结构减轻了 34.4%。

此外，Doodi 等人提出了一种源自竹子和鱼鳞重叠图案的新型混合晶格结构。他们通过改变单元胞壁厚度对轻质结构进行了优化，并在航空航天领域获得了高压缩性能。同样，作者开发了一种使用新型逆优化框架设计高端航空航天夹层板的新方法。该框架利用多孔单元胞进行核心拓扑优化，满足了柔度和热约束。结果表明，最终产品可以轻松转换为数字切片，证实了该框架在制造 STL 格式零件方面的效率。此外，有人提出了基于支柱的晶格核心夹层板用于航空航天应用，使用线性弹性框架预测结构中的位移和应力。所使用的模型结合了剪切力和法向力来优化晶格核心设计，提高了性能。引入了弯曲夹层板，以适应晶格核心和蒙皮的连接，便于制造大型面板。所提出的销钉方法释放了相邻公共节点之间的转动自由度，简化了晶格核心单元或单元数量的调整，而无需改变蒙皮形状。通过这种方法，弯曲晶格结构的机械性能得到了显著改善。此外，夹层结构在航空工业中对于减轻重量起着至关重要的作用。研究了核心尺寸、形状和取向对面板结构动力学的影响，结果表明零度的六边形核心在刚度和阻尼特性之间呈现出良好的平衡。

同样，降低飞机发动机的噪音至关重要。有人提出了一种声学夹层结构，使用增材制造的吸声器代替传统的穿孔蜂窝核心。据报道，在相同质量和厚度下，新型核心的吸声率提高了 90%，弯曲刚度提高了 10%。研究人员提出了一种使用连续长纤维和复合短纤维分别进行连续铺层和晶格铺层来设计航空航天夹层板的新方法。该方法提高了机械性能，减轻了重量，并在基体复合材料中使用了纤维增强聚合物。同样，研究了航空航天部件在冲击载荷下的耐撞性。为了克服传统方法的局限性，研究了 11 种不同类型的晶格配置的薄壁蜂窝或金属泡沫结构。在不同的晶格类型中，八面体晶格结构被确定为耐撞部件的最佳配置。通过进一步的拓扑优化，扭曲的八面体晶格结构成为最佳解决方案。这种扭曲的晶格结构在相对密度为 20% 时，实现了最高的比能量吸收。

同样，晶格结构在飞机机翼中的应用一直是研究人员关注的有趣话题，他们希望找到更坚固、更轻质且可制造的结构。文献中报道了多项关于机翼结构不同部件设计采用晶格填充结构的研究。例如，在肋 - 桁条结构中采用晶格结构实现了 30% 的重量减轻。Spadoni 等人的研究探索了一种用于飞机机翼的新型手性基晶格结构，证明了其在不超过屈服应变的情况下承受显著变形的能力。Magna Parva 公司推出了一种用于再入舱着陆缓冲系统的基于桁架的 3D 晶格结构，并阐述了其在航空航天应用中的能力。Moon 等人研究了用于可展开无人机机翼的基于桁架的晶格设计，提出了三种不同的结构，以最大化灵活性和弹性性能。

一种用于大规模超轻型适形航空航天结构的可编程材料系统涉及晶格结构设计。这种方法能够实现自适应结构和机制，增强了对外界载荷的弹性和全局形状变形能力。通过对弹性形状变形进行空间编程，提高了空气动力学效率和滚转控制的确定性，在翼展为 4.27 米的飞机的全尺寸风洞测试中得到了验证。同样，另一种用于主动变形机翼的创新技术被提出，该技术具有低密度、空间调谐刚度和高顺应性结构的优势。此外，通过案例研究报告了轻质变形机翼的展向扭转变形增强了空气动力学性能，且易于生产。平面晶格结构通过均匀化技术被应用于飞机变形机翼的蒙皮中，以优化晶格性能，在施加负载下获得增强的机械性能。他们强调，变形机翼的概念必须在变形过程中经历显著的变形，同时保持形状和强度，特别是在弦向和曲率变化方面。报道了晶格取向对晶格填充变形蒙皮机械性能的影响。通过分析五种不同类型的晶格，发现蜂窝晶格在弯度方向上表现更好，而方形晶格在平面剪切性能方面表现更好。

能够根据温度和位移条件改变形状的主动 3D 打印晶格结构的概念被提出。这种瞬态变形结构的概念通过基于梯度的框架进行优化，设计出具有许多细杆的大型主动晶格。强调了其在主动机翼中的应用，在不同的运行条件下需要不同的机械性能和形状。同样，非均匀密度方法被用于开发一种基于晶格结构的新型变形机翼结构。与基线模型相比，实现了约 36% 的显著重量减轻，同时扭转性能提高了 50% 以上。总体而言，非均匀密度晶格结构的应用扩展了设计潜力，促进了超轻型可变形部件的发展。

尽管晶格结构在航空航天应用中有着广泛的应用，但航空业在实现绿色航空和可持续未来方面仍然面临重大挑战。不断上涨的燃油价格、碳税以及该行业对全球变暖的影响是主要关注点。“绿色航空” 这一术语涵盖了通过减少温室气体排放、最小化燃料消耗以及在飞机运营和技术中促进整体生态友好性来提高航空部门环境可持续性的努力。虽然传统方法在提高效率方面的作用有限，但未来在于现代飞机设计，通过提高升阻比和使用更轻的结构来减少排放。诸如 SAW Revo、Zephyr 无人机和空客 2050 概念飞机等例子展示了前沿的结构优化技术，包括超轻型结构、太阳能技术和仿生设计。这些创新展示了飞机实现高结构效率的潜力，采用箱形机翼结构可进一步提高效率。随着行业朝着绿色航空的方向发展，采用这些先进技术和设计原则对于实现国际民用航空组织等机构设定的雄心勃勃的减排目标至关重要。

7.1. 基于增材制造的航空航天晶格结构面临的挑战及建议
7.1.1. 晶格结构建模与选择
为特定应用建模和选择合适的晶格结构一直是设计师面临的挑战。如前文所述，单元胞拓扑和参数在晶格结构的结构性能中起着重要作用，这对于航空航天应用至关重要。当前的研究强调了非周期性和不规则晶格结构的重要性，重点关注优化方法、3D 打印和合适的晶格拓扑。这些结构被用于航空航天应用，如飞机支架、机翼、发动机等，以实现可控的刚度。通过优化晶格结构内的材料分布，可以精确控制机械性能。TPMS 晶格结构比基于梁的晶格结构表现出更高的机械弹性，在设计航空航天轻量化部件时应给予特别考虑。未来的研究应旨在设计满足特定设计要求同时保持刚度约束的个性化晶格结构。此外，研究强调了精确晶格设计在优化刚度和强度的同时最小化重量的重要性。研究结果表明，拉伸主导的结构在航空航天领域的轻量化设计中具有很大的潜力。这些见解对于设计轻质航空航天结构的工程师来说是非常有价值的。此外，CAD 建模工具的进步为设计具有定制规格的复杂晶格结构铺平了道路。如第 5 节所述，这些工具可以生成复杂的晶格设计，为工程师提供高效、用户友好的界面，用于探索、修改和生成复杂的晶格几何形状。

7.1.2. 晶格有效性能预测与分析
在大规模晶格结构分析和增材制造拓扑优化领域，均匀化理论在连接微观和宏观尺度方面起着至关重要的作用。均匀化依赖于控制方程的渐近展开，以便在不同尺度上进行结构分析，从而能够模拟微观尺度上的材料有效性能和物理场，如应力。这种方法广泛应用于复合材料的多尺度结构分析和周期性微观结构的设计。为了解决数值计算和灵敏度推导中的挑战，提出了一种基于等效能量的均匀化方法来预测微观结构的有效性能。该方法将等效均匀介质的应力和应变张量等同于周期性微观结构的平均张量，只需几个简单的载荷情况即可计算二维和三维微观结构的刚度张量。尽管有这些优点，均匀化依赖于周期性和尺度分离的假设。然而，通过增材制造生产的晶格结构通常是非周期性的且与尺度相关，这使得准确表征其等效性能变得困难。

计算设计的进步对晶格结构领域产生了重大影响，使得能够探索拓扑效应并设计具有不同密度、尺寸或拓扑组合的单元胞。虽然异质设计是可行的，但在单元胞层面将晶格结构视为代表性体积单元（RVE）在计算效率方面具有优势。尽管复杂几何形状的计算成本很高，但对单个单元胞进行建模和分析相对成本较低。单元胞响应的均匀化有助于设计复杂的晶格结构，并以较低的计算成本理解其宏观机械响应，从而提高设计效率并减少开发时间。

7.1.3. 认证与标准方面的挑战
航空航天行业面临的一个主要挑战是缺乏针对通过增材制造生产的晶格结构的标准化技术和认证方法，这源于过去十年增材制造技术的快速发展。这些标准需要在行业内进行完善并达成共识，以确保用于航空航天应用的增材制造部件的可重复性、可靠性和质量。关键监管机构，如欧洲航空安全局（EASA）、美国国家航空航天局（NASA）和美国联邦航空管理局（FAA），对关键任务和非关键航空航天部件实施了越来越严格的测试协议和认证要求。这些认证过程要求制造部件的生产过程和质量保持一致，这在增材制造行业中仍然是一个重大挑战，特别是对于大规模生产晶格结构而言。认证增材制造的晶格部件的主要障碍包括对增材制造过程缺乏先验知识、全面理解和可追溯性，以及缺乏增材制造材料的详细表征和性能数据库。与传统材料不同，传统材料有充分的研究和广泛的数据库支持，而增材制造材料缺乏大量的数据库和一致认可的性能。目前，国际标准化组织（ISO）和美国材料与试验协会（ASTM）正在制定一系列增材制造标准，这些标准正在不断发展以满足航空航天应用中通过增材制造生产的晶格结构的认证和设计要求。

7.1.4. 结构完整性方面的挑战
确保航空航天部件的结构完整性至关重要，特别是对于用于关键任务场景的晶格结构。这种完整性包括承受各种形式的载荷，包括高、低周动态载荷、热循环和冲击。在用于航空航天应用的晶格结构增材制造领域，特别关注动态载荷下的疲劳响应。虽然已经对晶格的静态机械性能（如强度和压缩性能）进行了研究，这些性能通常与传统制造材料相当甚至超过传统材料，但在动态机械性能（如疲劳和蠕变）方面的研究存在明显差距。关于晶格性能的现有文献揭示了对孔隙率、残余应力和表面粗糙度的担忧，特别是在疲劳测试场景中。这些因素通常导致与传统制造工艺相比，疲劳性能较差。

在增材制造晶格结构过程中产生的残余应力非常常见，可能导致零件翘曲、开裂和机械性能下降。孔隙形成是另一个重要问题，受工艺参数和制造过程中的局部变化影响。已经确定了多种孔隙形成机制，包括未熔合和锁孔孔隙，孔隙的存在会降低材料的延展性并成为应力集中源，从而增加过早失效的风险。增材制造晶格结构的表面粗糙度会随构建方向和工艺参数而变化，它也会作为应力集中源和裂纹起始点。此外，由于其复杂的性质，晶格结构通常是各向异性的，晶粒取向取决于构建方向，这会影响机械性能。需要进行后处理热处理和热等静压来解决这些问题并改善材料性能。

7.1.5. 增材制造设计方面的挑战
增材制造设计，特别是在晶格结构的背景下，为改进制造过程和提高部件性能提供了机会。通过专门为增材制造定制晶格设计，可以最小化支撑结构和后处理要求，从而优化质量和效率。然而，成功实施用于晶格结构的增材制造设计技术在很大程度上依赖于增材制造工程师的专业知识和可用的计算能力进行模拟。实际上，将增材制造设计用于晶格结构需要进行全面的构建模拟，以确定部件在构建平台上的最有效取向。这些模拟不仅有助于减少残余应力和变形，还有助于优化设计以满足航空航天应用中不同加载条件的要求。尽管有潜在的好处，但纳入晶格结构也带来了挑战，特别是在确保全面理解航空航天部件特有的载荷路径和环境因素方面。因此，设计过程通常需要纳入显著的安全裕度，以有效应对这些挑战。

7.1.6. 粉末去除与后处理方面的挑战
后处理是增材制造中的一个关键阶段，但其重要性往往被低估。具有复杂特征的晶格零件在去除被困粉末方面存在挑战，处理这些粉末时的安全问题进一步加剧了这一困难。传统方法，如旋转运动、敲击和吹气，被用于从表面腔体和通道中去除粉末，但效果参差不齐。除了粉末去除，后处理还包括支撑结构去除、表面精加工和额外的热处理。这些步骤需要谨慎执行，以防止损坏，并确保零件符合设计规范且无表面缺陷。然而，随着增材制造零件（如晶格结构）复杂性的增加，表面抛光、机械加工和其他处理变得更具挑战性，必须在制造过程的早期加以考虑。同样，晶格结构的制造在增材制造中带来了独特的挑战，主要涉及支撑结构的去除。这种复杂性源于晶格设计的复杂性以及制造过程中对支撑的需求。去除这些支撑需要额外的材料、能源和时间，特别是在直接金属激光烧结等金属增材制造工艺中。研究人员正在积极寻找解决这一挑战的方法，探索新的制造方法、创新的晶格结构和高效的支撑去除技术。不同的增材制造技术需要不同的支撑去除方法。例如，熔融沉积成型零件中的支撑可以通过机械或化学方法去除。然而，金属支撑结构通常需要机械方法，如研磨、机械加工或凿削，这会增加后处理时间、成本，并可能导致表面质量下降。克服这些障碍对于推进增材制造能力和优化后处理工作流程至关重要。

7.1.7. 检测方面的挑战
鉴于增材制造中固有的各种挑战，无损检测（NDT）对于所有关键航空航天部件至关重要。无损检测对于检测关键部件中的缺陷（如孔隙或裂纹）至关重要，常用的方法包括射线检测（RT）、渗透检测、涡流检测和超声检测。然而，晶格结构的复杂性通常需要更复杂的无损检测方法，因为传统工具可能不适合这种复杂的设计。此外，增材制造晶格结构的表面粗糙度会降低一些传统无损检测方法的有效性。一种对增材制造零件特别有效的无损检测方法是 X 射线计算机断层扫描（CT）。该技术已成功用于检测裂纹、孔隙、被困粉末、设计几何形状偏差以及热加工引起的翘曲。X 射线 CT 的一个显著优势是它能够通过多次扫描监测零件随时间的变化，这可以揭示裂纹形成、磨损或其他损坏，并提供尺寸评估，以评估进一步的可用性和预测使用寿命。

尽管有这些好处，X 射线 CT 也有局限性，如对大型零件或厚壁部件的分辨率较差，对某些合金（如铜）检测困难，以及涉及的时间和成本问题。一些金属对 X 射线具有高吸收性，使得 CT 对除非常小的零件外的其他零件无效。在这些情况下，可以使用较小的样本件来检查工艺优化条件，与较大零件一起制造的见证试样可以指示制造质量。虽然高能 X 射线源可用于较大零件，但并不广泛可用。为了解决这些局限性，需要开发许多过程监测工具，以便在制造过程中而不是生产后识别缺陷。这些进展旨在改进缺陷检测并提高增材制造部件的整体质量。

7.2. 航空航天晶格结构增材制造的近期趋势
本节重点介绍当前晶格设计在增材制造方面一些值得关注的有趣趋势，随着技术的完善和新工具的出现，预计会有重大进展。目前，大多数拓扑优化软件主要关注拓扑本身，允许在初始设计阶段后选择特定区域进行晶格化处理。这意味着晶格化并非模拟驱动设计过程的固有部分。然而，最近的软件工具开始将拓扑优化和晶格化集成到模拟驱动的设计过程中。这种集成方法对于轻量化应用特别有益，在这些应用中，晶格化被嵌入到设计过程中，以提高性能和效率。另一个重要的发展是对重复晶格结构的优化，包括梯度晶格以及零件中支柱厚度或单元胞大小的变化，还有与零件表面对齐的共形晶格。这意味着晶格结构不会在边缘突然截断，而是单元胞被拉伸以适应表面拓扑。nTopology 公司的 nTop 软件中展示了这样的例子。引入的带有外壳和晶格填充的模拟驱动增材制造设计，可以制造出更坚固的航空航天部件，重量减轻高达 50%。

由于具有晶格设计的零件形状复杂，在悬垂区域通常需要支撑结构。这在后期处理过程中带来了重大挑战，特别是在去除支撑结构和实现表面精加工方面。然而，在解决这些问题方面正在取得进展。一种方法是使用电子束熔化技术，由于其特定的特点，该技术需要的支撑结构显著减少。尽管如此，电子束熔化技术也有局限性，包括对内部复杂性和小特征的限制，因为每层的持续预热会使粉末部分烧结，导致后期难以去除。

最近，像 EOS 和 Velo3D 这样使用激光粉末床融合技术的公司，改进了他们的软件、扫描策略和工艺控制参数。这些改进使得能够创建悬垂角度小于 15° 且内部直径较大的设计，而无需支撑结构。这些进展对于开发越来越复杂的晶格结构设计很有前景，有助于提高结构完整性和表面质量。一个新兴的趋势是创建涵盖先进晶格结构增材制造整个工作流程的软件包。这些软件包集成了自由形式设计、拓扑优化和晶格化，最近还包括构建模拟，以确定构建过程的最佳取向，以及生成支撑结构和进行切片以准备构建。通过将所有这些功能整合到一个工作空间中，设计过程得到简化，使得晶格结构设计在实践中能够更频繁地实现并得到改进。

晶格增材制造的应用正在迅速增加，几乎每天都有新的工程应用出现。这种增长得益于金属粉末床融合增材制造的发展、软件工具的进步以及企业对投资这项有潜力彻底改变各个行业的技术的浓厚兴趣。新设计能够颠覆现有产品，这取决于增材制造带来的显著优势，而晶格化在实现这一潜力方面起着关键作用。在航空航天行业，晶格结构设计的主要吸引力在于其实际的轻量化优势，而不仅仅是美观。在这个领域，将多个零件合并为一个单元的能力也带来了显著的好处。此外，设计的多功能性预计将成为未来的一个主要增长领域。

7.3. 潜在的航空航天应用
晶格结构在各种航空航天应用中具有巨大的潜力，提供了一系列好处，包括减轻重量、提高性能和优化设计。在卫星平台中，它们可以有效减轻重量，同时提高性能，使其成为对效率要求极高的太空任务的理想选择。此外，在发射器有效载荷整流罩中，晶格结构既减轻了重量，又提高了热绝缘性能，确保了有效载荷送入太空的安全性和效率。而且，在飞机部件（如机翼、机身和控制面）中，晶格结构在不影响结构完整性或性能的情况下，提供了显著减轻重量的机会。同样，在航天器部件（如太阳能阵列）中，晶格结构有助于实现轻质但坚固的设计，增强任务能力。随着增材制造技术的不断发展，晶格结构有望彻底改变航空航天制造，为各种航空航天应用中的复杂和轻质部件提供创新解决方案。

8. 总结与未来建议
通过增材制造生产的晶格结构因其优异的强度重量比，在包括航空航天在内的不同行业中备受关注。近年来，对具有卓越性能的轻质航空航天零件的需求不断增长，以实现更环保的设计。本文综述了过去十年航空航天晶格结构的发展。首先总结了晶格结构的分类和定义，将其与多孔结构区分开来。确定了影响晶格结构力学性能的因素，如相对密度、晶格单元胞参数、体积分数。通过详细的文献研究，阐述了这些参数的变化对机械性能的影响。此外，还报告了可用于评估晶格结构性能的不同机械测试标准以及当前存在的局限性。本文还总结了航空航天晶格结构常用的制造工艺和材料，讨论了这些技术的能力、局限性以及晶格结构可制造性方面的挑战。介绍了晶格结构设计优化的发展，确定了所使用的不同方法以及当前的实践和局限性。最后，讨论了晶格结构在航空航天工业中的应用、应用中的挑战以及未来的研究方向。总体而言，这篇全面的综述为参与航空航天应用轻质结构设计的工业和学术界相关工程师提供了详细的总结。

主要总结点和未来建议如下：

对均匀和非均匀（梯度）晶格结构的探索，推动了航空航天应用中晶格结构增材制造的显著进展。桁架和基于板的单元胞设计的发展，旨在通过定制材料分布和单元胞配置来优化机械性能，包括刚度和强度重量比。通过探索各种单元胞拓扑和排列方式，研究人员正在提高晶格结构在航空航天应用中的性能，如通过增材制造工艺生产的飞机支架、机翼和发动机。这些努力对于航空航天工业至关重要，在该行业中，轻质和高强度结构对于提高飞机效率和有效载荷能力至关重要。精确控制晶格几何形状和材料分布的能力，使得能够设计出在结构完整性、重量减轻和其他关键性能要求之间取得平衡的航空航天部件。

优化晶格结构内的材料分布，能够精确控制机械性能。TPMS 晶格结构比基于梁的晶格结构表现出更高的机械弹性，使其更适合航空航天应用。拉伸主导的结构在航空航天轻量化设计中具有很大的潜力。未来的研究应专注于设计满足特定要求同时保持刚度约束的个性化晶格结构。应强调精确的晶格设计，以在最小化重量的同时优化刚度和强度。

CAD 建模工具的进步使得能够设计具有定制规格的复杂晶格结构。均匀化理论在连接微观和宏观尺度分析方面发挥着重要作用，有助于设计复杂的晶格结构。尽管有这些优势，但均匀化受到周期性和尺度分离假设的限制，这给非周期性、与尺度相关的增材制造晶格带来了挑战。需要改进计算工具和模拟技术，以更好地预测和优化复杂晶格结构的性能。

缺乏针对增材制造生产的晶格结构的标准化认证方法，是一个主要挑战。像 EASA、NASA 和 FAA 这样的监管机构正在对增材制造部件实施严格的测试协议。需要开发全面的性能数据库和公认的增材制造材料标准。

确保晶格结构在各种载荷条件下，特别是动态载荷下的结构完整性，对于航空航天结构至关重要。孔隙率、残余应力和表面粗糙度等问题会影响增材制造晶格的动态性能。需要进行后处理以改善材料性能并解决这些问题。

增材制造设计原则可以改进制造过程并提高部件性能。需要进行全面的构建模拟，以优化部件取向并减少残余应力，同时理解载荷路径和环境因素对于有效的设计至关重要。制定结合制造约束的增材制造设计最佳实践，为高效的晶格结构设计铺平了道路。然而，由于制造不确定性（如几何缺陷和材料变化）可能会影响预期性能，将增材制造设计与增材制造相结合面临挑战。因此，需要开展研究，开发全面的增材制造设计实践，以反映增材制造过程对高性能晶格结构设计的影响。

后处理步骤（如粉末去除、支撑结构去除和表面精加工）对于复杂的晶格零件至关重要，但也具有挑战性。在制造过程的早期考虑有效的后处理方法，对于确保质量和效率至关重要。

无损检测对于检测关键航空航天部件中的缺陷至关重要。X 射线计算机断层扫描对检测增材制造零件有效，但存在局限性，如对大型零件和某些合金的分辨率较差。需要创新适合检测具有高表面粗糙度的复杂晶格结构的新型无损检测方法。此外，还需要开发使用人工智能的过程监测工具，以在制造过程中改进缺陷检测。

考虑到晶格结构的高刚度重量比，未来需要研究将这些晶格集成到航空航天轻质结构应用中的方法。潜在的应用可以扩展到广泛的航空航天部件。
https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2024.101021