王婧超 譚 指 劉 彬 郭 岳 田建東

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

文 摘 為將激光增材制造(LAM)技術(shù)更加廣泛的應(yīng)用于航天運(yùn)載器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與成形，基于激光選區(qū)熔化(SLM)現(xiàn)有成形能力，實(shí)現(xiàn)了航天運(yùn)載器上面級(jí)艙體結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)。具體建立無(wú)連接件的整艙一體化模型，成形縮比一體化艙體產(chǎn)品，并通過(guò)靜力試驗(yàn)驗(yàn)證了基于激光增材制造技術(shù)的一體化設(shè)計(jì)與成形方法的可行性，從而對(duì)其在航空航天領(lǐng)域推廣應(yīng)用的技術(shù)途徑進(jìn)行探索。

0 引言

激光增材制造(Laser Additive Manufacturing, LAM)是3D打印成形制造技術(shù)按照能量源劃分的一個(gè)種類(lèi)，是可以直接從零件數(shù)字模型一步完成全致密、高性能大型復(fù)雜金屬結(jié)構(gòu)件的直接近凈成形制造[1-3]。激光金屬直接成形(Lase Metal Direct Forming, LMDF)和激光選區(qū)熔化(Selective Laser Melting, SLM，又稱(chēng)選擇性激光熔化)在航空航天領(lǐng)域已實(shí)現(xiàn)了具有一體化復(fù)雜結(jié)構(gòu)特性的單件小批量快速制造[4]。鑒于兩種技術(shù)的不同特點(diǎn)，LMDF適用于大尺寸、大承力、空間構(gòu)型復(fù)雜的零件；SLM目前受成形設(shè)備空間的限制適用于小尺寸、支撐功能性、空間構(gòu)型復(fù)雜的零件，且兩種技術(shù)均以成形鈦合金、高溫合金、鐵基合金為主。隨著設(shè)備規(guī)模的不斷增長(zhǎng)以及可成形材料范圍的不斷擴(kuò)展，SLM可應(yīng)用于去連接件的運(yùn)載器艙體一體化成形制造，實(shí)現(xiàn)大幅減重、縮短周期的同時(shí)，更適應(yīng)小批量投產(chǎn)的航天產(chǎn)品配套模式。

本文針對(duì)去連接件的航天運(yùn)載器上面級(jí)艙體結(jié)構(gòu)整體成形需求，基于現(xiàn)有SLM設(shè)備，實(shí)現(xiàn)縮比產(chǎn)品的一體化設(shè)計(jì)、制造，通過(guò)測(cè)試驗(yàn)證可行性的同時(shí)，為后續(xù)更復(fù)雜、更多數(shù)量裝配零件的1∶1結(jié)構(gòu)產(chǎn)品整體成形奠定基礎(chǔ)。

1 整體成形驗(yàn)證

運(yùn)載器上面級(jí)艙體結(jié)構(gòu)承受較復(fù)雜載荷、環(huán)境，為核心系統(tǒng)的儀器、設(shè)備提供安裝、支撐平臺(tái)，因此在整體剛度、局部強(qiáng)度以及零件數(shù)量、裝配工序等方面均較常規(guī)艙體復(fù)雜[5]。例如，艙體殼體結(jié)構(gòu)內(nèi)部安裝有近百個(gè)機(jī)加、鈑金成形零件，單個(gè)零件制造和裝配環(huán)節(jié)成本、周期占整艙制造的50%以上，如圖1為阿里安可貯存上面級(jí)。

圖1 阿里安5可貯存上面級(jí)Fig.1 Ariane 5 storable upper-stage

為了驗(yàn)證一體化設(shè)計(jì)與成形技術(shù)，考慮到現(xiàn)有激光增材制造設(shè)備未能達(dá)到生產(chǎn)實(shí)際產(chǎn)品尺寸規(guī)模，所以選取典型上面級(jí)復(fù)雜艙體，剝離出艙體主承力構(gòu)架，并對(duì)實(shí)際產(chǎn)品參數(shù)進(jìn)行等比例縮小，建立去連接件一體化艙體模型，具體為將井字梁和帶加強(qiáng)口框網(wǎng)格加筋殼體組件建模為一體化的整體模型，整體模型按實(shí)際產(chǎn)品1∶10比例縮小(圖2)。整體模型殼體為正交網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)，殼體不同部位設(shè)置有連接端框、井字梁以及局部加強(qiáng)、削弱區(qū)域。整艙高度120 mm，外徑Φ200 mm，蒙皮厚度0.5 mm。殼體網(wǎng)格筋條高度4 mm，寬1 mm，整艙沒(méi)有連接件。

圖2 某上面級(jí)艙體主承力構(gòu)架模型Fig.2 Upper-stage main load-bearing framework model

產(chǎn)品采用TC4材料整體SLM工藝成形，對(duì)成品進(jìn)行全方位幾何尺寸測(cè)量。重點(diǎn)用深弓架千分尺測(cè)量蒙皮厚度、網(wǎng)格筋條內(nèi)側(cè)與殼體外表面之間的距離(即筋條高度加蒙皮厚度)；用游標(biāo)卡尺測(cè)量網(wǎng)格寬度、殼體各處內(nèi)外壁直徑。同時(shí)測(cè)量橢圓開(kāi)口加厚區(qū)厚度、寬度，連接端框?qū)挾?、厚度，井字梁腹版，緣板厚度、高度以及各特征位置尺寸。主要測(cè)量結(jié)果見(jiàn)表1，可以看出，激光增材制造工藝生產(chǎn)的產(chǎn)品精度較高，適用于一體化設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)成形。

表1殼體主要尺寸對(duì)比

Tab.1Comparisonofmaindimensionsoftheshellmm

數(shù)據(jù)類(lèi)型殼體外徑殼體高度蒙皮厚度豎向筋條寬度筋條高度設(shè)計(jì)200.00120.000.501.004.00測(cè)量尺寸(平均值)199.90120.940.651.193.99

2 仿真試驗(yàn)對(duì)比

2.1 試驗(yàn)情況

仿真試驗(yàn)的目的是測(cè)試仿真方法對(duì)基于激光增材制造工藝生產(chǎn)的產(chǎn)品適用性，對(duì)于上面級(jí)艙體結(jié)構(gòu)本身的性能不予考量。在獲得了真實(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的情況下，再進(jìn)行仿真試驗(yàn)，并將數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。

真實(shí)試驗(yàn)通過(guò)厚鋼板加載工裝在殼體上模擬施加軸向壓力(圖3)。

圖3 試驗(yàn)測(cè)試照片F(xiàn)ig.3 Test photo

2.2 仿真情況

仿真對(duì)象為實(shí)測(cè)尺寸模型，并分別采用梁殼、實(shí)體單元?jiǎng)澐帜Ｐ瓦M(jìn)行仿真。梁殼模型采用梁?jiǎn)卧獊?lái)模擬筋條和橫、縱向網(wǎng)格，用殼單元來(lái)模擬蒙皮、井字梁等其余部分。實(shí)體模型全部采用實(shí)體單元，并采用四面體單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格。模型的材料參數(shù)采用TC4R鈦合金的材料參數(shù)，即彈性模量110 GPa，屈服強(qiáng)度800 MPa，泊松比0.34，密度4 430 kg/m3。

為了模擬實(shí)驗(yàn)中受壓縮的真實(shí)狀態(tài)，在進(jìn)行仿真時(shí)采用加位移載荷的方式對(duì)殼體端面進(jìn)行加載，以結(jié)構(gòu)產(chǎn)生一定量軸向反力為加載到位依據(jù)。除了計(jì)算其在100 kN力作用下的應(yīng)力和臨界屈服載荷外，還計(jì)算模型在各級(jí)載荷下的應(yīng)變、位移。重點(diǎn)提取各測(cè)點(diǎn)位置的應(yīng)變、位移結(jié)果并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

2.3 結(jié)果對(duì)比

提取模型在加載至100 kN力過(guò)程中某載荷量級(jí)對(duì)應(yīng)的應(yīng)變。載荷達(dá)到9.96 kN時(shí)，除了圖4(a)圈出的5個(gè)點(diǎn)外，其他各個(gè)應(yīng)變測(cè)點(diǎn)應(yīng)變的仿真值(包括梁殼模型和實(shí)體模型)與實(shí)驗(yàn)值均比較接近。隨著載荷的增加，實(shí)測(cè)值漸漸與仿真值吻合。載荷達(dá)到99.8 kN時(shí)，除個(gè)別點(diǎn)[如圖4(b)中圈出兩點(diǎn)]外，其余吻合較好，仿真應(yīng)變?cè)茍D見(jiàn)圖5。分析圖4中5個(gè)點(diǎn)均位于井字梁與上端框交接處，同時(shí)，加載平面為非理想平面，尤其在結(jié)構(gòu)交界處容易形成微量凸起。由此可知在剛開(kāi)始加載時(shí)，這5處會(huì)最先受力，導(dǎo)致加載初期這5處應(yīng)變測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變值偏大。

圖4 不同載荷各應(yīng)變測(cè)點(diǎn)的實(shí)驗(yàn)值與仿真值對(duì)比Fig.4 Comparsion of measured data with the simulation value in different load

圖5 載荷為99.8 kN時(shí)仿真應(yīng)變?cè)茍DFig.5 Simulation strain cloud diagram at the load of 99.8 kN

提取逐步加載過(guò)程中殼體井字梁一端四個(gè)象限處縱向位移的試驗(yàn)值和仿真值。由圖6分析可知，由于實(shí)驗(yàn)時(shí)在試件上端安裝了剛度大的加載工裝，且試件各方向剛度不同，因此試件承受的實(shí)際載荷既不是均布載荷，也不是完全的等位移載荷。實(shí)際位移是加載工裝在載荷作用下有一定偏轉(zhuǎn)，但可以作為等位移載荷進(jìn)行處理，符合實(shí)際情況。

圖6 逐級(jí)加載過(guò)程位移測(cè)點(diǎn)的實(shí)驗(yàn)值與仿真值對(duì)比Fig.6 Comparison of measured displacement with the simulation values

3 結(jié)論

通過(guò)對(duì)某上面級(jí)艙體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)、成形、分析及試驗(yàn)，驗(yàn)證了SLM技術(shù)用于無(wú)連接件承受復(fù)雜工況運(yùn)載火箭典型主體結(jié)構(gòu)的可行性，尺寸精度、力學(xué)性能、仿真試驗(yàn)結(jié)果符合工程實(shí)際，為未來(lái)SLM技術(shù)在航天結(jié)構(gòu)產(chǎn)品中的更廣泛應(yīng)用提供依據(jù)。后續(xù)將基于鋁合金等新材料SLM技術(shù)的應(yīng)用以及對(duì)更大規(guī)模打印設(shè)備的研制，實(shí)現(xiàn)1∶1真實(shí)艙體設(shè)計(jì)、成形及驗(yàn)證。