王 震 鞏維艷 祁俊峰 趙長喜

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航天器通風結構激光選區(qū)熔化成形技術研究

王 震 鞏維艷 祁俊峰 趙長喜

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

分析了目前航天器中薄壁鋁合金通風結構在傳統(tǒng)加工工藝過程中存在的問題?；诩す膺x區(qū)熔化成形技術（SLM）開展了薄壁鋁合金通風結構的3D打印技術研究。研究分析了航天器薄壁結構SLM成形的工藝性、成形工藝支撐設計和成形工藝過程控制，總結了薄壁鋁合金結構SLM成形的技術要點。結合我國航天器產(chǎn)品結構特點和發(fā)展趨勢，對SLM技術的應用研究提出幾點建議。

鋁合金；薄壁；SLM；3D打印

1 引言

鋁合金零件具有重量輕、結構緊湊、相對強度較高的特點，為了滿足減重需求，航天器中大量采用薄壁鋁合金結構[1]，如空間站艙體壁板、通風結構等。激光選區(qū)熔化成形技術是一種適用于金屬材料增材制造（俗稱3D打?。┑募夹g，是利用激光逐層燒結熔化粉末成形的技術[2]。SLM技術以激光器為熱源，將金屬粉末快速熔化，能夠直接成形結構復雜、高精度、高致密度的零件[3]。對于鋁合金薄壁零件，其SLM成形的主要難點為原始設計模型SLM成形工藝性差，工藝支撐難去除，薄壁結構成形過程工藝穩(wěn)定性差等問題。本文基于SLM成形技術，開展薄壁鋁合金零件增材制造技術研究，實現(xiàn)復雜零件的一次性成形。

2 薄壁結構SLM成形的工藝性研究

基于傳統(tǒng)制造工藝設計的模型適用于減材制造模式，與基于增材制造方式的SLM技術是相矛盾的[4～6]。在增材制造技術得到廣泛關注之前，航天產(chǎn)品中的鋁合金零件是基于傳統(tǒng)制造工藝設計的，通過鑄造、機械加工、鈑金焊接等工藝方法成形，鑄造和鈑金焊接成形方式加工后的零件易變形超差，設計零件結構時需要考慮后續(xù)機械加工的工藝性問題，復雜薄壁鋁合金結構存在加工難度大，易變形，材料利用率低，加工周期長等問題，尤其是壁厚2mm以下的零件，加工難度更大。

航天器中通風結構的壁薄、強度低、剛性差，傳統(tǒng)制造方式依靠鈑金焊接拼接成形，依靠的工裝多，加工工序多，導致零件加工周期長，成本高，焊點、焊縫多，變形難控制，廢品率高。某型號通風結構壁厚1mm，結構復雜，單件產(chǎn)品若采用模具成形會導致成本過高，而采用機械加工的方式又難以直接加工出整體結構，故原始模型中將通風結構設計為多個分體零件，然后焊接成形，導致樣件變形嚴重，無法滿足使用要求。

薄壁鋁合金通風結構原始設計零件的整體剛性較差，直接采用SLM成形，零件自身結構強度不足以抵抗熱應力變形，引起開裂、撞擊鋪粉刮刀等問題，無法利用原始模型直接SLM成形。因此，綜合分析SLM成形工藝約束條件，優(yōu)化設計零件結構，是鋁合金薄壁結構SLM成形的重要步驟之一。通風結構優(yōu)化設計前后的對比圖如圖1所示，一方面將原始模型中點連接的結構形式改為整體結構，去除中間支撐座，增大加強筋高度，由加強筋貫穿整體結構，形成一體化結構，增強零件自身結構強度，提高零件在SLM成形過程中抗變形能力；另一方面在零件內(nèi)部結構交叉連接處設置圓角過渡，減少直角結構引起的應力集中問題，避免薄壁開裂現(xiàn)象的發(fā)生。

圖1 通風結構優(yōu)化設計前后的對比圖

3 薄壁結構SLM成形的工藝支撐設計技術

在SLM成形過程中，支撐設計技術是零件成功打印的關鍵技術之一。支撐結構可以分為以點、線、面形式的弱支撐和以塊、體形式的強支撐兩大類。支撐與零件的連接方式分為以線、面為主的強連接和以點連接為主的弱連接兩大類。在SLM成形過程中，支撐過弱會引起零件翹曲、開裂、錯層等問題，支撐過強則使得后處理去除困難，如圖2所示。因此，支撐結構和連接方式的合理選擇是支撐設計的主要難點。

圖2 常見支撐設計問題

薄壁零件支撐設計示意圖如圖3所示。常規(guī)SLM成形中，為方便支撐去除，盡量采用弱連接的方式，支撐區(qū)域較大的地方采用強支撐來保證支撐自身結構強度，同時考慮支撐去除難度，選擇性地選用強、弱連接形式，對于鋁合金薄壁零件，由于其壁厚薄，導致零件與支撐接觸面積縮小，支撐結構工藝性原因縮減為弱支撐，在熱應力影響較大的區(qū)域需要采用強連接的方式進行彌補。針對鋁合金薄壁零件SLM成形性能，采用支撐與基板強連接，與零件弱連接，強、弱支撐相結合的方式，解決薄壁結構SLM成形的難題。

圖3 薄壁零件支撐設計示意圖

自支撐結構是結合零件SLM成形工藝性對功能結構進行優(yōu)化設計的結構形式，是增材制造最佳的支撐設計形式，為解決去支撐過程中薄壁結構變形問題提供了有效途徑。鋁合金薄壁通風結構的自支撐設計模型圖，如圖4所示?？紤]SLM自由成形極限角度，將零件通風片與基板的夾角調(diào)整為不小于45°，原有懸臂梁結構改為由通風片支撐，保證零件從下往上順序生長成形，實現(xiàn)零件的自支撐結構設計。同時，改變零件與基板間常規(guī)設置支撐的方式，由基板直接生長成形，并在零件與基板間設置工藝圓角，如圖5所示。一方面增大零件與基板的接觸面積，提高與基板的結合強度，抵抗成形過程中熱應力變形，另一方面避免支撐與基板直角連接處應力集中開裂，影響成形過程。自支撐結構設計和直接生長成形方式的選擇，解決了薄壁結構去支撐過程中零件變形的難題。

圖4 自支撐結構設計模型圖

圖5 基板工藝圓角設計

4 鋁合金薄壁件SLM成形的工藝過程控制技術

在零件打印過程中，刮刀鋪粉過程的穩(wěn)定性是影響SLM成形過程的主要因素。在刮刀行進過程中，主要受來自已成形區(qū)域零件接觸面阻力的影響，接觸面積越大阻力越大，合理選擇零件擺放角度，控制零件成形方向，保證刮刀與已成形零件區(qū)域接觸面積的穩(wěn)定性，是提高SLM成形過程穩(wěn)定性的主要工藝措施。

圖6 零件成形方向控制

在薄壁結構SLM成形過程中，零件與刮刀的接觸面積越大，刮刀對零件的沖擊越大，零件變形錯層的概率越高。零件成形方向控制圖如圖6所示，通過調(diào)整零件擺放角度，減小零件與刮刀的接觸面積，提高零件成形工藝穩(wěn)定性。同時，在零件外輪廓設置工藝圓角，保證零件與刮刀逐漸接觸，一方面可以降低刮刀對零件的瞬間沖擊力，避免外輪廓尖角與刮刀互相損傷，另一方面可以減少應力集中，避免薄壁拐角開裂，提高零件SLM成形成功率。

選用德國EOS AlSi10Mg粉末，在EOS290設備上，參數(shù)選取激光功率370W，掃描速率1300mm/s，掃描間距為0.19mm，層厚40μm[7]，成功打印鋁合金薄壁通風結構，如圖7所示。制件尺寸精度優(yōu)于±0.1mm，隨爐試棒抗拉強度達到290MPa以上，測試數(shù)據(jù)見表1。通過了振動、通風試驗，滿足型號使用需求，零件由分體結構變?yōu)檎w結構，提高結構可靠性，同時縮短了研制周期（由160h縮至20h）。

圖7 SLM成形的航天器某通風結構

表1 隨爐試棒拉伸性能測試數(shù)據(jù)

試棒編號抗拉強度/MPa屈服強度/MPa彈性模量/GPa斷后伸長率/%斷面收縮率/% 方1#29419179.519.544.0 方2#29619282.016.545.0 方3#29719480.515.044.0 圓1#29819371.515.528.5 圓2#29819375.514.531.5 圓3#29919572.013.031.5

5 結束語

目前，航空航天領域對產(chǎn)品的輕量化、結構功能一體化需求不斷增強，快速發(fā)展的增材制造技術為產(chǎn)品研制提供了新的技術途徑。SLM技術非常適合應用于多品種、小批量、結構復雜、原材料價值量高的結構制造，因此在航空航天領域獲得廣泛應用研究[7]。針對SLM技術在航空航天領域的應用研究，提出以下幾點建議。

a. 樹立基于增材制造的設計理念?；谠霾闹圃旒夹g，開展拓撲優(yōu)化設計，可以實現(xiàn)航空航天產(chǎn)品結構輕量化的需求；結合仿生技術應用研究，實現(xiàn)零部件產(chǎn)品的結構功能一體化設計，提升產(chǎn)品的綜合性能。

b. 研發(fā)適用于SLM成形的高性能材料。目前，能夠工業(yè)化應用的金屬粉末品種較少，其性能相對傳統(tǒng)鍛件較差，極大地限制了SLM技術的推廣應用，開展適用于SLM成形的高性能金屬粉末研究是增材制造領域一個重要的研究方向。

c. 建立SLM成形零件的檢測評價標準。SLM成形的零件質量、性能評價尚未建立起成熟的標準體系，對于SLM零件孔隙、裂紋、未熔區(qū)域和夾雜等缺陷，缺乏快速有效的檢測手段和規(guī)范的評價標準，開展SLM零件檢測技術研究和評價標準體系的建立，是我國航空航天領域SLM技術應用必須解決的問題。

1 施麗銘，楊鵬，周志勇，等. 國內(nèi)外航天器密封艙主結構材料的選用[J]. 航天器工程，2013(5)：136～141

2 吳懷宇．3D打?。喝S智能數(shù)字化創(chuàng)造[M]．北京：電子工業(yè)出版社，2014

3 趙志國，柏林，李黎，等. 激光區(qū)熔化成形技術的發(fā)展現(xiàn)狀及研究進展[J]. 航空制造技術，2014(19)：46～49

4 Li Yang, Ola H, Harvey W, et al. Mechanical properties of 3D re-entrant honeycomb auxetic structures realized via additive manufacturing[J]. International Journal of Solids and Structures, 2015: 475～490

5 Seung K M, Yu E T, Jihong H, et al. Application of 3d printing technology for designing light-weight unmanned aerial vehicle wing structures[J]. International Journal of Precision Engineering and Manufacturing-green Technology, 2014: 223～228

6 Emmelmann C, Scheinemann P, Munsch M, et al. Laser additive manufacturing of modified implant surfaces with osseointegrative characteristics[J]. Physics Procedia, 2011(12): 375～384

7 Gong Weiyan, Qi Junfeng, Wang Zhe, et al. Microstructure and mechanical properties of selective laser melting AlSi10Mg[J]. Springer Proceedings in Physics, 2016(192): 113～116

Research on Selective Laser Melting Technology of Spacecraft Ventilation Structure

Wang Zhen Gong Weiyan Qi Junfeng Zhao Changxi

(Beijing Spacecrafts Co., Ltd., Beijing 100094)

The problems of thin-walled aluminium alloy ventilation structure in spacecraft are analyzed. 3D printing of thin-walled aluminium alloy ventilation structure was studied based on selective laser melting (SLM) technology. The technological properties, supporting design and the control of forming process are studied about thin-walled aluminium alloy structure of spacecraft, and the main technical points of SLM are summarized. According to the structral characteristics and development of China aerospace products, the suggestions for application of SLM are put forward.

aluminium alloy；thin-wall；selective laser melting；3D printing

國防基礎科研計劃項目（JCKY2016606C010）和“十三五”裝備預研共用技術課題（41423030516）。

王震（1986），高級工程師，機械制造及自動化專業(yè)；研究方向：高效加工技術、航天器結構增材制造技術。

2018-08-09