基于激光增材制造技術的航天運載器上面級艙體結構一體化設計與成形方法

王婧超 譚 指 劉 彬 郭 岳 田建東

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

文 摘 為將激光增材制造(LAM)技術更加廣泛的應用于航天運載器結構設計與成形，基于激光選區熔化(SLM)現有成形能力，實現了航天運載器上面級艙體結構一體化設計。具體建立無連接件的整艙一體化模型，成形縮比一體化艙體產品，并通過靜力試驗驗證了基于激光增材制造技術的一體化設計與成形方法的可行性，從而對其在航空航天領域推廣應用的技術途徑進行探索。

0 引言

激光增材制造(Laser Additive Manufacturing, LAM)是3D打印成形制造技術按照能量源劃分的一個種類，是可以直接從零件數字模型一步完成全致密、高性能大型復雜金屬結構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)和激光選區熔化(Selective Laser Melting, SLM，又稱選擇性激光熔化)在航空航天領域已實現了具有一體化復雜結構特性的單件小批量快速制造[4]。鑒于兩種技術的不同特點，LMDF適用于大尺寸、大承力、空間構型復雜的零件；SLM目前受成形設備空間的限制適用于小尺寸、支撐功能性、空間構型復雜的零件，且兩種技術均以成形鈦合金、高溫合金、鐵基合金為主。隨著設備規模的不斷增長以及可成形材料范圍的不斷擴展，SLM可應用于去連接件的運載器艙體一體化成形制造，實現大幅減重、縮短周期的同時，更適應小批量投產的航天產品配套模式。

本文針對去連接件的航天運載器上面級艙體結構整體成形需求，基于現有SLM設備，實現縮比產品的一體化設計、制造，通過測試驗證可行性的同時，為后續更復雜、更多數量裝配零件的1∶1結構產品整體成形奠定基礎。

1 整體成形驗證

運載器上面級艙體結構承受較復雜載荷、環境，為核心系統的儀器、設備提供安裝、支撐平臺，因此在整體剛度、局部強度以及零件數量、裝配工序等方面均較常規艙體復雜[5]。例如，艙體殼體結構內部安裝有近百個機加、鈑金成形零件，單個零件制造和裝配環節成本、周期占整艙制造的50%以上，如圖1為阿里安可貯存上面級。

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

為了驗證一體化設計與成形技術，考慮到現有激光增材制造設備未能達到生產實際產品尺寸規模，所以選取典型上面級復雜艙體，剝離出艙體主承力構架，并對實際產品參數進行等比例縮小，建立去連接件一體化艙體模型，具體為將井字梁和帶加強口框網格加筋殼體組件建模為一體化的整體模型，整體模型按實際產品1∶10比例縮小(圖2)。整體模型殼體為正交網格加筋結構，殼體不同部位設置有連接端框、井字梁以及局部加強、削弱區域。整艙高度120 mm，外徑Φ200 mm，蒙皮厚度0.5 mm。殼體網格筋條高度4 mm，寬1 mm，整艙沒有連接件。

圖2 某上面級艙體主承力構架模型Fig.2 Upper-stage main load-bearing framework model

產品采用TC4材料整體SLM工藝成形，對成品進行全方位幾何尺寸測量。重點用深弓架千分尺測量蒙皮厚度、網格筋條內側與殼體外表面之間的距離(即筋條高度加蒙皮厚度)；用游標卡尺測量網格寬度、殼體各處內外壁直徑。同時測量橢圓開口加厚區厚度、寬度，連接端框寬度、厚度，井字梁腹版，緣板厚度、高度以及各特征位置尺寸。主要測量結果見表1，可以看出，激光增材制造工藝生產的產品精度較高，適用于一體化設計的結構成形。

表1殼體主要尺寸對比

Tab.1Comparisonofmaindimensionsoftheshellmm

數據類型殼體外徑殼體高度蒙皮厚度豎向筋條寬度筋條高度設計200.00120.000.501.004.00測量尺寸(平均值)199.90120.940.651.193.99

2 仿真試驗對比

2.1 試驗情況

仿真試驗的目的是測試仿真方法對基于激光增材制造工藝生產的產品適用性，對于上面級艙體結構本身的性能不予考量。在獲得了真實試驗數據的情況下，再進行仿真試驗，并將數據進行對比。

真實試驗通過厚鋼板加載工裝在殼體上模擬施加軸向壓力(圖3)。

圖3 試驗測試照片Fig.3 Test photo

2.2 仿真情況

仿真對象為實測尺寸模型，并分別采用梁殼、實體單元劃分模型進行仿真。梁殼模型采用梁單元來模擬筋條和橫、縱向網格，用殼單元來模擬蒙皮、井字梁等其余部分。實體模型全部采用實體單元，并采用四面體單元劃分網格。模型的材料參數采用TC4R鈦合金的材料參數，即彈性模量110 GPa，屈服強度800 MPa，泊松比0.34，密度4 430 kg/m3。

為了模擬實驗中受壓縮的真實狀態，在進行仿真時采用加位移載荷的方式對殼體端面進行加載，以結構產生一定量軸向反力為加載到位依據。除了計算其在100 kN力作用下的應力和臨界屈服載荷外，還計算模型在各級載荷下的應變、位移。重點提取各測點位置的應變、位移結果并與實驗結果進行對比。

2.3 結果對比

提取模型在加載至100 kN力過程中某載荷量級對應的應變。載荷達到9.96 kN時，除了圖4(a)圈出的5個點外，其他各個應變測點應變的仿真值(包括梁殼模型和實體模型)與實驗值均比較接近。隨著載荷的增加，實測值漸漸與仿真值吻合。載荷達到99.8 kN時，除個別點[如圖4(b)中圈出兩點]外，其余吻合較好，仿真應變云圖見圖5。分析圖4中5個點均位于井字梁與上端框交接處，同時，加載平面為非理想平面，尤其在結構交界處容易形成微量凸起。由此可知在剛開始加載時，這5處會最先受力，導致加載初期這5處應變測點的應變值偏大。

圖4 不同載荷各應變測點的實驗值與仿真值對比Fig.4 Comparsion of measured data with the simulation value in different load

圖5 載荷為99.8 kN時仿真應變云圖Fig.5 Simulation strain cloud diagram at the load of 99.8 kN

提取逐步加載過程中殼體井字梁一端四個象限處縱向位移的試驗值和仿真值。由圖6分析可知，由于實驗時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，因此試件承受的實際載荷既不是均布載荷，也不是完全的等位移載荷。實際位移是加載工裝在載荷作用下有一定偏轉，但可以作為等位移載荷進行處理，符合實際情況。

圖6 逐級加載過程位移測點的實驗值與仿真值對比Fig.6 Comparison of measured displacement with the simulation values

3 結論

通過對某上面級艙體進行一體化設計、成形、分析及試驗，驗證了SLM技術用于無連接件承受復雜工況運載火箭典型主體結構的可行性，尺寸精度、力學性能、仿真試驗結果符合工程實際，為未來SLM技術在航天結構產品中的更廣泛應用提供依據。后續將基于鋁合金等新材料SLM技術的應用以及對更大規模打印設備的研制，實現1∶1真實艙體設計、成形及驗證。