激光選區(qū)熔化成形點陣結構應用研究

吉芬，廖寶華，柏林，潘建東，蔣睿哲

航空工業(yè)成都飛機設計研究所，四川 成都 610041

重量（質(zhì)量）是飛機結構設計的一個重要指標，直接影響著飛機的性能。近年來，隨著激光選區(qū)熔化成形技術的發(fā)展，點陣結構以其輕質(zhì)、高效的特點，被逐漸應用到航空航天領域，實現(xiàn)了結構的輕量化，提高了飛行器的綜合性能。

激光選區(qū)熔化成形的點陣結構是一種創(chuàng)新的結構形式，具有獨特的結構特征和制造工藝約束，其內(nèi)部拓撲空間復雜，孔隙率不同會引起零件性能和重量的差異，模型數(shù)據(jù)量巨大，難以用常規(guī)電腦構建和進行有限元分析。因此迫切需要研究點陣結構的微觀特征和宏觀組成，建立點陣結構輕量化表達方法，解決超大數(shù)據(jù)量信息傳遞的問題，同時開展基于激光選區(qū)熔化成形的點陣力學性能研究，獲取典型點陣結構的力學性能數(shù)據(jù)，為復雜點陣結構的設計和應用奠定技術基礎。

1 概述

點陣結構是有序多孔材料的一種，分為二維點陣和三維點陣結構兩種。二維點陣結構是由多邊形進行二維排列，在第三個方向拉伸成棱柱而構成的蜂窩材料；三維點陣結構是由板桿等微元件按一定規(guī)則重復排列構成的空間桁架結構，是一種類似于蜂窩夾層的內(nèi)部鏤空的網(wǎng)格狀結構，以三維周期性有序多孔為特征，如圖1[1]所示。本文主要對三維點陣結構設計技術進行論述。

圖1 點陣結構剖面示意圖Fig.1 Lattice structure

三維點陣結構在空間上有一定的高度，內(nèi)部多孔，孔隙率可根據(jù)需求進行設計，使結構既具有較好的比強度、比剛度，又有一定的減重效益，但是復雜精細的點陣結構難以用傳統(tǒng)制造工藝成形。

激光選區(qū)熔化成形技術（selective laser melting，SLM）是激光增材技術[2]的一種類型，通過逐層鋪粉，逐層熔化凝固堆積的方式，直接獲得任意復雜形狀的實體零件[3]。采用激光選區(qū)熔化成形技術，可以生成形狀各異的復雜點陣結構[4]。

近年來，國內(nèi)外在點陣結構應用上投入了大量的人力、物力和財力進行研究。美國國家航空航天局（NASA）已經(jīng)把具有空間點陣特征的點陣結構研究納入未來航空航天結構技術發(fā)展的六大方向，美國空間實驗室也將其列為迎接未來空間系統(tǒng)技術挑戰(zhàn)的一個重大研究技術。圖2為歐洲航天局制備完成的一種耐高溫鎢合金零件，此零件內(nèi)部為點陣結構。

圖2 歐洲航天局某火星探測器點陣零件Fig.2 A lattice part on Martian detector of EuropeanSpace Agency

圖3為空客公司為A320客機設計的全新的3D打印機艙隔離結構，目前正在測試中。該結構采用了輕量化的點陣結構形式，將會被運用到新的A320 飛機上。澳大利亞蒙納士大學、歐洲航天局（ESA）將點陣材料應用于小推力火箭發(fā)動機噴管外壁，如圖4所示。點陣結構因其輕量化、減振、隔熱等特征在我國航空航天上的應用也越來越深入。2019年8月發(fā)射成功并已入軌運行穩(wěn)定的千乘一號衛(wèi)星主結構是目前國際首個基于3D 打印的三維點陣材料的整星結構，整體尺寸超過500mm×500mm×500mm，零件最小特征為0.5mm，內(nèi)部超過100 萬個點陣特征，由西安鉑力特公司采用鋁合金增材制造一體化成形。于2020 年發(fā)射的中國空間站夢天艙的重要結構件導軌支架采用了薄壁蒙皮點陣結構形式，如圖5所示，單件最大尺寸為400mm×500mm×400mm。

圖3 空客3D打印機艙隔離結構及試驗件Fig.3 One cabin separation structure and its test peice of A320

圖4 小推力火箭發(fā)動機噴管外壁Fig.4 A nozzle wall of a low thrust rocket engine

圖5 蒙皮點陣結構示意圖Fig.5 The lattice structure of skin

2 制約點陣結構設計的關鍵問題

激光選區(qū)熔化成形點陣結構設計技術是一項材料、結構設計、工藝制造高度融合一體的新型綜合設計技術。在點陣結構設計中主要面臨點陣結構標準化定義、模型表達及信息傳遞、力學性能分析、內(nèi)部質(zhì)量檢驗等幾個方面的挑戰(zhàn)。

2.1 缺乏基于選區(qū)熔化成形工藝的點陣結構標準定義

傳統(tǒng)的點陣結構用三角形、四面體、八面體、夾芯結構等外形特征來進行定義，如圖6 所示，采用熔模制造法、變形成形法、金屬絲編織法、超塑成形法[1]等工藝制備，面板和夾層分別制出，通過膠結或焊接組合，這種點陣形狀較為簡單，點陣單元尺寸較大、連接處強度較低、工藝方法復雜、對原材料要求高，已經(jīng)不能完全滿足現(xiàn)代航空航天復雜點陣結構的設計需求。

圖6 傳統(tǒng)點陣結構Fig.6 The traditional lattice structure

采用激光選區(qū)熔化工藝形成的點陣結構具有復雜空間拓撲構型，點陣內(nèi)部微元件形狀復雜，尺寸較小，具體桿件的數(shù)量、直徑及截面形狀可以有無數(shù)種變化，組合方式難以窮盡，如圖7所示，無法再用傳統(tǒng)的三角形、四面體、八面體方式對點陣結構進行定義。

圖7 常用激光選區(qū)熔化成形點陣單元Fig.7 The commonly used lattice units of SLM

點陣結構是傳統(tǒng)飛機體系中尚不存在的構型元素[5]，需要對點陣結構微觀特征進行分析，提取出基本設計要素，實現(xiàn)基于激光選區(qū)熔化工藝的點陣結構標準化定義，這樣才能實現(xiàn)工藝方法的可行性。

2.2 模型數(shù)據(jù)量過大，無法構建真實零件模型

現(xiàn)有點陣結構建模有陣列建模和整體建模兩種類型[6]。陣列建模是先確定并建立一個點陣單元，然后對其進行排列形成點陣結構。整體建模是不建立點陣單元，通過隱式函數(shù)驅(qū)動直接構建點陣結構，但是這種方式需要耗費大量的內(nèi)存空間，同時形成的內(nèi)部結構常具有不規(guī)則形狀、曲面復雜，需要將內(nèi)部形式規(guī)則化、點陣化，這樣才能滿足激光選區(qū)熔化工藝的要求。目前我們經(jīng)常采用的是陣列建模的方式。

在設計過程中，點陣模型的數(shù)據(jù)量遠遠大于常規(guī)結構數(shù)模，構建點陣模型的時間比一般模型也多出數(shù)倍，用普通電腦、常用軟件無法構建出真實的點陣結構。目前，國內(nèi)的點陣設計軟件正在研發(fā)中，點陣結構設計主要借助于國外一些軟件的應用，主要有Materialise 公司的Magics 軟件、PTC 公 司 的CREO、Siemens 的NX、Auto desk 發(fā) 布 的Netfabb[7]、GE 的Addive workbench，CATIA 在V6 平臺推出的最新版本也具備點陣設計能力。這些軟件主要都是基于陣列建模的原理進行產(chǎn)品設計的。點陣設計軟件配備點陣單元庫的同時還可以自定義點陣單元，通過點陣單元在整個幾何體拓撲空間的排列填充形成點陣結構。

在實際應用中，有些單位給出點陣結構排列方式二維圖樣，有些則直接給出減重比，不設計內(nèi)部結構，由工藝直接實施，生成的零件形式不具有唯一性，內(nèi)部結構形式不同會帶來不同的零件性能，零件整體質(zhì)量和性能缺少控制。

因此，需要研究點陣結構輕量化的表達方法，解決設計和工藝之間模型信息傳遞的問題。

2.3 點陣結構力學性能研究

點陣結構的力學性能取決于兩組獨立參量，一組取決于結構本身的材料性能參量，另一組取決于內(nèi)部幾何結構的尺寸參量[5]。同種材料的點陣結構，因為內(nèi)部幾何結構不同，性能和重量會有很大差異。

目前，基于激光選區(qū)熔化點陣結構的研究對象大多是結構簡單的均勻點陣，體心立方、面心立方及拓展構型，如圖8所示，主要研究一種或幾種點陣單元的力學特性，如單元密度或幾何參量在載荷作用下的特性和有限元分析方法等，沒有形成完整的設計體系。

圖8 常用SLM體心立方、面心立方及拓展構型Fig.8 The body-centered cubic,face-centered cubic and extended form of SLM

Rehme 等[8]對這8種結構的抗壓性能進行比較發(fā)現(xiàn)，f2ccz、f2bcc 屈服強度—密度比值最高，bcc、fcc 最低。因為f2ccz、f2bcc多了與壓縮加載方向相同的Z向支柱，Z向支柱的存在極大地提高了結構的抗壓強度。

Leary 等[9]研究了SLM 技術制備的bcc、fcc、bccz、fccz、fbccz 的5 種構型的鋁合金點陣材料，對其制備精度進行了表征，同時使用試驗與有限元仿真相結合的方法研究了不同點陣材料壓縮過程、失效過程，同時證實了峰值應力出現(xiàn)在Z向支柱上。但是Z支柱的存在卻使點陣單元的破壞形式多樣、不可預見。范華林等[10]分析了不同三維單元材料的拓撲構型特征以及材料的模量與強度，得到了拉伸主導型和彎曲主導型單元材料的力學性能與材料相對密度之間的關系，并對各種構型單元材料的力學性能進行了對比分析。仲梁維等[11]研究了由長方體空間衍生的單元結構參數(shù)化建模方法及其力學性能；左蔚等[12]研究了SLM成形菱形正十二面體點陣材料的承載與失效特性。

不同的點陣單元體結構還存在不同的尺寸效應特性，在研究單元力學性能的同時，還需要關注單元體尺寸效應的作用。因點陣結構單元數(shù)目多并且結構復雜，運用理論方法難以精確求得各種物理響應，梁單元法和3D 連續(xù)單元法等數(shù)值方法被廣泛采用，但是仍然會面臨單元數(shù)目增加帶來的計算成本和運行內(nèi)存呈幾何級數(shù)增加甚至計算中止的問題。

在實際工程應用中，一般采用力學試驗與計算分析相結合的方式來獲得點陣結構性能。

目前點陣結構設計主要依賴于進口軟件的單元庫，單元庫內(nèi)的點陣單元形狀復雜，缺乏基本性能數(shù)據(jù)，有限元模型涉及變量多，計算量極大，優(yōu)化分析存在一定困難。

因此，需要對滿足激光選區(qū)熔化工藝的常用點陣單元開展研究，研究其微觀特征與力學性能的相關性，在此基礎上構建面向工程設計的典型單元力學性能數(shù)據(jù)庫，實現(xiàn)在工程設計應用中的快速存取與調(diào)用。

2.4 缺乏激光選區(qū)熔化成形零件質(zhì)量評價

激光選區(qū)熔化成形是粉末成形的一項新技術，零件內(nèi)部存在氣孔、未熔合、微裂紋等缺陷，其缺陷形態(tài)有別于鑄造或鍛造結構，常用的超聲、射線等無損檢測是否適應點陣結構還需要進一步研究。射線僅能檢測點陣內(nèi)部粉末殘留和部分缺失，無法對缺陷本身做出檢測，而且檢測成本高，檢測結果缺乏判據(jù)。因此，需要對其內(nèi)部缺陷進行表征、定義，建立激光選區(qū)熔化成形零件的內(nèi)部質(zhì)量檢驗標準和質(zhì)量評價體系。

3 艙門點陣結構應用研究

3.1 應用實例

某型號艙門結構如圖9 所示，關閉時有進、排氣功能，在空中飛行時需要打開，有較高的剛度和強度要求。艙門上布置有卸載格柵，但格柵孔徑較小，孔壁傾斜角度較大，同時因使用和維護要求，艙門必須是可拆卸的，這些因素增加了零件的設計復雜度和制造難度。

圖9 艙門(尺寸:約500mm×400mm)Fig.9 Hatch door(size:about 500mm×400mm)

本文設計了格柵與艙門一體化的點陣結構方案，排氣門采用鈦合金激光選區(qū)熔化成形工藝制造，進氣門采用鋁合金激光選區(qū)熔化成形工藝制造。連接區(qū)、格柵區(qū)為實心結構，其他區(qū)域內(nèi)部為點陣結構，如圖10 所示，內(nèi)、外蒙皮厚度均為1mm，中間為有孔隙的點陣填充，在提高結構剛度的同時有效地減輕了結構重量。

圖10 內(nèi)部點陣Fig.10 Inner lattice structure

在艙門的設計和工程應用過程中，對點陣標準化定義、數(shù)模表示、點陣單元設計及力學性能分析、質(zhì)量控制等問題進行了研究和總結。

3.2 點陣結構標準化定義

根據(jù)激光選區(qū)熔化成形點陣結構的特點，提取出點陣標準單元、點陣排列方式兩個基本要素，完成對點陣結構的標準定義。

3.2.1 點陣標準單元定義

將點陣結構中可重復排列的最小微元件定義為點陣標準單元，以毫米級為單位的全包絡立方體來進行描述，含頂點、單元分別在X、Y、Z軸方向的尺寸，如圖11所示，點陣標準單元是點陣結構的基本組成單位，具體形式用三維數(shù)模表示并單獨發(fā)布。

圖11 點陣標準單元Fig.11 Lattice standard unit

3.2.2 點陣結構排列方式

點陣結構組成極其復雜但是又具有重復性和規(guī)律性。根據(jù)在航空零件設計中常用的點陣結構，將點陣排列方式分為基本陣列方式和復雜排列方式兩種。

點陣結構以點陣標準單元沿X、Y、Z三個方向按某種規(guī)律進行陣列或排列，如圖12所示。

圖12 點陣結構的排列方式Fig.12 Method of lattice structure array

排列值Da=a，Db=b，Dc=c的陣列方式被稱為基本陣列方式，即點陣標準單元在X、Y、Z三個方向無間隔整齊排列。

點陣標準單元按基本陣列方式形成的結構定義為標準點陣結構，如圖13所示。目前常用的航空航天類零件主要采用標準點陣結構。

圖13 標準點陣結構形成Fig.13 Normal lattice structure

排列值Da≠a或Db≠b或Dc≠c時，Da、Db、Dc分別為某個常數(shù)或某函數(shù)表達式的排列方式被稱為復雜排列方式，點陣標準單元按這種方式形成的結構為復雜排列點陣結構，主要被用在梯度功能結構設計上。

設計時Da、Db、Dc不應同時大于該方向的點陣標準單元的基本尺寸，即不應使Da＞a、Db＞b、Dc＞c同時成立，否則會成為懸浮結構而無法成形。

3.3 數(shù)模表示及信息傳遞方法

通過對點陣結構的標準化定義，只需要給定點陣標準單元、點陣排列方式、排列坐標系和排列起始點即可對點陣結構進行準確描述，屬于陣列建模[6]的類型。這也與目前適用的幾款點陣軟件的設計原理及模型參變量基本符合，可以實現(xiàn)零件數(shù)模的表達和信息傳遞，保證準確性和唯一性。

3.4 點陣標準單元設計及性能分析

不同的點陣標準單元、排列方式會帶來結構的重量和力學性能的不同，因此點陣標準單元和結構參數(shù)的選取是點陣結構設計的關鍵，需要對點陣標準單元進行選型和分析，這樣才能實現(xiàn)結構的輕重量并滿足強度、剛度要求。

因激光選區(qū)熔化成形的工藝特點，對點陣標準單元的形式有一定的要求，點陣單元內(nèi)桿件應可以自支撐，無橫向桿件，單元節(jié)點連續(xù)、節(jié)點連接面積大，單元可旋轉(zhuǎn)、對稱，點陣標準單元為拉伸型主導靜不定結構[13]等，這些都是點陣標準單元設計時需要考慮的因素。

設計5 種點陣單元，如圖14 所示，按鈦合金、鋁合金材料各三件進行元件、典型件1∶1工藝件拉伸、剪切、彎曲等基本力學性能試驗和減重效益分析。這5種單元均為bcc體心立方及拓展構型，拓撲形式簡單，能較好地適應SLM 成形工藝。

圖14 5種點陣標準單元Fig.14 Five lattice standard unit

其中A3單元為菱形正十二面體結構，其承載特性已被國內(nèi)外學者深入研究，是點陣軟件單元庫常用單元，工藝成形質(zhì)量較為可靠。A1、A2、A4、A5 為根據(jù)設計和工藝要求自行設計的點陣標準單元。A1 為標準的bccz 體心立方加支柱型，A2 為8 個四面體拓展成的體心立方，A4 為6 個金字塔拓展的體心立方，A5為拓展復雜四面體結構，A2、A4、A5為各向同性單元，這些單元的宏觀等效力學性能均能通過對金字塔和四面體結構的理論分析推導得到。

相對密度ρp[13]是點陣結構的一個重要概念，表明單元內(nèi)的實體材料占整個單元的體積分數(shù)，也表征了點陣單元的孔隙率。

式中：ρp為相對密度；ρ為點陣結構密度；ρs為點陣實體結構密度。

對5種點陣單元的相對密度、內(nèi)部尺寸特征、模型容量等進行分析，見表1。

表1 5種單元對比Table 1 Comparison between five unit

通過試驗獲取了這5 種點陣標準單元的基本性能數(shù)據(jù)。圖15～圖23為鈦合金材料點陣元件性能試驗數(shù)據(jù)和典型破壞模式。

圖15 拉伸試驗極限強度Fig.15 Limit strength of tensile testing

圖16 A3組拉伸試驗破壞Fig.16 Destructive mode for A3 tensile testing

圖17 壓縮試驗極限強度Fig.17 Limit strength of compression strength

圖23 A4組彎曲試驗破壞Fig.23 Destructive mode for A4 bend testing

對拉伸試驗數(shù)據(jù)的離散系數(shù)進行統(tǒng)計，最大值為3.74%，最小值為0.09%。

對于壓縮試驗，每種單胞試驗件都是比較理想的45°剪切破壞模式。對離散系數(shù)進行統(tǒng)計，除A4 的0.2%條件抗壓屈服強度最大值為10.33%，其他均小于10%，其中最小值為0.02%。

圖18 A1組壓縮試驗破壞Fig.18 Destructive mode for A1 compression testing

圖19 剪切試驗極限強度Fig.19 Limit strength of shear strength

圖20 A2組剪切試驗破壞Fig.20 Destructive mode for A2 shear testing

對剪切試驗所得數(shù)據(jù)的離散系數(shù)進行統(tǒng)計，除A1極限剪切強度為11.33%外，其他均小于8.13%。

對彎曲試驗數(shù)據(jù)的離散系數(shù)進行統(tǒng)計，最大值為7.43%，最小值為0.10%。通過對各項試驗離散系數(shù)統(tǒng)計分析，試驗的可靠性和穩(wěn)定性均較高。試驗結果證明，點陣結構的力學性能不僅和點陣單元孔隙率相關，也和單元內(nèi)部微觀結構形式相關。

圖21 彎曲試驗剪切強度Fig.21 Limit shear strength of bend strength

圖22 彎曲試驗面板強度Fig.22 Limit panel strength of bend strength

各向同性或準同性的A2、A3、A4、A5 點陣單元力學性能與其相對密度成正比，相對密度越大，力學性能越高，A5單元最高、A3單元相對較低。各向異性單元的力學性能和結構形式如桿件形狀、尺寸、布置有關。如A1 單元相對密度并不小，但力學性能最低。

試驗結果與有限元模擬分析結果趨勢基本相同，但是點陣單元體的尺寸效應在本次試驗中沒有進行分析和考核。

根據(jù)點陣單元相對密度、力學性能、重量、工藝性、模型數(shù)據(jù)量等因素選取A4單元作為艙門結構內(nèi)部點陣標準單元。對性能相當?shù)腁3 和A4 單元進行了典型件力學性能試驗和1∶1工藝試驗件的靜力試驗考核，如圖24所示，均滿足設計要求。

圖24 1∶1工藝件靜力試驗Fig.24 Static test of 1∶1 technical part

艙門零件已成功裝機并通過了復雜環(huán)境下的飛行考核。

3.5 產(chǎn)品質(zhì)量控制

在成形過程中，原材料粉末粒度、化學成分等對制件質(zhì)量有直接影響，因此對原材料、制件表面質(zhì)量、內(nèi)部質(zhì)量、尺寸、力學性能均提出了要求。同時，成形過程是隨著材料熔化、快速凝固和冷卻重復循環(huán)而熱應力逐漸累積的過程，因此對鈦合金零件采用去應力退火的熱處理制度[14]。表2為對原材料鈦合金粉末化學成分的要求，嚴格控制雜質(zhì)元素的含量，保證制件強度與塑性的匹配。表3 為對鈦合金零件的室溫力學性能要求。對鋁合金、高溫合金等材料也提出了相應的質(zhì)量控制要求。

表2 鈦合金粉末化學成分（wt%）Table 2 Titanium alloy powder chemical composition（wt%）

表3 鈦合金制件室溫力學性能Table 3 Titanium alloy parts mechanical properties at room temperature

對制件內(nèi)部質(zhì)量采用射線進行了檢測，個別制件存在局部微觀裂紋，如圖25、圖26 所示，因裂紋較小，不在主承力區(qū)域，對結構靜強度無明顯影響。但目前對結構內(nèi)部缺陷檢查的結果缺乏具體評判標準，檢測成本高，檢測數(shù)據(jù)缺乏，只能作為參考依據(jù)。

圖25 射線檢查零件內(nèi)部缺陷1Fig.25 Internal defect 1 by radiographic inspection

圖26 射線檢查零件內(nèi)部缺陷2Fig.26 Internal defect 2 by radiographic inspection

4 結論

通過對艙門零件的設計和應用，初步建立了點陣結構基本表征方法和設計規(guī)范，獲取了一批典型點陣單元的材料性能數(shù)據(jù)，為點陣結構的設計提供了應用經(jīng)驗。

目前點陣結構一般用于次承力或功能性結構，利用點陣結構拓撲形式和孔隙率可設計的特點，可以實現(xiàn)承載、隔熱、隱身等功能一體化，同時滿足結構的輕重量、高剛度要求。在主承力結構上應用點陣形式，還需要開展疲勞及耐久性、損傷容限等性能研究，建立完善的點陣結構內(nèi)部質(zhì)量檢測及控制體系。