運(yùn)載火箭大型關(guān)鍵承力產(chǎn)品激光沉積增材制造技術(shù)研究

趙彥廣，周慶軍，嚴(yán)振宇，駱洪志

（1.天津航天長(zhǎng)征火箭制造有限公司，天津，300462；2. 首都航天機(jī)械有限公司，北京，100076；3. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

增材制造技術(shù)（Additive Manufacturing，AM），又稱3D打印技術(shù)，是近年來迅速發(fā)展的高端數(shù)字化制造技術(shù)。增材制造依據(jù)三維CAD設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)，采用離散材料逐層累加制造實(shí)體零件，是一種“自上而下”材料累加的制造過程[1]，與傳統(tǒng)的減材制造（如機(jī)加、化銑等材料去除方式）和等材制造（鑄造、沖壓等模具控形方式）有著本質(zhì)區(qū)別。增材制造技術(shù)具有快速制造復(fù)雜結(jié)構(gòu)產(chǎn)品、高效利用原材料、可高度優(yōu)化產(chǎn)品結(jié)構(gòu)和適應(yīng)個(gè)性化小批量生產(chǎn)等優(yōu)點(diǎn)[2]。近年來，隨著增材制造技術(shù)發(fā)展的日益成熟，在國(guó)內(nèi)外航空航天制造領(lǐng)域應(yīng)用日益增加，為復(fù)雜結(jié)構(gòu)產(chǎn)品的敏捷、柔性制造和近凈成形提供了新的實(shí)現(xiàn)途徑。

中國(guó)運(yùn)載火箭箭體關(guān)鍵承力產(chǎn)品傳統(tǒng)上多采用鍛件機(jī)加方式生產(chǎn)。某運(yùn)載型號(hào)芯級(jí)捆綁支座（見圖1）用于助推器推力向芯級(jí)結(jié)構(gòu)的傳遞，產(chǎn)品外形尺寸1300 mm×630 mm×350 mm，主體為弧形壁板+承力接頭的倒梯形結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)最薄壁厚為5 mm，最大壁厚為60 mm。產(chǎn)品尺寸規(guī)模大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、壁厚差異大，單件工作狀態(tài)下最大承載超過200 t，是典型的大尺寸高承載復(fù)雜結(jié)構(gòu)關(guān)鍵承力產(chǎn)品。此產(chǎn)品以往采用鋼鍛件機(jī)加成形，鍛件毛坯質(zhì)量約3000 kg，加工完成后本體質(zhì)量約110 kg，材料利用率不到4%，資源浪費(fèi)嚴(yán)重。

圖1 芯級(jí)捆綁支座結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Core-level Binging Bearing Structure Diagram

鈦合金具有密度低、比強(qiáng)度高、高溫性能及耐腐蝕性能優(yōu)異等特點(diǎn)，在航空、航天等領(lǐng)域被廣泛應(yīng)用。通過結(jié)合鈦合金材料應(yīng)用與增材制造技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品減重和快速制造的目的，進(jìn)一步提升運(yùn)載能力和效率，同時(shí)克服“鍛造+機(jī)加”模式工藝復(fù)雜、周期長(zhǎng)的缺點(diǎn)，并提高材料利用率，減少資源浪費(fèi)。

經(jīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)后，產(chǎn)品原材料更改為TC11（Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si）鈦合金材料，材料密度不及原鋼質(zhì)材料密度的60%，單件產(chǎn)品理論質(zhì)量可減至60 kg，減重45.4%。此項(xiàng)結(jié)構(gòu)件優(yōu)化預(yù)計(jì)可實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭LEO運(yùn)載能力提升近200 kg，應(yīng)用效果顯著。

針對(duì)基于增材制造技術(shù)的鈦合金芯級(jí)捆綁支座產(chǎn)品制造實(shí)現(xiàn)過程，本文從工藝方法選擇和工藝流程設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了闡述，并對(duì)研制過程中需要重點(diǎn)關(guān)注的環(huán)節(jié)進(jìn)行了分析和驗(yàn)證。

1 工藝方法及流程設(shè)計(jì)

1.1 成形工藝方法選擇

金屬增材制造有多種工藝實(shí)現(xiàn)方法，較為常見的有：基于粉床鋪粉的激光選區(qū)熔化增材制造（Selective Laser Melting，SLM）、基于同軸送粉的激光熔化沉積成形（Laser Metal Deposition，LMD）和電弧熔絲增材制造（Wire and Arc Additive Manufacture，WAAM）等。

SLM具有制造精度高（成形尺寸精度不低于±0.05 mm）、成形組織致密、機(jī)械性能好等優(yōu)點(diǎn)，基本無需經(jīng)過額外加工即可使用，更加趨向于凈成形。但現(xiàn)市場(chǎng)可提供SLM工藝裝備成形尺寸有限（如蘇州西帝摩公司2017年推出全球最大SLM設(shè)備CQU750成形尺寸為750 mm×750 mm×500 mm），現(xiàn)有裝備成形能力暫不能滿足“米”級(jí)大型構(gòu)件研制。

考慮到現(xiàn)有制造能力、制造成本和技術(shù)成熟度等因素，主要針對(duì)LMD和WAAM兩種可成形大尺寸結(jié)構(gòu)件的3D打印技術(shù)進(jìn)行對(duì)比分析，如表1所示。

表1 不同增材制造工藝方法對(duì)比Tab.1 Comparison of Different Process Methods

如表1所示，LMD和WAAM兩種技術(shù)均可實(shí)現(xiàn)大型結(jié)構(gòu)件制造。WAAM成形效率高、成本低，但成形過程產(chǎn)品受熱積累影響較為嚴(yán)重，溫度梯度及冷卻速率相對(duì)偏低，宏微觀組織較為粗大、力學(xué)性能較差[3]，且部分熔絲設(shè)備結(jié)構(gòu)易于產(chǎn)品干涉，對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)成形有一定影響。

LMD是利用快速原型制造的基本原理，以金屬粉末為原材料，采用高能激光束作為能量源，按預(yù)定加工路徑將同步送給的金屬粉末進(jìn)行逐層熔化、快速凝固和逐層沉積，從而實(shí)現(xiàn)金屬零件的直接制造，其工作原理如圖2所示[4]。

圖2 LMD技術(shù)原理Fig.2 Schematic Diagram of LMD

相比WAAM技術(shù)，LMD成形精度較高、產(chǎn)品表面質(zhì)量較好，降低了后期機(jī)加量和加工難度；激光能量密度高，成形產(chǎn)品受熱積累影響較小，溫度梯度及冷卻速率相對(duì)較高，性能相對(duì)較好，更適用于關(guān)鍵承力產(chǎn)品。因此，LMD技術(shù)更適合芯級(jí)捆綁支座制造。

1.2 成形工藝流程設(shè)計(jì)

結(jié)合芯級(jí)捆綁支座結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及其承載特性，綜合考慮變形開裂與過程穩(wěn)定性控制，采用分步成形方式實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品整體制造，即首先成形弧板，然后弧板翻轉(zhuǎn)水平后成形接頭，如圖3所示。弧板和接頭部位在一次成形過程中由于熱應(yīng)力積累易產(chǎn)生變形甚至局部開裂，因此需在兩步成形過程中分別設(shè)置多個(gè)熱處理去應(yīng)力節(jié)點(diǎn)，控制產(chǎn)品變形和開裂風(fēng)險(xiǎn)。

圖3 產(chǎn)品制造流程Fig.3 Product Manufacturing Process

毛坯最終熱處理完成后，進(jìn)行內(nèi)部組織超聲波探傷。由于受脈沖反射法的超聲波探傷近場(chǎng)效應(yīng)[5]的影響，產(chǎn)品在探傷前應(yīng)留有一定余量，因此在打印毛坯余量設(shè)計(jì)時(shí)需綜合考慮激光熔化沉積成形精度、熱處理變形補(bǔ)償、超聲波探傷余量和機(jī)加尺寸協(xié)調(diào)余量等多個(gè)方面因素，合理設(shè)置毛坯模型余量數(shù)值。

2 制造技術(shù)研究

2.1 原材料選擇

原材料方面，影響鈦合金增材制造產(chǎn)品質(zhì)量的因素主要包括粉末雜質(zhì)含量、流動(dòng)性、松裝密度等，其中雜質(zhì)含量是粉末材料的基礎(chǔ)指標(biāo)，是保證成形產(chǎn)品力學(xué)性能的關(guān)鍵因素。

在等級(jí)鈦粉中，除特殊用途外，一般要求采用含氧量來區(qū)分鈦合金粉末純度質(zhì)量等級(jí)，常將含氧量小于0.15%者稱為高質(zhì)量鈦粉。氧元素是由制粉原材料或粉末制備過程帶入的雜質(zhì)元素，屬于間隙型α穩(wěn)定元素，其與鈦有包析反應(yīng)形成間隙式固溶體，使鈦合金強(qiáng)度提高、塑性降低，同時(shí)使斷裂韌性、疲勞性能、抗腐蝕性、冷成形性和可焊性等變差，因此在鈦及鈦合金中對(duì)氧元素規(guī)定了它的最高允許含量[6]。研究發(fā)現(xiàn)，隨著成形環(huán)境中氧含量的增加，激光沉積成形TA15合金強(qiáng)度提高，但塑性大幅下降；當(dāng)氧含量體積分?jǐn)?shù)從5×10-5增加到1.9×10-4時(shí)，合金屈服強(qiáng)度增長(zhǎng)8%，但延伸率降低31%[7]。

為確保芯級(jí)捆綁支座強(qiáng)度和塑性均滿足設(shè)計(jì)選用的GJB2744A《航空用鈦及鈦合金鍛件規(guī)范》指標(biāo)要求，驗(yàn)證含氧量對(duì)TC11合金室溫性能的影響，開展了不同含氧量粉末打印成形室溫性能對(duì)比研究，從而獲取合理的鈦粉氧含量控制范圍。

參照GJB2744A中對(duì)氧含量的要求（≤0.15%），并考慮打印成形環(huán)境對(duì)含氧量增加的影響，試驗(yàn)選用0.05%～0.06%（低氧粉）和0.10%～0.11%（高氧粉）2種規(guī)格原材料采用相同工藝參數(shù)進(jìn)行試樣打印，試驗(yàn)件結(jié)果對(duì)比如表2所示。

表2 不同含氧量成形試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Tab.2 Data Comparison of Differernt Oxygen Levels

由表2可知，低氧粉試樣室溫延伸率與高氧粉子樣無明顯差異，但屈服強(qiáng)度比較高氧粉成形試樣低約50～100 MPa，已無法滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。同時(shí)，由打印前后鈦粉與成形件氧元素含量對(duì)比可知，現(xiàn)有成形設(shè)備打印過程會(huì)帶來0.01%～0.02%的氧含量增加。

綜上所述，為確保成形產(chǎn)品化學(xué)成分、強(qiáng)度和塑性指標(biāo)均滿足設(shè)計(jì)要求，需將原材料粉末含氧量控制在0.10%～0.13%范圍內(nèi)。

2.2 變形與開裂風(fēng)險(xiǎn)控制

為預(yù)測(cè)產(chǎn)品變形風(fēng)險(xiǎn)，以70 mm厚度TC4鈦合金板材為基板材料，基于Ansys有限元軟件workbench模塊開展產(chǎn)品沉積成形過程變形量預(yù)測(cè)及驗(yàn)證，見圖4。

圖4 基板端部變形仿真Fig.4 Distribution of Substrate Edge

續(xù)圖4

通過優(yōu)化熱源施加方式，選擇面熱源整體施加，實(shí)現(xiàn)了基板宏觀變形的預(yù)測(cè)，由圖4b可知，模擬仿真顯示基板端部翹曲變形主要集中在沉積歷程的前1/4階段，經(jīng)過初始沉積預(yù)熱階段后，基板端部翹曲變形量迅速增加，最大翹曲變形量約為28 mm。

由上述仿真預(yù)測(cè)可得產(chǎn)品級(jí)典型結(jié)構(gòu)激光熔化沉積過程溫度場(chǎng)特征及內(nèi)應(yīng)力演化特性，沉積方向各點(diǎn)均經(jīng)歷了周期性非平衡短時(shí)熱循環(huán)，內(nèi)應(yīng)力對(duì)應(yīng)地呈周期性非平衡循環(huán)累增變化特征。因此，激光熔化沉積長(zhǎng)時(shí)增材制造過程中若不適時(shí)去除內(nèi)應(yīng)力，殘余內(nèi)應(yīng)力會(huì)累積增加，最終在結(jié)構(gòu)薄弱位置或應(yīng)力集中位置產(chǎn)生宏觀開裂失效，導(dǎo)致產(chǎn)品報(bào)廢，如圖5所示。

圖5 應(yīng)力集中產(chǎn)生開裂Fig.5 Stress Concentration Cracking

因此，考慮變形開裂與過程穩(wěn)定性控制，需根據(jù)應(yīng)力累積水平在特定的成形高度設(shè)置熱處理去應(yīng)力，采用分步成形方式避免內(nèi)部應(yīng)力積累水平接近或超過產(chǎn)品本體承受能力而出現(xiàn)產(chǎn)品過度變形甚至局部開裂的風(fēng)險(xiǎn)。

同時(shí)，為了進(jìn)一步規(guī)避產(chǎn)品變形與開裂風(fēng)險(xiǎn)，需對(duì)產(chǎn)品過渡結(jié)構(gòu)位置進(jìn)行再設(shè)計(jì)，將弧板與基板結(jié)合處、凸臺(tái)與弧板結(jié)合處過渡圓角均優(yōu)化為大斜角結(jié)構(gòu)，并加大結(jié)構(gòu)拐角區(qū)域圓角尺寸，以避免極高熱應(yīng)力水平下易產(chǎn)生應(yīng)力集中位置出現(xiàn)宏觀開裂現(xiàn)象。

經(jīng)過實(shí)際產(chǎn)品成形驗(yàn)證，上述優(yōu)化措施可有效防止結(jié)構(gòu)變形開裂問題，結(jié)構(gòu)成形效果良好。

2.3 打印結(jié)合區(qū)對(duì)性能影響分析

由于成形工藝采用了分步成形方式，在產(chǎn)品本體上存在多處打印結(jié)合面，為避免結(jié)合面部位在再次打印成形時(shí)產(chǎn)生組織缺陷，采用真空爐熱處理去應(yīng)力，并在每步打印前對(duì)打印結(jié)合界面按規(guī)范要求進(jìn)行打磨和清潔處理，杜絕因結(jié)合區(qū)氧化皮、多余物等造成內(nèi)部缺陷，進(jìn)而影響產(chǎn)品質(zhì)量。

為進(jìn)一步驗(yàn)證分步成形工藝流程產(chǎn)生的打印結(jié)合界面力學(xué)性能與一次成形區(qū)是否有所差異，開展了打印結(jié)合區(qū)力學(xué)性能試驗(yàn)驗(yàn)證，采用同一組工藝參數(shù)進(jìn)行了結(jié)合區(qū)部位試樣打印成形，分別進(jìn)行了一次成形區(qū)和分步成形界面的試樣打印。成形前按規(guī)范要求對(duì)結(jié)合界面進(jìn)行打磨和清潔處理，成形后對(duì)試樣進(jìn)行了組織檢測(cè)和力學(xué)性能測(cè)試。一次成形與分步成形結(jié)合區(qū)性能對(duì)比情況如圖6所示。

圖6 一次成形與分步成形結(jié)合區(qū)性能對(duì)比Fig.6 Bonding Area Performance Comparison

通過對(duì)試樣進(jìn)行理化分析顯示，結(jié)合區(qū)宏觀組織檢測(cè)均無任何氣孔、未熔合及裂紋等缺陷，試樣各項(xiàng)力學(xué)性能與一次成形區(qū)域相比無明顯差異，實(shí)測(cè)值均滿足設(shè)計(jì)要求。因此可以證明，分步成形工藝流程形成的打印工藝結(jié)合面與一次成形區(qū)不存在明顯差異，對(duì)產(chǎn)品性能無明顯影響，能夠滿足設(shè)計(jì)對(duì)性能指標(biāo)要求。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證激光熔化沉積成形芯級(jí)捆綁支座在真實(shí)工況下的結(jié)構(gòu)變形和應(yīng)力分布等情況，產(chǎn)品加工完成后開展了真實(shí)邊界下1.5倍使用載荷靜力試驗(yàn)考核。試驗(yàn)結(jié)果顯示，應(yīng)力與載荷成很好的線性關(guān)系，如圖7所示（摘選部分應(yīng)力值較大數(shù)據(jù)），在高載荷下承載正常，未出現(xiàn)明顯變形等異常情況。試驗(yàn)件考核完畢后進(jìn)行了外形尺寸和無損檢測(cè)，未出現(xiàn)異常變形和新增缺陷，成功通過靜力試驗(yàn)考核。

圖7 較大應(yīng)力測(cè)點(diǎn)與載荷關(guān)系曲線Fig.7 Curve between Large Stress Measurement Point and Load

4 結(jié)束語

鈦合金增材制造技術(shù)是一種短流程、高效率的先進(jìn)近凈成形技術(shù)，本文針對(duì)TC11鈦合金LMD技術(shù)開展了原材料選擇、變形開裂控制、結(jié)合區(qū)影響等研究，實(shí)現(xiàn)了芯級(jí)捆綁支座的快速研制，產(chǎn)品性能可達(dá)到相應(yīng)鍛件標(biāo)準(zhǔn)要求，填補(bǔ)了鈦合金增材制造技術(shù)在運(yùn)載火箭大型關(guān)鍵承力產(chǎn)品制造中的應(yīng)用空白，為后續(xù)同類產(chǎn)品研制探索出一條新的解決途徑。同時(shí)，在今后技術(shù)應(yīng)用和發(fā)展過程中，應(yīng)盡快探索形成鈦合金增材制造相關(guān)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范，支撐其在航天制造領(lǐng)域的推廣應(yīng)用，進(jìn)一步提升中國(guó)航天制造水平。