運載火箭大型關鍵承力產品激光沉積增材制造技術研究

趙彥廣，周慶軍，嚴振宇，駱洪志

（1.天津航天長征火箭制造有限公司，天津，300462；2. 首都航天機械有限公司，北京，100076；3. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

0 引 言

增材制造技術（Additive Manufacturing，AM），又稱3D打印技術，是近年來迅速發展的高端數字化制造技術。增材制造依據三維CAD設計數據，采用離散材料逐層累加制造實體零件，是一種“自上而下”材料累加的制造過程[1]，與傳統的減材制造（如機加、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）有著本質區別。增材制造技術具有快速制造復雜結構產品、高效利用原材料、可高度優化產品結構和適應個性化小批量生產等優點[2]。近年來，隨著增材制造技術發展的日益成熟，在國內外航空航天制造領域應用日益增加，為復雜結構產品的敏捷、柔性制造和近凈成形提供了新的實現途徑。

中國運載火箭箭體關鍵承力產品傳統上多采用鍛件機加方式生產。某運載型號芯級捆綁支座（見圖1）用于助推器推力向芯級結構的傳遞，產品外形尺寸1300 mm×630 mm×350 mm，主體為弧形壁板+承力接頭的倒梯形結構，結構最薄壁厚為5 mm，最大壁厚為60 mm。產品尺寸規模大、結構復雜、壁厚差異大，單件工作狀態下最大承載超過200 t，是典型的大尺寸高承載復雜結構關鍵承力產品。此產品以往采用鋼鍛件機加成形，鍛件毛坯質量約3000 kg，加工完成后本體質量約110 kg，材料利用率不到4%，資源浪費嚴重。

圖1 芯級捆綁支座結構示意Fig.1 Core-level Binging Bearing Structure Diagram

鈦合金具有密度低、比強度高、高溫性能及耐腐蝕性能優異等特點，在航空、航天等領域被廣泛應用。通過結合鈦合金材料應用與增材制造技術，可實現產品減重和快速制造的目的，進一步提升運載能力和效率，同時克服“鍛造+機加”模式工藝復雜、周期長的缺點，并提高材料利用率，減少資源浪費。

經優化設計后，產品原材料更改為TC11（Ti-6.5Al-3.5Mo-1.5Zr-0.3Si）鈦合金材料，材料密度不及原鋼質材料密度的60%，單件產品理論質量可減至60 kg，減重45.4%。此項結構件優化預計可實現運載火箭LEO運載能力提升近200 kg，應用效果顯著。

針對基于增材制造技術的鈦合金芯級捆綁支座產品制造實現過程，本文從工藝方法選擇和工藝流程設計方面進行了闡述，并對研制過程中需要重點關注的環節進行了分析和驗證。

1 工藝方法及流程設計

1.1 成形工藝方法選擇

金屬增材制造有多種工藝實現方法，較為常見的有：基于粉床鋪粉的激光選區熔化增材制造（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、機械性能好等優點，基本無需經過額外加工即可使用，更加趨向于凈成形。但現市場可提供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設備CQU750成形尺寸為750 mm×750 mm×500 mm），現有裝備成形能力暫不能滿足“米”級大型構件研制。

考慮到現有制造能力、制造成本和技術成熟度等因素，主要針對LMD和WAAM兩種可成形大尺寸結構件的3D打印技術進行對比分析，如表1所示。

表1 不同增材制造工藝方法對比Tab.1 Comparison of Different Process Methods

如表1所示，LMD和WAAM兩種技術均可實現大型結構件制造。WAAM成形效率高、成本低，但成形過程產品受熱積累影響較為嚴重，溫度梯度及冷卻速率相對偏低，宏微觀組織較為粗大、力學性能較差[3]，且部分熔絲設備結構易于產品干涉，對復雜結構成形有一定影響。

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，按預定加工路徑將同步送給的金屬粉末進行逐層熔化、快速凝固和逐層沉積，從而實現金屬零件的直接制造，其工作原理如圖2所示[4]。

圖2 LMD技術原理Fig.2 Schematic Diagram of LMD

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

1.2 成形工藝流程設計

結合芯級捆綁支座結構特點及其承載特性，綜合考慮變形開裂與過程穩定性控制，采用分步成形方式實現產品整體制造，即首先成形弧板，然后弧板翻轉水平后成形接頭，如圖3所示。弧板和接頭部位在一次成形過程中由于熱應力積累易產生變形甚至局部開裂，因此需在兩步成形過程中分別設置多個熱處理去應力節點，控制產品變形和開裂風險。

圖3 產品制造流程Fig.3 Product Manufacturing Process

毛坯最終熱處理完成后，進行內部組織超聲波探傷。由于受脈沖反射法的超聲波探傷近場效應[5]的影響，產品在探傷前應留有一定余量，因此在打印毛坯余量設計時需綜合考慮激光熔化沉積成形精度、熱處理變形補償、超聲波探傷余量和機加尺寸協調余量等多個方面因素，合理設置毛坯模型余量數值。

2 制造技術研究

2.1 原材料選擇

原材料方面，影響鈦合金增材制造產品質量的因素主要包括粉末雜質含量、流動性、松裝密度等，其中雜質含量是粉末材料的基礎指標，是保證成形產品力學性能的關鍵因素。

在等級鈦粉中，除特殊用途外，一般要求采用含氧量來區分鈦合金粉末純度質量等級，常將含氧量小于0.15%者稱為高質量鈦粉。氧元素是由制粉原材料或粉末制備過程帶入的雜質元素，屬于間隙型α穩定元素，其與鈦有包析反應形成間隙式固溶體，使鈦合金強度提高、塑性降低，同時使斷裂韌性、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氧元素規定了它的最高允許含量[6]。研究發現，隨著成形環境中氧含量的增加，激光沉積成形TA15合金強度提高，但塑性大幅下降；當氧含量體積分數從5×10-5增加到1.9×10-4時，合金屈服強度增長8%，但延伸率降低31%[7]。

為確保芯級捆綁支座強度和塑性均滿足設計選用的GJB2744A《航空用鈦及鈦合金鍛件規范》指標要求，驗證含氧量對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比研究，從而獲取合理的鈦粉氧含量控制范圍。

參照GJB2744A中對氧含量的要求（≤0.15%），并考慮打印成形環境對含氧量增加的影響，試驗選用0.05%～0.06%（低氧粉）和0.10%～0.11%（高氧粉）2種規格原材料采用相同工藝參數進行試樣打印，試驗件結果對比如表2所示。

表2 不同含氧量成形試驗數據對比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，但屈服強度比較高氧粉成形試樣低約50～100 MPa，已無法滿足設計指標要求。同時，由打印前后鈦粉與成形件氧元素含量對比可知，現有成形設備打印過程會帶來0.01%～0.02%的氧含量增加。

綜上所述，為確保成形產品化學成分、強度和塑性指標均滿足設計要求，需將原材料粉末含氧量控制在0.10%～0.13%范圍內。

2.2 變形與開裂風險控制

為預測產品變形風險，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模塊開展產品沉積成形過程變形量預測及驗證，見圖4。

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

續圖4

通過優化熱源施加方式，選擇面熱源整體施加，實現了基板宏觀變形的預測，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，經過初始沉積預熱階段后，基板端部翹曲變形量迅速增加，最大翹曲變形量約為28 mm。

由上述仿真預測可得產品級典型結構激光熔化沉積過程溫度場特征及內應力演化特性，沉積方向各點均經歷了周期性非平衡短時熱循環，內應力對應地呈周期性非平衡循環累增變化特征。因此，激光熔化沉積長時增材制造過程中若不適時去除內應力，殘余內應力會累積增加，最終在結構薄弱位置或應力集中位置產生宏觀開裂失效，導致產品報廢，如圖5所示。

圖5 應力集中產生開裂Fig.5 Stress Concentration Cracking

因此，考慮變形開裂與過程穩定性控制，需根據應力累積水平在特定的成形高度設置熱處理去應力，采用分步成形方式避免內部應力積累水平接近或超過產品本體承受能力而出現產品過度變形甚至局部開裂的風險。

同時，為了進一步規避產品變形與開裂風險，需對產品過渡結構位置進行再設計，將弧板與基板結合處、凸臺與弧板結合處過渡圓角均優化為大斜角結構，并加大結構拐角區域圓角尺寸，以避免極高熱應力水平下易產生應力集中位置出現宏觀開裂現象。

經過實際產品成形驗證，上述優化措施可有效防止結構變形開裂問題，結構成形效果良好。

2.3 打印結合區對性能影響分析

由于成形工藝采用了分步成形方式，在產品本體上存在多處打印結合面，為避免結合面部位在再次打印成形時產生組織缺陷，采用真空爐熱處理去應力，并在每步打印前對打印結合界面按規范要求進行打磨和清潔處理，杜絕因結合區氧化皮、多余物等造成內部缺陷，進而影響產品質量。

為進一步驗證分步成形工藝流程產生的打印結合界面力學性能與一次成形區是否有所差異，開展了打印結合區力學性能試驗驗證，采用同一組工藝參數進行了結合區部位試樣打印成形，分別進行了一次成形區和分步成形界面的試樣打印。成形前按規范要求對結合界面進行打磨和清潔處理，成形后對試樣進行了組織檢測和力學性能測試。一次成形與分步成形結合區性能對比情況如圖6所示。

圖6 一次成形與分步成形結合區性能對比Fig.6 Bonding Area Performance Comparison

通過對試樣進行理化分析顯示，結合區宏觀組織檢測均無任何氣孔、未熔合及裂紋等缺陷，試樣各項力學性能與一次成形區域相比無明顯差異，實測值均滿足設計要求。因此可以證明，分步成形工藝流程形成的打印工藝結合面與一次成形區不存在明顯差異，對產品性能無明顯影響，能夠滿足設計對性能指標要求。

3 試驗驗證

為驗證激光熔化沉積成形芯級捆綁支座在真實工況下的結構變形和應力分布等情況，產品加工完成后開展了真實邊界下1.5倍使用載荷靜力試驗考核。試驗結果顯示，應力與載荷成很好的線性關系，如圖7所示（摘選部分應力值較大數據），在高載荷下承載正常，未出現明顯變形等異常情況。試驗件考核完畢后進行了外形尺寸和無損檢測，未出現異常變形和新增缺陷，成功通過靜力試驗考核。

圖7 較大應力測點與載荷關系曲線Fig.7 Curve between Large Stress Measurement Point and Load

4 結束語

鈦合金增材制造技術是一種短流程、高效率的先進近凈成形技術，本文針對TC11鈦合金LMD技術開展了原材料選擇、變形開裂控制、結合區影響等研究，實現了芯級捆綁支座的快速研制，產品性能可達到相應鍛件標準要求，填補了鈦合金增材制造技術在運載火箭大型關鍵承力產品制造中的應用空白，為后續同類產品研制探索出一條新的解決途徑。同時，在今后技術應用和發展過程中，應盡快探索形成鈦合金增材制造相關技術標準和規范，支撐其在航天制造領域的推廣應用，進一步提升中國航天制造水平。