基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法

技术领域

本发明涉及增材制造领域，具体涉及一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法。

背景技术

激光选区熔化(SLM)成形技术是通过金属粉末材料逐层熔化烧结的方式实现零件制造，其不受零件复杂程度的限制，广泛应用在航空航天等领域。舵翼结构作为飞行器重要的结构功能件，其承力特性和轻质化特性对飞行器来说至关重要。舵翼结构一般分为外蒙皮和内骨架两部分，其中蒙皮和骨架以焊接、铆接或螺纹的形式连接，该制作方式因有多个零部件拼接而成，使得制作工序繁琐，零件成形精度有限。随着增材制造技术的发展，激光选区熔化技术逐步应用于舵翼的一体化成形。

目前在用激光选区熔化技术成形舵翼的过程中，当骨架和蒙皮之间存在较大空腔时，如果在空腔内部增加密集的加强筋(骨架)，则会导致舵翼整体重量大幅增加。当加强筋数量减少，则空腔内支撑力不足，极易在成形过程中因应力过大而使蒙皮塌陷或变形，进而导致蒙皮尺寸精度和对称度不能满足要求；且较大的空腔会降低舵翼的承载能力。

因此，需要一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，能够解决以上问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是克服现有技术中的缺陷，提供基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，能够在保证或提高舵翼承力特性的前提下，提高蒙皮成形精度、降低舵翼整体重量。

本发明的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，包括：

设计舵翼的骨架模型结构；

基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；

将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；

对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。

进一步，所述点阵结构为若干；所述点阵结构包括1个内部节点、8个公共节点以及8个支柱；其中，1个内部节点通过8个支柱分别与8个公共节点连接，8个公共节点位于长方体棱柱的交点上。

进一步，设计点阵结构，具体包括：

将舵翼骨架零件的空腔区域作为优化填充区域，计算优化填充区域的密度分布；

将密度分布作为点阵结构的相对密度，在确定了点阵结构中相邻两个公共节点之间距离L的情况下，根据相对密度，计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a，并将边长a作为内部节点的棱长；

计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a

进一步，根据如下公式计算优化填充区域的密度分布：

其中，U表示假设实体填充状态下，舵翼整体零件的位移；K表示舵翼整体零件的刚度矩阵；ρ

进一步，根据如下公式计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a：

其中，ρ表示点阵结构的相对密度；L表示点阵结构中相邻两个公共节点之间距离。

进一步，根据如下公式计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a

其中，a

进一步，对所述舵翼三维模型进行成形打印，具体包括：

对舵翼三维模型进行打印预处理；所述打印预处理包括打印平台的选择、舵翼三维导入、舵翼三维修复、切割余量添加、舵翼成形方向摆放以及切片文件导出；

采用高强铝材料对舵翼三维模型进行成形打印；其中，成形工艺参数包括层厚0.03～0.06mm，激光功率250～450W，扫描速度为500～2000mm/s，扫描间距为0.1～0.25mm。

进一步，所述骨架模型结构包括骨架以及蒙皮；在骨架和蒙皮形成的各封闭腔体的顶部以及舵翼零件的上部都设置有漏粉孔。

进一步，成形打印完成后，还包括：

清理成形仓内及舵翼外部粉末；

将含有成形基板的舵翼放置在清粉设备内，固定基板四周，操作清粉设备使舵翼倒置，在重力作用下舵翼内腔粉末自动流出，在此过程中轻微转动舵翼零件，使内腔粉末流出；当粉末流出减少后，利用气枪从其中一个漏粉孔往舵翼内腔吹气，使内腔粉末清理干净；

粉末清理干净后，将舵翼连同成形基板一块进行去应力热处理，热处理温度：300～360℃，保温时间2～6h；

热处理结束后，将舵翼从基板上分离，经喷砂处理后，进行三维扫描检测。

本发明的有益效果是：本发明公开的一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，通过在舵翼内部填充变相对密度点阵结构，根据工作载荷，对舵翼不同位置的点阵结构的相对密度进行调节，不同的相对密度之间的点阵结构通过固定内部节点大小，修改公共节点大小来实现均匀过渡；变相对密度点阵填充结构可以基于负载情况进行随意调节，设计自由高，适用范围广；基于规则正六棱柱杆的点阵单元在三角面片化时大大简化了三角面片数量；本发明有效地提高了舵翼的成形精度、提高了舵翼的承载能力，同时，降低了舵翼的整体重量。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明作进一步描述：

图1为本发明的舵翼制造方法流程示意图；

图2为本发明的点阵结构几何结构示意图；

图3为本发明的变相对密度点阵结构组合示意图；

图4为本发明的点阵结构表面划分为三角面示意图；

图5为本发明的变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型示意图。

具体实施方式

以下结合说明书附图对本发明做出进一步的说明，如图所示：

本发明的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，包括：

设计舵翼的骨架模型结构；

基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；

将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；

对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。

本实施例中，针对某航天飞行器的舵翼产品，客户要求尺寸精度±0.1mm，翼型(蒙皮)相对于中心平面的对称度在0.2以内，在满足舵翼负载和工况情况下，进行变相对密度点阵结构舵翼的优化设计和舵翼的激光选区熔化成形，具体包含以下内容：

根据舵翼的工作载荷，用三维建模软件SolidWorks优化设计舵翼的骨架和蒙皮结构，其中，在骨架和蒙皮形成的各封闭腔体的顶部以及舵翼零件上部都设计有漏粉孔，确保舵翼成形后将舵翼整体倒立，各空腔内的粉末在重力作用下可以自动流出，便于腔体内部的粉末清理。

基于舵翼模型和负载情况设计新型点阵结构：

所述点阵结构为若干；如图2、3所示，所述点阵结构包括1个内部节点、8个公共节点以及8个支柱；其中，1个内部节点通过8个支柱分别与8个公共节点连接，8个公共节点位于长方体棱柱的交点上。所述支柱可以采用六棱柱，基于六棱柱，所述内部节点为一个表面由6个正方形+8个正六边形组合形成的立体结构，所述内部节点起到承接8个支柱的作用，1个公共节点与8个内部节点相邻，1个公共节点为8个点阵结构共用，则每个点阵结构只占该公共节点的1/8结构，一般地，可以将1个公共节点看着为1个小的立方体，而1个点阵结构被一个大的长方体包围，其中，所述长方体可以采用立方体。

设计点阵结构，具体包括：

将舵翼骨架零件的空腔区域作为优化填充区域，计算优化填充区域的密度分布；其中，根据如下公式计算优化填充区域的密度分布：

其中，U表示假设实体填充状态下，舵翼整体零件的位移；K表示舵翼整体零件的刚度矩阵；ρ

如图3所示，在舵翼零件空腔内，需要根据工作载荷，对不同位置的点阵结构的相对密度进行调节。不同的相对密度之间的点阵结构通过固定内部节点大小，修改公共节点大小来实现均匀过渡。此时，支柱形状由六棱柱变为六棱台，公共节点的大小根据相邻的8个内部节点通过插值进行确定，具体包括：

将密度分布作为点阵结构的相对密度，在确定了点阵结构中相邻两个公共节点之间距离L的情况下，比如，距离L取值为2mm～10mm；根据相对密度，计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a，并将边长a作为内部节点的棱长；其中，根据如下公式计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a：

其中，ρ表示点阵结构的相对密度；L表示点阵结构中相邻两个公共节点之间距离。

计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a

其中，a

如图4所示，点阵结构在建模时，对点阵模型表面进行三角形化，每个多边形(n边形)的表面转化为n-2个三角形，输出为STL模型格式文件。在获得填充部分整体点阵结构的模型后，通过将点阵结构模型与舵翼的骨架模型进行布尔求和实现模型的合并，获得最终的含变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型，如图5所示，图5中1、2号位置对应的点阵结构的相对密度不一致，其中1号位置点阵结构的相对密度相对较大，这与舵翼结构的负载情况相吻合。

本实施例中，对所述舵翼三维模型进行成形打印，具体包括：

利用处理软件Voxeldance对添加了变相对密度点阵结构的舵翼三维模型进行打印预处理；所述打印预处理包括打印平台的选择、舵翼三维导入、舵翼三维修复、切割余量添加、舵翼成形方向摆放以及切片文件导出；

采用高强铝材料对舵翼三维模型进行成形打印；其中，成形工艺参数包括层厚0.03～0.06mm，激光功率250～450W，扫描速度为500～2000mm/s，扫描间距为0.1～0.25mm。其中，基板材料为6061铝合金基板，基板预热温度：80～200℃，成形气氛：氩气环境，氧含量100PPM以下。

成形打印完成后，还包括：

清理成形仓内及舵翼外部粉末；其中，舵翼表面粘接粉末用刷子清扫干净；

将含有成形基板的舵翼放置在清粉设备内，固定基板四周，操作清粉设备使舵翼倒置，在重力作用下舵翼内腔粉末自动流出，在此过程中轻微转动舵翼零件，使内腔粉末流出；当粉末流出减少后，利用气枪从其中一个漏粉孔往舵翼内腔吹气，使内腔粉末清理干净；

粉末清理干净后，将舵翼连同成形基板一块进行去应力热处理，热处理温度：300～360℃，保温时间2～6h；

热处理结束后，将舵翼从基板上分离，经喷砂处理后，进行三维扫描检测。

通过上述检测，舵翼蒙皮尺寸精度在±0.1mm以内，两蒙皮相对于中心平面的对称度在0.2以内，则最终得到满足性能要求的舵翼产品。同样地，本发明的舵翼制造设计方法也适用于其他实体结构或含有内腔薄壁结构的优化设计。

最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。