一种基于增材制造工艺约束的航天器支架拓扑设计方法

技术领域

本发明属于增材制造零件设计领域，，特别是一种基于增材制造工艺约束的航天器支架拓扑设计方法。

背景技术

航天器结构中存在多种支架，对于小型设备支架，多使用铝合金，采用板焊机加方案；对于大型仪器设备支架，根据不同情况可采用整体铸造或板焊机加方案；对于结构刚度要求高的支架，多采用高模复合材料。由于支架连接结构多采用空间连杆结构形式，材料去除率高，且加工可达性差，锻造拼焊方案虽然可实现减重，但也带来了变形较大和焊缝检测困难等问题，铸造方案可以一体成型，但连杆结构的壁厚呆重较大，无法满足减重指标。单个支架的重量占比较小，但由于数量种类较多，全系列文架的舱段总重量可达30％。增材制造是一种逐层加工的制造工艺，可实现空间复杂结构的制造，适合小尺寸的构件制造，可成形材料体系包括铝合金、钛合金、高温合金等。

目前，拓扑优化技术广泛地应用于航空航天领域中，其是一种根据指定载荷工况，性能指标和约束条件合理分配材料、确定最优传力路径的结构优化设计方法。相比尺寸优化和形状优化，拓扑优化不依赖于初始构型的选择，具有更高的设计空间，是寻求高性能、轻量化、多功能创新结构的有效设计方法，结合增材制造，可以快速精确制备复杂构型以及多尺度/多层级结构。拓扑优化的一项难点为，优化时不但需要考虑到功能性，也需要兼顾工艺性、经济性、周期性等。然而，现有的技术在几何重构的过程中几乎不考虑选区激光熔化增材制造的工艺约束，最终优化的模型在打印时需添加额外的支撑，甚至由于存在打印风险区域导致打印失败，这在复杂工况的支架优化中尤其明显。因此，迫切需要考虑增材工艺性的新的设计与制造方案，实现支架连接类产品的技术升级。

发明内容

本发明针对使用选区激光熔化增材制造的支架减重拓扑设计，提出一种基于选区激光熔化增材制造工艺约束的航天器支架拓扑设计方法。。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种基于增材制造工艺约束的航天器支架拓扑设计方法，包括：

步骤1、采用等效法得出支架各工况受力情况及约束情况；

步骤2，建立支架初始模型，导入有限元软件进行受力分析，得出最大应力和位移；

步骤3，将支架模型导入拓扑优化软件，进行拓扑优化得出初始结果；

步骤4，考虑增材制造的工艺约束，对拓扑优化后的结果进行平顺化处理，并进行有限元分析验证最终结果的可靠性。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

本发明的优化设计方法，通过在几何重构平顺化的过程中结合增材制造工艺约束和零件的工况约束，在利用拓扑优化技术减重的同时保证了支架零件的可制造性，提高了产品的合格率和交付质量。

附图说明

图1为支架的初始三维结构示意图。

图2为初始三维结构在本次工况下仿真的结果，其中(a)为应力分布，(b)为位移分布。

图3为初次拓扑优化后的几何重构模型示意图。

图4为考虑选区激光熔化增材制造工艺约束后的几何重构模型示意图。

图5为最终拓扑优化后模型在本次工况下仿真的结果，其中(a)为应力分布，(b)为位移分布。

具体实施方式

下面结合附图及具体实例对本发明做进一步介绍，以下实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。

步骤1，使用等效法，将支架的受力工况和约束情况进行分析；

步骤(1-1)，初始工况为支架整体受三种方向过载，将其等效为在质心处的三向过载，并等效成受力，类型为远程力，力的作用面施加于侧面螺栓孔内表面与外侧接触面，支架在该工况下最大位移不能超过1mm，最大应力需低于Ti-6Al-4V材料的屈服极限(827.4MPa)；

步骤(1-2)，将支架中与舱壁相连接的部位认定为固支约束，通过分析，支架底部所有的圆孔受固支约束；

步骤2，建立支架初始模型，导入有限元软件进行受力分析，得出最大应力和位移；

步骤(2-1)，利用三维建模软件建立航天器支架模型，初始模型如图1所示，模型长宽高大致尺寸为150mm×60mm×120mm，初始模型左右对称；

步骤(2-2)，将初始模型导入有限元分析软件，设置材料属性为材料库中的钛合金，并自动划分四面体网格，网格尺寸为2mm，设置步骤1中的受力情况和约束，运算得出所有工况下的单元位移和应力分布，得出最大的应力和位移，应力和位移分布如图2所示，其中(a)为应力分布，(b)为位移分布。可见最大应力为157.5MPa，最大位移为0.19mm。

步骤3，将支架模型导入拓扑优化软件，进行拓扑优化得出初始结果。

步骤(3-1)，将初始模型导入拓扑优化软件，对模型施加步骤1中的工况载荷和约束；

步骤(3-2)，初始设计模型的优化区域较少。难以达到最优效果，因此填充支架两侧肋板之间、底部壁板之间的空隙，并设置成设计域，在施加约束的孔周围直径多3mm的区域设置为非设计域；

步骤(3-3)，在优化操作中选择拓扑优化，优化目标为保持最大化刚度的同时与初始设计相比减重50％，运行软件，得出初始优化结果。

步骤4，考虑增材制造的工艺约束，对拓扑优化后的结果进行平顺化处理，并进行有限元分析验证最终结果的可靠性。

步骤(4-1)，根据拓扑优化的结果，利用拓扑优化软件中自带的几何重构包覆功能手动完成模型的顺滑连接，如图3所示。

步骤(4-2)，考虑选区激光熔化增材制造的工艺约束，修改零件，删除薄壁区域和大尺寸水平圆孔，重新调整了连接形式，作出光滑拓扑结构支架，最终形成完整平滑的新的拓扑优化模型。

步骤(4-2-1)，如图3所示，初始优化结果中观察到有直径为10mm(径超过8mm)的水平圆孔和不规则圆孔，这会影响打印质量，将其删去；优化后两个肋板之间存在最薄仅为0.4mm(小于1.5mm)薄壁，且肋板的优化结果也为薄壁(小于1.5mm)，这极大增加了打印风险，将肋板改变为两个跨于侧壁和底部的肋条，肋板之间的薄壁改为肋条之间的横向连杆；优化结果中没有发现微小截面；

步骤(4-2-2)，如图3所示，优化后的模型在侧面螺栓孔处存在悬垂面，这增加了制造风险，因此将上下两个螺栓孔之间悬垂角小于45°的区域进行填充(修改为大于45°的悬垂面或更改为圆弧过渡面)，减少悬垂面；两个肋板之间由横向连杆连接，如果支架竖直打印需要加大量支撑，但该连杆有重要承力作用，因此不考虑修改，可以在制造时改变打印方向；

步骤(4-2-3)，判断是否存在封闭空腔，若存在，则需填实或添加排粉孔，通过检查，未发现封闭空腔；

步骤(4-2-4)，对修改后的的模型再一次进行平顺化处理，利用镜像功能最终作出左右对称的光滑拓扑结构支架，如图4所示，最终测得模型重量为0.56Kg，减重58％；

步骤(4-3)，将优化后的模型导入有限元分析软件，判断优化后的支架是否满足设计要求，在保证强度、刚度等性能指标的同时是否成功降低材料消耗，保持材料参数、载荷条件、网格划分等分析设置与支架初始模型分析中的一致性，最终结果如图5所示，其中(a)为应力分布，最大应力为207.4MPa，；b)为位移分布，最大位移为0.27mm。

综上所述，本发明的优化设计方法，通过在几何重构平顺化的过程中结合增材制造工艺约束和零件的工况约束，将航天器支架经过拓扑优化，从质量1.34Kg减至0.56Kg，实现了58％的减重，并且最大应力和位移均在工况允许的范围内。