粉末床增材制造的有限元仿真在航空零部件上的應(yīng)用技術(shù)研究

對(duì)于許多人而言，增材制造技術(shù)被視為只要獲取零件的三維模型信息，其制造過程就是一個(gè)簡(jiǎn)單的材料疊加，沒有絲毫的技術(shù)難度可言。實(shí)際上，在打印過程中因支撐斷裂、零件翹曲等造成打印中斷，抑或是經(jīng)長(zhǎng)時(shí)間打印后發(fā)現(xiàn)零件其實(shí)很早就已經(jīng)開裂失效的現(xiàn)象屢見不鮮。其根本原因在于，增材制造，尤其是金屬粉末床的增材制造是一個(gè)快速凝固的過程，其制造過程中產(chǎn)生的大量殘余應(yīng)力將致使零件發(fā)生失效、翹曲、開裂等問題。由于缺乏增材制造工藝的標(biāo)準(zhǔn)與規(guī)范，現(xiàn)階段粉末床增材制造仍然沿用傳統(tǒng)的“試錯(cuò)”模式，一次成功實(shí)現(xiàn)零件制造的幾率非常低，極大的浪費(fèi)了材料、機(jī)器時(shí)間以及勞動(dòng)力。特別是在制造航空零部件時(shí)，“試錯(cuò)”的增材制造模式更是顯示出其低效率、高成本的技術(shù)局限性。

針對(duì)上述問題，本文采用有限元仿真技術(shù)，通過對(duì)航空零部件的增材制造過程進(jìn)行模擬分析，有效解決打印過程中零件存在的失效、翹曲、開裂等技術(shù)難題，為增材制造工藝工程師提供一條縮短工藝開發(fā)時(shí)間并有助于提高零件質(zhì)量的解決方案，促進(jìn)實(shí)現(xiàn)“第一次就成功”打印零件的目標(biāo)。

1.有限元法概況
有限元法是一種通過對(duì)有限個(gè)單元體作分片插值求解力學(xué)、物理等問題的數(shù)值求解方法。在增材制造科學(xué)研究中，有限元法常用于求解在溫度場(chǎng)、應(yīng)力場(chǎng)等多場(chǎng)耦合作用下，零件結(jié)構(gòu)形狀幾何非線性、材料非線性等問題。
目前粉末床增材制造有限元仿真主要采用Simufact（一種包含AM在內(nèi)的金屬制造過程仿真軟件），通過輸入材料的本征參數(shù)（如化學(xué)成分、熱力學(xué)性能、機(jī)械性能、應(yīng)力-應(yīng)變曲線等）、支撐方案、激光工藝參數(shù)（激光功率、掃描策略、激光光斑、掃描間距等）、熱處理工藝、基板切割方向和支撐去除等工藝參數(shù)（如圖1所示），就能夠獲得零件在打印、熱處理、線切割、支撐去除等多個(gè)階段應(yīng)力、應(yīng)變、殘余應(yīng)力的分布情況以及對(duì)零件尺寸（變形大�。�、機(jī)械性能的影響規(guī)律，進(jìn)而確保在啟動(dòng)制造前優(yōu)化設(shè)計(jì)方案并最終制造出可被接受的零件。

圖1 Simufact軟件中材料本征參數(shù)的輸入界面

將有限元仿真技術(shù)應(yīng)用于粉末床增材制造將帶來幾項(xiàng)變革：在零件制造前可提供精確的零件變形和殘余應(yīng)力結(jié)果，降低成形風(fēng)險(xiǎn)，提高“一次打印成功”的成功率；可對(duì)構(gòu)造方向（水平、垂直或者其他方向）進(jìn)行測(cè)試，甄別最優(yōu)打印方案；對(duì)不同的支撐方案進(jìn)行“無成本”檢查，無需“試錯(cuò)”就能驗(yàn)證支撐方案的可行性；此外，還可以進(jìn)一步處理工藝鏈的問題，研究構(gòu)造零件過程中所采取步驟的順序。綜上所述，在粉末床增材制造中有效利用仿真技術(shù)，在制造零件前高效探索影響零件的變量，可以極大的縮短研發(fā)周期、提高機(jī)器/人工利用率、減少材料和能源消耗。由此看來，該項(xiàng)技術(shù)在航空零部件的快速制造上更具有推廣應(yīng)用前景。

2.航空零部件的有限元模擬研究

2.1模擬驗(yàn)證試驗(yàn)
鈦合金材料比強(qiáng)度遠(yuǎn)高于高強(qiáng)度鋁合金、鎂合金、高溫合金和高強(qiáng)度鋼，因此成為航空零部件制造首選的材料之一。鈦合金的粉末床增材制造，尤其是零件在基板平面投影的截面積占比較大時(shí)，往往在成形過程中產(chǎn)生極大的殘余應(yīng)力，造成鈦合金零件的“控形”十分困難。毫不夸張地說，零件在基板平面投影的截面積僅占據(jù)基板平面26.79%時(shí)，在打印過程中的殘余應(yīng)力釋放將厚達(dá)25mm的不銹鋼基板翹曲了5mm之多。因此，即便是橫向打印鈦合金的標(biāo)準(zhǔn)力學(xué)試驗(yàn)件，如不做后續(xù)的去應(yīng)力退火而直接進(jìn)行線切割，則所有的橫向力學(xué)試驗(yàn)件均會(huì)發(fā)生2mm以上的翹曲變形，如圖2所示。

圖2 鈦合金打印件翹曲示意圖

為了驗(yàn)證Simufact軟件的可靠性，通過輸入TC4鈦合金的本征參數(shù)（鍛件的本征參數(shù)），支撐方案、激光工藝參數(shù)、線切割方式進(jìn)行仿真分析，計(jì)算出經(jīng)打印、線切割后零件殘余應(yīng)力的分布情況，并獲得零件在各個(gè)方向上的變形結(jié)果，如圖3所示。

圖3 TC4鈦合金力學(xué)件模擬打印過程中的變形

從圖3中可以看出，采用橫向擺放方式的TC4鈦合金力學(xué)性能件，如未經(jīng)去應(yīng)力退火直接進(jìn)行線切割，在打印與線切割過程中產(chǎn)生的殘余應(yīng)力將在零件各個(gè)位置進(jìn)行釋放，在端部殘余應(yīng)力達(dá)到最大并引起翹曲，翹曲最大變形量達(dá)到了2.37mm。仿真結(jié)果與實(shí)際情況基本吻合，從而驗(yàn)證了Simufact軟件的準(zhǔn)確性與可靠性。

2.2支臂的有限元模擬研究
諸如舊機(jī)型戰(zhàn)機(jī)的支臂等航空零部件，由于國(guó)內(nèi)生產(chǎn)線已經(jīng)全部停產(chǎn)，但飛機(jī)仍需要執(zhí)行任務(wù)，這時(shí)采用增材制造技術(shù)進(jìn)行老舊零件的制造具有巨大的優(yōu)勢(shì)：無需恢復(fù)生產(chǎn)線就能夠快速響應(yīng)航空領(lǐng)域多品種、少批量構(gòu)件的定制生產(chǎn)，避免了巨額的固定資產(chǎn)投入，適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)“四快”：快速響應(yīng)、快速制造、快速修復(fù)、快速恢復(fù)戰(zhàn)斗力的新要求。

然而，增材制造技術(shù)并不是萬能的。航空零部件的材料、形狀、結(jié)構(gòu)各異，并不是掌握了該類材料的工藝與支撐方案就通用于其他零部件。實(shí)際上，因?yàn)楣に嚨耐ㄓ眯浴⒅�撐設(shè)計(jì)的不合理性，導(dǎo)致零部件打印完后發(fā)生開裂，翹曲的現(xiàn)象屢見不鮮。圖4即為針對(duì)支臂的三維模型，以“經(jīng)驗(yàn)”進(jìn)行支撐設(shè)計(jì)與工藝設(shè)定，結(jié)果證明采用這種“經(jīng)驗(yàn)式”的工藝與支撐方案其實(shí)并不合理，導(dǎo)致在打印結(jié)束后發(fā)現(xiàn)支臂其實(shí)在打印初期就已經(jīng)發(fā)生翹曲變形，造成大量的材料與時(shí)間的浪費(fèi)。如果有一種有效的模擬方式，在打印啟動(dòng)前就可以評(píng)估方案的可行性，則可以避免這種經(jīng)驗(yàn)式的錯(cuò)誤。

圖4 支臂發(fā)生的翹曲變形

為了分析造成支臂變形的原因，將鋁合金材料（參照鑄件標(biāo)準(zhǔn)）的本征參數(shù)，支撐方案、激光工藝參數(shù)輸入Simufact軟件中，通過有限元仿真，得到支臂打印過程中的變形情況，如圖5所示。從圖5可知，采用實(shí)際打印工藝與支撐方案，支臂打印過程中發(fā)生嚴(yán)重變形的位置為零件前端，最大變形量達(dá)到3.03mm。通過模擬分析，準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)了實(shí)際打印過程中零件將發(fā)生變形的位置及變形量。

圖5 支臂打印過程中的變形分析

2.3導(dǎo)向葉片的有限元模擬研究
航空發(fā)動(dòng)機(jī)及燃?xì)廨啓C(jī)是工業(yè)皇冠上的明珠，其高溫高壓零件在復(fù)雜苛刻條件下工作，使用損傷大，制造難度高，尤其是導(dǎo)向葉片的制造技術(shù)僅由歐美少數(shù)國(guó)家掌握，對(duì)外嚴(yán)密封鎖。我國(guó)雖然突破了部分關(guān)鍵技術(shù)并得到應(yīng)用，但遠(yuǎn)不能滿足新結(jié)構(gòu)、新材料高溫高壓零件的制造需求。采用基于增材制造的逆向工程技術(shù)，能夠快速制造高溫高壓復(fù)雜零部件，減少研發(fā)費(fèi)用、縮短研制周期，擺脫受制于人的困境。

通常，用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)或燃?xì)廨啓C(jī)的高溫高壓零件形狀各異、內(nèi)部流道復(fù)雜，使用的材料又十分昂貴，提高零件的一次打印成功率是降低制造成本的關(guān)鍵因素。如用于燃?xì)廨啓C(jī)的導(dǎo)向葉片就屬于該類零件。為了提高導(dǎo)向葉片的一次打印成功率，采用兩種不同的擺放方式與支撐方案，通過輸入相應(yīng)高溫合金的本征參數(shù)（參照鑄件標(biāo)準(zhǔn)）、激光工藝參數(shù)、去應(yīng)力退火工藝參數(shù)以及線切割方式進(jìn)行仿真分析，結(jié)果如圖6所示。

圖6 不同擺放形式下導(dǎo)向葉片的模擬分析結(jié)果

從圖6中可以看出，采用上述兩種擺放方式，雖然零件的朝向完全相反（轉(zhuǎn)動(dòng)180°），但是從仿真結(jié)果上看，都是離基板平面的近端處存在較大的變形，最大變形量達(dá)到2.27mm。為了驗(yàn)證仿真的準(zhǔn)確性，采用兩種方案分別試打一件導(dǎo)向葉片，結(jié)果如圖7所示。從圖7中可以看出，實(shí)際打印的情況與模擬的結(jié)果一致，通過模擬計(jì)算獲得的變形面與實(shí)際打印的變形面完全吻合。

圖7 不同擺放形式下導(dǎo)向葉片的實(shí)際打印情況

3結(jié)束語
隨著模擬技術(shù)的飛速發(fā)展，該技術(shù)在增材制造方面凸顯出獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)，為復(fù)雜航空零部件的粉末床增材制造過程中溫度場(chǎng)、應(yīng)力場(chǎng)、變形等提供了精確的參考依據(jù)，擺脫了傳統(tǒng)工藝優(yōu)化過程中消耗性的“試錯(cuò)”模式，對(duì)增材制造的機(jī)理性探索和工藝優(yōu)化具有重要的指導(dǎo)作用。但是，現(xiàn)階段的粉末床增材制造仿真技術(shù)仍存在其局限性，基于大數(shù)據(jù)的綜合化與大尺寸化成為粉末床增材制造技術(shù)未來發(fā)展的重點(diǎn)方向。

（1）材料本征參數(shù)是關(guān)系到仿真結(jié)果精確與否的重要參數(shù)之一。目前模擬軟件輸入的材料本征參數(shù)絕大部分均沿用同類材料的鑄、鍛件指標(biāo)，用于評(píng)估、預(yù)測(cè)3D打印零件特性是不完全、不準(zhǔn)確的。因此，建立以3D打印標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)件為基準(zhǔn)的材料本征參數(shù)大數(shù)據(jù)十分必要；

（2）采用模擬技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)增材制造工藝全流程單階段的溫度場(chǎng)、應(yīng)力場(chǎng)、殘余應(yīng)力的計(jì)算，并通過簡(jiǎn)單疊加預(yù)測(cè)零件最終的成形效果，其綜合耦合能力仍不夠強(qiáng)，多階段多場(chǎng)耦合是未來發(fā)展的趨勢(shì)；

（3）目前，受限于大尺寸零件的邊界條件設(shè)定、計(jì)算時(shí)間以及計(jì)算精度等問題，模擬技術(shù)僅能夠?qū)Ψ勰┐布?jí)別的零件進(jìn)行精確預(yù)測(cè)，還無法實(shí)現(xiàn)大尺寸構(gòu)件的模擬。模擬大尺寸化也是未來發(fā)展的趨勢(shì)之一。

作者：李  禮1, 2，劉曉輝3，戴  煜1, 2 ，寧 敏3，楊 盼3，楊 文1, 2
1. 湖南頂立科技有限公司；2湖南省新型熱工裝備工程技術(shù)研究中心；3.長(zhǎng)沙五七一二飛機(jī)工業(yè)有限責(zé)任公司）