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航空航天工业中的增材制造技术应用方案

一、方案目标与定位

（一）核心目标

实现航空航天构件（钛合金/高温合金/复合材料）增材制造后致密度≥99.5%，力学性能达标（抗拉强度≥800MPa、冲击韧性≥30J/-40℃），尺寸公差≤±0.1mm，符合《航空航天用增材制造构件技术要求》（GB/T39952），因制造缺陷导致的构件失效风险降低≥85%。

构建“构件设计-材料制备-增材制造-后处理-性能验证”闭环，制造周期较传统工艺缩短≥40%，材料利用率提升≥60%，全生命周期成本降低≥35%，解决复杂构件难加工、传统制造周期长的问题。

形成适配多场景的规范体系，量化发动机燃烧室（高温承载）、卫星支架（轻量化）、机身结构件（高强度）的增材制造要点，为航空航天制造企业提供可落地技术依据。

（二）定位

本方案适用于航空航天工业增材制造技术应用项目（构件类型≥3种，尺寸10-2000mm，重量0.1-50kg），可根据构件功能（结构承载/热端部件/轻量化框架）、服役环境（高温/低温/真空）调整技术路径，重点解决“增材制造致密度低”“力学性能不稳定”“复杂构件精度难控”三大核心问题，平衡航空航天构件高性能需求与制造可行性。

二、方案内容体系

（一）分类型构件增材制造工艺

钛合金构件（TC4/TA15，结构承载场景）

SLM（选择性激光熔化）工艺：

设备：光纤激光SLM设备（功率200-400W，光斑直径50-100μm）；

参数：激光功率密度50-100W/mm2，扫描速度500-1500mm/s，层厚20-50μm，扫描间距50-100μm，致密度≥99.8%，抗拉强度≥860MPa，适配机身框梁、卫星支架。

后处理：

热等静压（HIP）：温度920-960℃、压力120-150MPa，消除内部孔隙；

数控铣削：主轴转速8000-12000r/min，进给量0.2-0.5mm/z，保证关键面精度（平面度≤0.05mm/m）。

高温合金构件（GH4169/CMSX-4，热端场景）

EBM（电子束熔化）工艺：

设备：电子束EBM设备（加速电压60-150kV，束流1-10mA）；

参数：扫描速度1000-3000mm/s，层厚50-100μm，预热温度600-800℃，致密度≥99.5%，高温强度（800℃）≥500MPa，适配发动机燃烧室、涡轮叶片。

热处理：

固溶时效：GH4169（980℃×1h固溶+720℃×8h时效），硬度28-32HRC，提升抗蠕变性能。

复合材料构件（碳纤维/PEEK，轻量化场景）

FDM（熔融沉积建模）工艺：

设备：高精度FDM设备（挤出精度±0.02mm，定位精度±0.05mm）；

参数：喷嘴温度380-420℃，平台温度120-160℃，打印速度30-100mm/s，层厚0.1-0.3mm，拉伸强度≥150MPa，适配无人机机身、卫星天线支架。

增强处理：

碳纤维掺杂：添加10%-30%短切碳纤维，提升构件刚性（弹性模量提升20%-40%）。

（二）共性工艺与质量控制

前处理：

材料制备：金属粉末（粒径15-53μm，球形度≥95%，纯度≥99.9%），复合材料丝材（直径1.75±0.05mm，均匀性偏差≤±5%）；

模型优化：采用拓扑优化设计，减少支撑结构（支撑体积占比≤10%），导入切片软件时添加工艺补偿（尺寸补偿量0.1-0.3mm）。

过程管控：

环境控制：SLM/EBM设备工作舱（氧气含量≤100ppm，温度20±5℃），FDM设备（湿度≤40%）；

实时监测：激光功率反馈（波动≤±3%）、电子束束流监控（稳定性≥99%），层间图像检测（识别孔隙/裂纹，准确率≥95%）。

后处理与检测：

后处理：去除支撑（机械切割/化学溶解）、表面抛光（Ra≤1.6μm）；

质量检测：工业CT（检测内部孔隙，分辨率≤5μm）、拉伸/冲击试验（抽样比例≥5%）、金相分析（晶粒尺寸≤50μm）。

三、实施方式与方法

（一）TC4钛合金卫星支架SLM制造实施

前期准备：

工况：支架（尺寸300×200×150mm，重量2kg），要求致密度≥99.8%，抗拉强度≥860MPa，尺寸公差±0.1mm；

方案：模型拓扑优化→粉末制备→SLM打印→HIP处理→数控铣削→性能检测。

优化与验证：

工艺优化：SLM（功率300W，扫描速度1000mm/s，层厚30μm），致密度99.9%；

后处理：HIP（940℃×2h、130MPa），铣削后尺寸公差±0.08mm，表面Ra=1.