新型飛機(jī)用鋁合金薄壁件的選區(qū)激光熔化成形研究

趙鑫 虞雨洭 吳圣川 齊世文 李飛 李光俊

摘要：高效率、短流程、一體化成形復(fù)雜金屬件對新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、成本降低具有重要意義。針對飛機(jī)用復(fù)雜薄壁零件開展選區(qū)激光熔化（Selective Laser Melting，SLM）成形AlSi10Mg合金設(shè)計優(yōu)化和工藝研究，討論了激光功率、掃描間距、保護(hù)氣氛和熱處理溫度對成形質(zhì)量的影響。結(jié)果表明，在較優(yōu)工藝參數(shù)下，SLM成形AlSi10Mg合金組織致密，孔洞少，沉積態(tài)室溫拉伸性能相較于鑄件有明顯提高;零件內(nèi)部與表面質(zhì)量良好，熱處理后零件側(cè)壁各方向尺寸與設(shè)計值正負(fù)偏差在0.2 mm以內(nèi)，滿足新型飛機(jī)復(fù)雜零件裝配設(shè)計要求。

關(guān)鍵詞：增材制造;AlSi10Mg合金;飛機(jī)結(jié)構(gòu);拉伸性能;尺寸精度

中圖分類號：TG146.21;TG665? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號：1001-2003（2021）03-0001-07

DOI：10.7512/j.issn.1001-2303.2021.03.01

0? ? 前言

當(dāng)前，隨著以新型航空航天器為代表的快速響應(yīng)、高性能、高精度、輕量化和一體化制造需求日益迫切，對成形工藝提出了更高挑戰(zhàn)。增材制造作為一種由零件三維模型數(shù)據(jù)驅(qū)動的短流程、高柔性制造技術(shù)，有效解決了新型飛機(jī)復(fù)雜金屬構(gòu)件制造難、設(shè)計自由度低等問題[1-2]。其中，選區(qū)激光熔化（Selective Laser Melting，SLM）技術(shù)是一種以高能激光束為熱源，結(jié)合粉末床鋪粉的加工方法，可快速直接成形終端金屬件，為新型飛機(jī)設(shè)計時減輕結(jié)構(gòu)重量、降低加工成本等問題提供了極佳的解決方案[3]。

鋁合金作為一種輕質(zhì)材料，具有耐腐蝕性能好、比強(qiáng)度高等優(yōu)點(diǎn)，是飛機(jī)制造業(yè)輕量化設(shè)計主要的結(jié)構(gòu)材料。其中，AlSi10Mg合金因其較好的焊接和鑄造性能，在SLM這類激光增材制造領(lǐng)域中展現(xiàn)出良好的成形性能[4-5]。然而，SLM成形鋁合金涉及的工藝參數(shù)[6-9]（如激光功率、掃描速率、掃描間距、堆積層厚度、保護(hù)氣氛、后熱處理等）、掃描策略[10-12]、成形件支撐結(jié)構(gòu)[13-14]等均會造成組織和性能差異，直接影響制件的成形質(zhì)量。目前，現(xiàn)有的研究大多集中在SLM成形大塊樣品上，優(yōu)化目標(biāo)通常是致密度、表面粗糙度、力學(xué)性能等，考慮的工藝參數(shù)一般為激光功率、掃描速率、堆積層厚度等。在SLM成形鋁合金薄壁件的研究中，Liu等人[15]運(yùn)用響應(yīng)面設(shè)計法揭示了激光能量與薄壁件硬度、表面粗糙度等之間的關(guān)系;Yuan等人[16]研究了結(jié)構(gòu)位置和激光功率對薄壁件的微觀組織、化學(xué)成分和硬度的影響，Majeed等人[17]討論了熱處理對薄壁件致密度和孔隙率的影響。

總體而言，當(dāng)前國內(nèi)外針對SLM技術(shù)成形鋁合金薄壁件整體化結(jié)構(gòu)設(shè)計和單一產(chǎn)品工藝優(yōu)化的研究鮮有報道。為此，文中以某代表機(jī)型鋁合金薄壁復(fù)雜結(jié)構(gòu)件為研究對象，開展SLM鋁合金零部件結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化和工藝適應(yīng)性研究，基于鋁合金現(xiàn)有鑄件或鍛件質(zhì)量控制方法，對表面及內(nèi)部質(zhì)量進(jìn)行評價，為實現(xiàn)SLM技術(shù)在新型飛機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的研制生產(chǎn)奠定基礎(chǔ)。

1 材料和方法

用BLT-S310增材制造系統(tǒng)成形鋁合金薄壁件與性能測試試樣;選用氣霧法制備的AlSi10Mg合金粉末作為原材料，粉末粒徑不大于46 μm。除Al元素以外的主要化學(xué)成分為：w（Si）=9%～11%、w（Mg）=0.25%～0.45%、w（Mn）=0.1%、w（Fe）=0.25%、w（Zn）=0.1%、w（Ni）=0.05%、w（Cu）=0.05%、w（Sn）=0.02%。試驗前對粉末進(jìn)行180 ℃烘干處理2 h，以減少粉末所含水分。

研究對象為某代表性機(jī)型的鋁合金復(fù)雜薄壁零件，原始結(jié)構(gòu)模型見圖1a。目前，該零件普遍采用鑄焊組合或者鈑金焊接的方式成形制造，質(zhì)量不可控、成品率低、成本高，不能滿足新型飛機(jī)裝機(jī)和維護(hù)要求，嚴(yán)重制約該類零件的工程化應(yīng)用。

基于SLM技術(shù)特點(diǎn)，在保證結(jié)構(gòu)外部構(gòu)型不變的情況下，刪除不必要的裝配關(guān)系和單元，將原本由多個部分組成的復(fù)雜零件簡化為一體，添加圓角結(jié)構(gòu)以避免零件在成形過程中產(chǎn)生應(yīng)力集中而開裂。受傳統(tǒng)鑄造工藝的限制，當(dāng)鑄造件壁厚不足5 mm時，液態(tài)鋁合金流動性能較差，易產(chǎn)生縮松、縮孔以及冷隔等缺陷。由于SLM技術(shù)不受零件結(jié)構(gòu)形狀的影響，在保證零件功能強(qiáng)度的前提下，可將零件壁厚尺寸從5 mm減至3 mm，大幅降低零件的重量;同時應(yīng)避免大壁厚和小壁厚的大范圍結(jié)合，防止零件在成形過程中由于收縮程度不一致產(chǎn)生裂紋。優(yōu)化后的零件結(jié)構(gòu)如圖1b所示，更適合于短流程制造，滿足新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載要求;同時，大幅減少了后期的裝配工序，縮短了零件制造周期。

為獲取該鋁合金復(fù)雜薄壁零件的較優(yōu)成形工藝參數(shù)，在固定一些工藝參數(shù)條件下：氬氣保護(hù)（氧含量不高于10×10-6），采用光柵往返式掃描，層間相位角設(shè)置為60°，掃描速率為1 500 mm/s，堆積層厚度為0.05 mm，通過改變激光功率和掃描間距，獲得了5種不同工藝參數(shù)制備的規(guī)格為10 mm×10 mm×10 mm的樣品試塊，具體工藝參數(shù)如表1所示。切取垂直于堆積生長方向截面，經(jīng)研磨和拋光后制成金相試樣，并用Keller試劑腐蝕20 s，借助倒置式Axio Observer.A1m型光學(xué)顯微鏡（Optical Microscope，OM）觀察其成形缺陷，從而優(yōu)化成形工藝參數(shù)。

為研究不同保護(hù)氣氛對SLM成形AlSi10Mg合金拉伸性能的影響，在較優(yōu)成形工藝參數(shù)下分別以N2、Ar和He為保護(hù)氣氛制備垂直于堆積方向的拉伸試樣進(jìn)行對比試驗。按照《GB/T 228.1—2010金屬材料拉伸試驗第1部分 室溫試驗方法》取樣，試樣尺寸如圖2所示。

在粉末與激光短時熱物理交互過程中，局部不均勻的受熱和冷卻會在制件內(nèi)部產(chǎn)生較高的殘余應(yīng)力，使得制件變形、甚至開裂。為降低制件內(nèi)應(yīng)力、改善其使用性能，設(shè)計了三種熱處理規(guī)范：溫度分別為280 ℃、300 ℃和320 ℃，保溫時間均為2 h，空氣冷卻15 min至室溫，研究熱處理前后試樣拉伸性能的變化，從而獲得較優(yōu)的熱處理制度。

在較優(yōu)工藝參數(shù)、保護(hù)氣氛和熱處理制度下制備最終成形件，零件整體呈水平、對稱擺放于基板中部，并采用網(wǎng)格型支撐結(jié)構(gòu)以減少結(jié)構(gòu)體與支撐之間的接觸面積。制件成形后，采用線切割方式去除支撐結(jié)構(gòu)和基板，使用真空釬焊爐進(jìn)行熱處理。對熱處理后的制件進(jìn)行激光三維尺寸掃描，檢測其尺寸精度;按照標(biāo)準(zhǔn)《GJB 2367A-2005 滲透檢驗》和《GJB 1187A-2001 射線檢驗》的要求檢測制件內(nèi)部與表面質(zhì)量，確保成品率和成形性。

2 結(jié)果與分析

2.1 成形參數(shù)的影響

激光增材制造的成形精度包括尺寸精度、形狀精度與表面精度。在實際制造中，影響成形精度的因素主要分為工藝參數(shù)和設(shè)備因素兩方面[1，18]。在激光掃描中，金屬粉末受激光加熱作用在極短的時間內(nèi)迅速熔化和冷卻凝固，較大的溫度梯度和較高的冷卻速率顯著影響了制件成形精度和組織性能。實際生產(chǎn)過程中，往往采用不同的工藝參數(shù)組合優(yōu)化以獲得符合質(zhì)量要求的目標(biāo)制件。

不同工藝參數(shù)條件下制備成形的鋁合金AlSi10Mg試樣在垂直于堆積生長方向的截面OM圖像如圖3所示?？梢钥闯?，以工藝參數(shù)A成形的試樣內(nèi)部存在較多隨機(jī)分布的大尺寸氣孔和未熔合缺陷。當(dāng)激光功率提高至320 W即參數(shù)B時，金相組織中缺陷尺寸顯著減小，但缺陷數(shù)量未見減少。然而，在進(jìn)一步提升激光功率至350 W后，試樣成形質(zhì)量仍未得到明顯改善（見圖3a～圖3c）。

分析認(rèn)為，這可能是鋁合金粉末對激光吸收率較低的緣故。當(dāng)激光功率較低和掃描間距較大時，即以工藝參數(shù)A、B和C成形時，輸入的激光功率較低，熔池寬度較窄、沉積層深度較淺，熔池流動性較弱，粉層間粉末熔化不完全，后一層熔池難以與下一層未熔化材料部位形成緊密的冶金結(jié)合;同時相鄰的熔覆道間的重疊區(qū)域較小，搭接率不高。由此，便形成了尺寸較大和數(shù)量較多的孔洞缺陷，進(jìn)而對成形試樣的致密度和成形精度產(chǎn)生不利影響。相關(guān)學(xué)者[19]研究發(fā)現(xiàn)，孔洞是控制成品件力學(xué)性能和疲勞性能的重要因素，也是鋁合金增材制造中的主要缺陷。

當(dāng)功率達(dá)到較高水平（接近400 W），同時縮短掃描間距，即以工藝參數(shù)D和E成形的試樣缺陷數(shù)量明顯減少，此時，激光能量密度變大，熔池溫度高，液相表面張力降低，潤濕性好;同時相鄰熔覆道的搭接率變高，粉末層熔合良好，整體呈現(xiàn)較好的致密狀態(tài)（見圖3d～圖3e）。綜合比較認(rèn)為，工藝D和E為較優(yōu)的SLM工藝參數(shù)。

掃描速率與激光功率共同決定著熔池的熱輸入，為了在保證精度的同時提高制造效率，對零件截面采用不同的掃描策略。首先將零件剖分截面進(jìn)行區(qū)域劃分，分為中心區(qū)和邊界區(qū)（見圖4）。中心區(qū)使用較高的掃描速率以節(jié)省時間。由于邊界區(qū)的成形情況對零件的精度和表面質(zhì)量起到至關(guān)重要的作用，而相關(guān)實驗表明[20]，在一定范圍內(nèi)降低掃描速率可改善制件成形質(zhì)量，因此在其他工藝參數(shù)相同的情況下，邊界區(qū)采用較低掃描速率，掃描速率較中心區(qū)降低10%～20%。

綜合上述，采用以下工藝參數(shù)制備最終成形件：掃描間距0.15 mm，堆積層厚度0.05 mm，相位角60°，激光功率370～400 W，中心區(qū)掃描速率1 500 mm/s，邊界區(qū)掃描速率1 200～1 350 mm/s。

2.2 保護(hù)氣氛的影響

高溫下氧與鋁熔體具有較強(qiáng)的親和力，在SLM成形過程中鋁合金極易發(fā)生氧化形成氧化膜，降低液態(tài)熔池的鋪展性和潤濕性，進(jìn)而促進(jìn)球化效應(yīng)和成形件內(nèi)部裂紋、孔隙等的發(fā)生，顯著降低SLM復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的成形性能與服役性能[9，21]。

本次試驗沿垂直于堆積方向取樣開展室溫拉伸測試。工藝參數(shù)E在不同保護(hù)氣氛下成形AlSi10Mg合金的拉伸性能如表2所示?？梢钥闯觯谌N保護(hù)氣氛下沉積態(tài)抗拉強(qiáng)度均能達(dá)到450 MPa以上，N2和Ar氣氛下成形的試樣拉伸性能差別很小，但是在He保護(hù)下，試樣延伸率相較于前兩者有所降低，為5.5%。相關(guān)研究表明[20]，在He保護(hù)氣氛下成形的鋁合金試樣氣孔率較N2和Ar氣氛有明顯提高，局部氣孔聚集是導(dǎo)致延伸率下降的主要原因;同時當(dāng)掃描速率較高時（大于1 500 mm/s），N2氣氛成形的試樣硬度和致密度較Ar氣氛均有所下降，故選用Ar氣氛作為保護(hù)氣氛制備最終成形件。

綜上可知，在氬氣保護(hù)下，以工藝參數(shù)E制備的AiSi10Mg鋁合金在垂直于堆積方向表現(xiàn)出優(yōu)異的綜合室溫拉伸力學(xué)性能，其抗拉強(qiáng)度、屈服強(qiáng)度及延伸率分別達(dá)到了468 MPa、287 MPa和8.5%，遠(yuǎn)高于砂型鑄造AlSi10Mg合金的典型拉伸性能（抗拉強(qiáng)度、屈服強(qiáng)度及延伸率分別為225 MPa、195 MPa和4.0%）[22]，滿足飛機(jī)復(fù)雜零件制造與服役技術(shù)指標(biāo)。

2.3 熱處理的影響

采用工藝參數(shù)E在氬氣保護(hù)下制備三個批次室溫拉伸試樣，每批采用不同的退火溫度進(jìn)行熱處理。沉積態(tài)與三種熱處理態(tài)SLM成形AiSi10Mg鋁合金試樣垂直于堆積方向的室溫拉伸性能如表3所示。由表3可知，沉積態(tài)的強(qiáng)度最高，但塑性也最差;退火溫度對抗拉強(qiáng)度的影響最為明顯：280 ℃退火使抗拉強(qiáng)度降低了約110 MPa，300 ℃退火則使抗拉強(qiáng)度降低了約130 MPa，而320 ℃退火后的抗拉強(qiáng)度降低了180 MPa以上。各狀態(tài)屈服強(qiáng)度的差異明顯減小，沉積態(tài)的屈服強(qiáng)度僅略高于280 ℃和300 ℃退火態(tài)，但仍比320 ℃退火狀態(tài)下的屈服強(qiáng)度高110 MPa。

退火也改善了材料塑性。其中，280 ℃退火對塑性影響較小，延伸率僅提高約0.5%，300 ℃退火可使延伸率提高約5.5%，而320 ℃退火延伸率則提高了9%。

300 ℃和280 ℃退火態(tài)強(qiáng)度相近，但塑性卻有明顯差別。這說明SLM成形AlSi10Mg鋁合金試樣對280～320 ℃這一狹窄的溫度窗口較為敏感，性能受影響較大。

綜上可見，280 ℃退火可以獲得較好的抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度，但是塑性偏低;320 ℃退火可以獲得較好的塑性，但強(qiáng)度下降嚴(yán)重。300 ℃退火可以獲得良好的平衡，在強(qiáng)度下降幅度不大的情況下，獲得較好的塑性。因此較優(yōu)的熱處理制度為：加熱溫度300 ℃，保溫2 h，空氣冷卻15 min至室溫。

2.4 終形件質(zhì)量檢查

采用前述最優(yōu)工藝參數(shù)成形方案，依照圖1b模型開展鋁合金薄壁零件的成形制造。去除基板與支撐結(jié)構(gòu)，采用最終確定的工藝參數(shù)進(jìn)行熱處理，成形件如圖5所示。

采用3D scan掃描設(shè)備對所得制件側(cè)壁和其他位置尺寸精度進(jìn)行檢測，25個測試點(diǎn)的數(shù)模誤差結(jié)果如圖6所示?？梢钥闯?，采用特定工藝參數(shù)和掃描策略后，該鋁合金薄壁件成形后幾乎無變形現(xiàn)象發(fā)生。在制件側(cè)壁7個測試結(jié)果中，A004測試點(diǎn)誤差值最大，為-0.173 4 mm，A009位置誤差值最小，為-0.018 1 mm。側(cè)壁各方向?qū)崪y值與3D數(shù)模設(shè)計值的偏差較小，尺寸正、負(fù)偏差最大值小于0.2 mm，較傳統(tǒng)制造水平有較大提高，可直接進(jìn)行裝配使用。

在其余18個測試點(diǎn)中，A013位置誤差值最大，為0.750 8 mm，該測試點(diǎn)位于制件與支撐結(jié)構(gòu)銜接處，可見支撐結(jié)構(gòu)的添加與去除對成形零件的尺寸精度有較大影響，后續(xù)可對銜接位置進(jìn)行打磨拋光以提高零件的尺寸精度和表面光潔度。

對所得制件進(jìn)行X射線和熒光滲透檢測，未發(fā)現(xiàn)鏈狀氣孔、密集性氣孔、裂紋及夾雜等缺陷，所得制件成形質(zhì)量良好，滿足相關(guān)設(shè)計要求。

3 結(jié)論

文中在對鋁合金薄壁零件結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化的基礎(chǔ)上，探索較優(yōu)SLM成形工藝參數(shù)，分析對比不同激光功率、掃描間距、保護(hù)氣氛和熱處理溫度下試樣的成形質(zhì)量，結(jié)論如下：

（1）成形質(zhì)量較優(yōu)的SLM工藝參數(shù)：激光功率370～400 W，掃描速率1 500 mm/s，掃描間距0.15 mm，堆積層厚度0.05 mm，相位角60°，保護(hù)氣體為氬氣。

（2）在較優(yōu)工藝參數(shù)下成形的沉積態(tài)試樣組織致密，在垂直于堆積方向的抗拉強(qiáng)度、屈服強(qiáng)度和延伸率分別為468 MPa、287 MPa和8.5%，綜合力學(xué)性能遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)鑄造件。

（3）在300 ℃內(nèi)，退火處理可以改變SLM成形試樣的力學(xué)性能，隨著溫度的升高，強(qiáng)度隨之下降，延伸率升高。較優(yōu)的熱處理制度為：加熱溫度300 ℃，保溫2 h，空氣冷卻15 min至室溫。

（4）通過采用特定工藝參數(shù)和掃描策略，獲得的薄壁零件經(jīng)退火熱處理后成形質(zhì)量良好，側(cè)壁各方向尺寸精度誤差小于0.2 mm，滿足新型飛機(jī)復(fù)雜零件制造的技術(shù)指標(biāo)。

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