复杂构型卫星支架设计与增材制造研究

轻质高性能结构功能一体化设计制造是卫星研制发展趋势，这对材料选择、制造技术和结构设计提出了新的要求。激光增材制造技术因其在复杂结构成形上的独特优势和无需装配、研制周期短的特点，成为航天制造领域的关键技术之一。然而，目前激光增材制造技术在卫星结构件制造应用中仍存在挑战，包括常用轻质铝合金材料成形性差、内部缺陷多和力学性能低的问题。因此，研究开发激光增材制造专用新材料，以及面向激光增材制造新材料和卫星结构件的结构优化设计和工艺调控，对于实现高性能及功能化需求的卫星结构件至关重要。

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本期谷.专栏将分享的《复杂构型卫星支架设计与增材制造研究》一文，作者旨在将激光增材制造技术与新材料和新结构高效结合，通过激光增材制造轻质高性能卫星结构件研究，实现高性能卫星材料轻量化、结构轻量化、高承载、低变形和减隔振，为各类卫星结构件设计制造提供了参考。该文章为第三届航空航天增材制造大会优秀论文集章节内容。

引言

新型卫星结构不仅对轻量化、高性能（强度、刚度、疲劳）和功能化（减隔振、低热膨胀）提出了极致追求，还要求快速定制化复杂结构设计、提高研制效率，轻质高性能结构功能一体化设计制造成为卫星研制的必然选择，这对材料、制造技术和结构均提出了新的要求。

激光增材制造（Laser additive manufacturing, LAM）技术由于其在复杂结构成形上的独特优势以及无需装配、研制周期短而成为航天制造领域的关键技术之一。近年来，俄罗斯、意大利、美国等国家都开始利用激光增材制造技术制备卫星结构件，国内卫星研制企业也相继开展了卫星结构件激光增材制造研究。

目前，激光增材制造卫星结构件大多仍处于试验研制阶段，距离实现高性能及功能化需求并走向应用仍有一段距离。这主要是因为航天增材制造常用的轻质铝合金材料成形性差、内部缺陷多、力学性能低，需要开发激光增材制造专用新材料。此外，还需开展面向激光增材制造新材料和卫星结构件减隔振和低膨胀等要求的结构优化设计，开展基于新材料的激光增材制造工艺调控，最终制备得到满足需求的高质量高性能卫星结构件。

本研究旨在将激光增材制造技术与新材料和新结构高效结合，通过LAM轻质高性能卫星结构件研究，实现高性能卫星材料轻量化、结构轻量化、高承载、低变形和减隔振。研究成果可普遍应用于各类卫星结构件设计制造中，使研制过程效率更高、周期更短和成本更低，实现高经济效益和社会效益。

1.优化设计方法

1.1材料调控方法

激光增材制造铝合金力学性能差主要是内部缺陷和粗大晶粒组织导致，目前提升力学性能的主流做法是引入纳米陶瓷颗粒，如SiC、TiC、碳纳米管和TiB2等。美国加州大学和HRL实验室Martin等在7075和6061铝合金粉末中加入纳米粒子形核剂，消除了粗大柱状晶和周期性裂纹，成功实现了材料强度和塑性提升。南京航空航天大学王泓乔、顾冬冬等利用高能球磨技术将TiC颗粒加入AlSi10Mg合金，复合材料强度得到明显提升。此外，LAM铝合金材料成形性差等问题主要是因为铝合金激光吸收率低，成形过程中大量能量耗散浪费，因此需要探索科学方法提升材料激光吸收率。

本研究以LAM常用Al-Si-Mg合金为模型材料，通过引入原位自生纳米TiB2陶瓷颗粒对基体合金进行改性，研究LAM纳米陶瓷铝基复合材料（陶铝）的微观组织和力学性能，最终开发得到LAM专用轻质高性能材料，满足卫星结构应用对材料的需求。

1.2 结构设计方法

面向激光增材制造卫星单机支架等结构件轻量化、高承载、减隔振和低膨胀等需求的结构设计方法主要包括拓扑优化、参数优化、点阵和仿生设计等。本文主要考虑拓扑优化和参数优化。

拓扑优化设计是在满足一定约束条件下寻求目标性能最优设计，拓扑优化采用正交惩罚材料密度法。以结构刚度最优为目标的拓扑优化设计模型如下：

式中，为结构单元的相对密度；为单元数目；为平均频率；为第阶特征频率；、为给定的参数，用于调整目标函数；为第阶频率的权值系数；为需要优化的低阶频率的阶次；为优化模型的总质量矩阵；为优化模型的总刚度矩阵；为第阶振型的向量；为优化后的桁架结构总质量；为初始拓扑优化结构总质量；为优化后的单元质量；设计变量的下限；为质量分数上限，可通过下式计算得到：

式中：为结构件容许的最大质量，数值由卫星方案论证分配确定。

拓扑优化时，材料参数选取材料设计后试验获得的力学参数。此外，将拓扑优化结构与载荷安装面定义为不可约束区域，保证优化后保留相应位置的材料。拓扑优化后支架结构往往带有毛刺边和不光滑曲面，需要面向激光增材制造工艺进行参数化建模，通过对支架进行修整使其适合于激光增材制造工艺制备。

2.卫星太敏支架设计与增材制造

本文以卫星太敏支架为例，展现支架设计与增材制造过程。传统卫星太敏支架采用锻造铝合金（牌号2A14T6）+机加工制造，本文利用激光增材制造技术进行制备，通过材料调控和结构设计，实现复杂构型卫星太敏支架的轻量化和高性能设计与增材制造。

2.1 材料开发

激光增材制造专用陶铝复合材料开发主要包括基体合金成分调控和纳米陶瓷颗粒引入，具体技术路线为：首先通过纳米TiB2陶瓷颗粒对Al合金进行改性处理，铸造得到复合材料铸锭后进行真空气雾化制备粉体材料，随后利用LAM技术成形块体材料，并对材料进行SEM、EBSD等组织结构表征和力学性能测试。本文重点研究陶铝材料粉末状态、微观组织和力学性能。

2.1.1 陶铝材料粉末状态

利用SEM对复合材料粉末进行观察，结果如图1(a-c)所示。粉末形态上呈球形，放大的SEM图显示粉末表面光洁且存在均匀分布的纳米TiB2陶瓷颗粒。粉末球形度S表达式如下：

式中：A为粉的阴影投影面积，P为粉末的投影周长，完美球形粉末的球形度为1。图1(d)所示粉末球形度分布统计结果表明粉末的球形度很高，可以满足LAM工艺对粉末形貌的要求。

粉末的激光吸收率对LAM成形性至关重要，在LAM设备固定的激光波长（~1060nm）下，粉末对激光能量的吸收率直接决定了能量输入量，而激光能量输入影响LAM过程中熔池的稳定性。Li等人研究Al合金和TiB2/Al复合材料粉末的激光反射率，并利用K-M方程计算粉末的激光吸收因子，结果如图1(e)所示。K-M方程表达式如下：

式中，r表示粉末激光反射率。可以发现复合材料的激光反射率明显低于合金，复合材料的K-M吸收因子明显增大，这主要是因为非金属TiB2陶瓷颗粒相较于铝金属在激光波长下具有更高的激光吸收率。

图1（a-c）陶铝粉末形态，（d）粉末球形度分布，（e）合金和陶铝粉末激光反射率和对应的K-M吸收因子。

2.1.2 陶铝材料微观组织

使用EBSD对LAM铝合金和陶铝材料的晶粒组织进行分析，纵截面EBSD结果如图2所示。可以发现铝合金晶粒组织很不均匀，主要由粗大的柱状晶组成，熔池边界附近还存在较小的等轴晶；而陶铝晶粒组织均匀，几乎完全由细小的等轴晶组成。统计分析得到合金晶粒的平均尺寸为4.6mm，平均长径比为2.8；而陶铝晶粒的平均尺寸和长径比分别降低至1.9mm和2.0。

图2 LAM铝合金(a,b)和陶铝材料(c,d)EBSD结果

2.1.3陶铝材料力学性能

LAM陶铝试样的典型拉伸曲线如图3(a)所示，结果显示5%含量TiB2陶铝的屈服强度和抗拉强度分别可以达到324MPa和523MPa，同时延伸率达到8.7%。图3(b)将陶铝的力学性能（抗拉强度和延伸率）与文献中LAM铝合金力学性能做对比，可以发现陶铝的综合力学性能明显优异。

图3 （a）LAM陶铝试样拉伸曲线，（b）本研究与文献中LAM铝合金力学性能对比图

当前卫星太敏支架材料为2A14T6铝合金，陶铝材料和2A14T6的常规物理和力学性能对比如表1所示。由表可得，陶铝材料与2A14T6铝合金相比，密度更低，弹性模量、强度和塑性等力学性能均更高，热膨胀系数更低，陶铝材料的综合性能明显优于2A14T6铝合金。

表1 陶铝材料和2A14T6的常规物理和力学性能对比表

2.2 结构优化设计及力学仿真分析

当前太敏支架重量为0.55kg，太敏支架的设计要求包括：

（ 1）减重：重量£0.55kg；

（2）刚度：太敏支架满载基频³100Hz；

（3）强度：承受各向10g过载，即最大应力£陶铝屈服强度；

（4）放大倍数：太敏支架满载时支架的太敏安装面放大倍数£1.5。

2.2.1结构优化设计

当前太敏支架模型及带太敏满载模型如图4所示。

图4 太敏支架模型及带太敏满载模型

本研究使用Abaqus对太敏支架进行结构拓扑优化设计，方案如下：

（1）优化目标：刚度最大；

（2）约束条件：重量减少到固定值，如原重量的50%；

（3）载荷条件：在太敏质心处分别施加X、Y、Z三个方向的集中力，对支架进行三个工况的静力分析；

（4）设计空间：除支架底板及太敏安装面局部区域外的区域。

太敏支架拓扑优化结果如图5(a)所示。拓扑优化结构细节尺寸差异较大，应力水平不太均匀，根据拓扑优化结果进行参数化设计适用于LAM工艺的太敏支架，如图5(b)所示。

图5 太敏支架结构优化结果

将材料密度赋予结构优化设计后的太敏支架模型，计算得到支架理论质量降低至0.26kg，与原支架相比实现减重52.7%。

2.2.2 力学仿真分析

对优化后的太敏支架进行有限元仿真分析，验证支架力学指标的符合性。建立优化后太敏支架的有限元模型（图6），用太敏质心处的集中质量点代替太敏，并将集中质量点与支架的上太敏连接螺孔处的节点创建多点约束（MPC）。

图6优化后太敏支架有限元模型

（1）模态分析

对优化后太敏支架带太敏满载状态进行模态分析，结果如图7所示。结果显示，支架带太敏满载一阶固有频率为468.01Hz，远高于支架的指标要求（100Hz）。即刚度分析结果表明优化设计的太敏支架刚度满足指标要求。

图7 优化后太敏支架满载模态分析结果

（2）静力分析

优化后太敏支架满载情况下，在X、Y、Z方向分别施加10g的过载，并进行静力分析，支架Mises等效应力云图如图8所示。由图可知，各工况下支架结构整体上应力分布均匀，支架连接孔处应力高于其他区域，最大应力为9.97MPa，远小于比陶铝材料的屈服强度（324MPa），因此太敏支架强度能满足卫星发射段力学环境要求。

图8 优化后太敏支架满载静力测试结果（Mises应力：MPa）

（3）频响分析

对优化后太敏支架满载模型进行频响分析，在支架底部连接孔处分别输入X、Y、Z向的5~100Hz正弦过载激励，测量太敏质心处的响应，从而得到放大倍数，频响分析结果如图9所示。通过分析可得优化后太敏支架满载时载荷安装面处X、Y、Z向的最大放大倍数分别为1.038、1.046、1.004，均小于指标要求（1.5）。

图9 优化后太敏支架满载频响曲线

结构优化设计后太敏支架设计要求符合性如表2所示。结果显示优化后太敏支架在实现减重52.7%的情况下，刚度、强度、放大倍数均满足设计要求。

表2太敏支架设计要求符合性

2.3 激光增材制造高质量成形

通过对LAM工艺参数调控实现高质量成形，重点关注激光功率、扫描速度等工艺参数，采用响应面法探索得到最佳工艺窗口。构建激光功率和扫描速度对构件致密度影响的响应面模型，结果如图10(a,b)所示。图中可以发现致密度随激光功率和扫描速度的增大呈先增加后减小的趋势。结合致密度试验和金相分析，如图10(c,d)，验证了响应面模型分析的可靠性。最终确定复合材料最优工艺参数为：激光功率250W和扫描速度1300mm/s，此时陶铝材料的致密度可达0.9992。

图10 陶铝材料LAM工艺参数调控

利用最优成形工艺参数制造太敏支架，实物如图11所示。可以发现本研究制备的太敏支架结构完整，实现了设计支架的高质量成形。

图11 激光增材制造成形太敏支架实物图

3. 结束语

面向卫星结构件轻量化和高性能追求，本文以卫星太敏支架为例，展现其设计与增材制造过程，包括材料设计、结构优化和工艺调控，总结如下：

（1）通过纳米TiB2陶瓷颗粒对Al合金进行改性处理，得到成形性高、微观组织细小均匀的陶铝材料，实现弹性模量、强度和塑性明显提升；

（2）通过拓扑优化和参数化设计使太敏支架实现减重50%以上，同时通过力学仿真分析证明支架刚度、强度、放大倍数均满足设计要求；

（3）通过激光增材制造工艺参数调控降低陶铝材料缺陷，最终实现所设计太敏支架的高质量成形。

在本文的基础上，后续将进行激光增材制造卫星太敏支架的静力、振动等力学试验验证，同时在材料尺度探寻更高强度、高模量复合材料，在结构尺度考虑引入点阵设计和仿生设计，实现减隔振、低膨胀等功能化要求。

l 来源： l 本文来自第三届优秀论文集章节内容

作者单位：航天八院509所，作者：肖亚开 孔祥宏 王倩 周圣鹏 赵发刚

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