增材制造技术在航空零件加工中的应用研究

0 引言

航空制造业作为高端装备制造的重要组成部分，其零部件加工始终面临着形状复杂、精度要求高、材料难加工等挑战。传统减材制造方法在加工复杂航空零件时存在工艺路线长、材料浪费大、制造成本高等问题。增材制造技术的出现为解决这些难题提供了新的途径，其独特的逐层累加成形原理使得复杂结构件的一体化制造成为可能。本文研究了增材制造技术在航空零件加工中的应用。

1 航空零件增材制造工艺研究

本文针对Ti6Al4V和IN718两种典型航空材料的增材制造工艺进行系统研究，包括金属粉末特性分析、工艺参数优化、热处理制度研究以及表面质量控制等方面。

1.1 金属粉末选择与表征

本研究选用Ti6Al4V和IN718两种金属粉末作为研究对象，粒度范围均为15μm~53μm。采用Malven3000E激光粒度仪进行粒度分布测试，结果表明两种粉末的中值粒径(D50值）均控制在(32±3)μm。采用JSM-7800F扫描电子显微镜在20kV电压下观察粉末形貌，两种粉末均为球形度大于0.95的粉末[1]。使用Hall-AST30型流动性测试仪和BT-300堆密度仪测试两种粉末的工艺性能，当流动性达到18s/50g以下，堆积密度大于4.1g/cm3时为最佳状态。通过布鲁克D8ADVANCEX射线衍射仪在40kV、40mA工作条件下分析两种粉末的物相组成。利用LECO氧氮分析仪控制Ti6Al4V和IN718粉末中的氧含量（质量分数）均低于300×10-6、氮含量（质量分数）均低于100×10-6。采用NETZSCHSTA449F3差示扫描量热仪，以10℃/min的升温速率测定两种粉末的熔点和凝固区间。

1.2 工艺参数优化

本研究采用L16(45)正交试验方法，在EOSM290设备上分别对Ti6Al4V和IN718两种材料进行工艺参数优化。激光功率范围设定为200W~400W,以50W为间隔；扫描速度在600mm/s~1200mm/s之间，以100mm/s为步长；扫描间距为0.08mm~0.12mm,间隔0.01mm；层厚在0.03mm~0.05mm之间调节。使用LeicaDMI5000M金相显微镜分别观察两种材料试样的组织特征，Ti6Al4V试样在能量密度60J/mm3 ~80J/mm3范围内获得最佳致密度，而IN718试样的最佳能量密度范围为70J/mm3~90J/mm3。采用GEphoenixv|tome|xm工业CT在225kV、120μA条件下检测两种材料试样的内部缺陷。利用Proto-LXRDX射线应力分析仪测试残余应力，在5mm×5mm棋盘格扫描策略下，Ti6Al4V试样的残余应力值降至150MPa以下，IN718试样的残余应力值控制在180MPa以下[2]。基于MATLAB建立工艺参数数据库，实现参数智能选择。

1.3 热处理制度研究

本研究使用VF-1200真空热处理炉，对Ti6Al4V试样进行750℃×2h/空冷的应力释放退火，采用Instron8801疲劳试验机测试热处理前后的残余应力，Ti6Al4V试样的应力值从450MPa降至67.5MPa。对于IN718试样，采用980℃×1h/AC+720℃×8h/FC+620℃×8h/AC三级时效处理工艺，使用OlympusLEXTOLS4100共聚焦显微镜观察处理后的组织，γ″相体积分数达到16.3%。通过JEM-2100F透射电镜观察两种材料的相态演变过程，取加速电压200kV。利用WilsonVH3300维氏硬度计测试两种材料的硬度分布，加载500g,保持15s,两种材料在不同方向上的硬度差异均控制在10%以内。

1.4 表面质量控制

本研究基于表面粗糙度与疲劳寿命的关系，建立定量预测模型：

N=K(Ra)α(σ-σw)β.

式中：N为疲劳寿命循环数；K为材料常数；Ra为表面粗糙度；σ为应力幅值；σw为疲劳极限；α和β为拟合系数。

采用DMGMORIDMU50五轴加工中心进行精加工，使用Taylor Hobson CCIMP-HS白光干涉仪测量表面粗糙度，Ra值达到0.8μm。设计超声波shot peening工艺参数为：0.6mm钢珠、4A强度、2min处理时间。采用Oerlikon MetcoClad装置进行等离子喷涂，喷涂层结合强度达60MPa。使用Hexagon Global Classic SR三坐标测量仪检测关键尺寸，将尺寸公差控制在±0.05mm范围内[3]。通过Instron8872疲劳试验机验证处理效果，在550MPa应力水平下，疲劳寿命从原来的5×105次提升至7.25×105次。

2 典型航空零件增材制造应用分析

2.1 发动机叶片制造

本研究分析增材制造在航空发动机叶片制造中的具体应用。如图1所示，采用激光熔化沉积(LMD, Laser Metal Deposition)技术，通过同步送粉系统实现叶片的制造与修复。在选区激光熔化(SLM, Selective Laser Melting)工艺中，首先对涡轮叶片进行分层建模，涡轮叶片的叶身、缘板等复杂曲面结构通过0.03mm的分层扫描实现。利用EOSM290设备，在400W激光功率、1000mm/s扫描速度条件下，将粒度为15μm~53μm的Ti6Al4V粉末逐层熔化，制造出一体化的叶片结构[4]。在空心叶片制造中，采用特殊的扫描路径，使内腔支撑结构能够在980℃时自动脱落。针对涡轮叶片的修复，通过LMD系统将球形度大于0.95的IN718粉末精确送至磨损区域，在2kW激光功率下进行熔覆，实现叶片的快速修复。叶尖磨损修复采用分层叠加策略，每层厚度控制在0.4mm,修复后的尺寸精度达到±0.1mm。

2.2 结构框架件制造

本研究重点分析大型钛合金框架件的实际制造案例。如图2所示，采用电子束自由成形(EBF, Electron Beam Freeform Fabrication)技术制造机翼框梁，在真空度10-4Pa环境下，电子束功率设定为3.5kW,扫描速度800mm/min,将直径Φ2.5mm的Ti6Al4V丝材逐层熔化。通过实时监测系统控制熔池温度在1900℃左右，确保层间结合良好。对于复杂框架结构，采用线弧增材制造(WAAM, Wireand Arc Additive Manufacturing)工艺，使用CMT电源，在80A电流、18V电压工作参数下，将钛合金丝材以4kg/h的沉积速率逐层堆积。采用层间碾压工艺，碾压力控制在600MPa,实现晶粒细化，提高框架件的力学性能。利用多轴机床联动系统，实现大型框架异形表面的精确成形，成形尺寸精度达到±0.3mm。

2.3 机匣类零件制造

本研究分析航空发动机机匣类复杂零件的制造工艺。采用SLM技术制造发动机机匣，使用粒度为20μm~63μm的IN718粉末，在350W激光功率、900mm/s扫描速度条件下，通过5mm×5mm的棋盘格扫描策略实现分区熔化。为降低残余应力，在成形过程中将基板预热至200℃。对于大型机匣，采用LMD工艺，激光功率设为3kW,送粉速率15g/min,搭接率为40%,实现复杂曲面的精确成形。通过优化热处理工艺(1065℃/1h固溶+760℃/10h时效），显微组织获得明显改善，晶粒尺寸控制在50μm以下，材料力学性能满足设计要求。

2.4 性能测试与评价

本研究对增材制造航空零件进行系统性能评估。采用MTS-810疲劳试验机，对SLM制造的涡轮叶片进行高周疲劳试验，在550MPa应力水平下，疲劳寿命达到107次循环[5]。使用X射线CT系统对零件内部质量进行检测，分辨率为5μm,检测结果显示内部缺陷率低于0.1%。通过扫描电镜观察显微组织，晶粒呈等轴状，平均尺寸45μm。利用万能试验机测试机械性能，室温下抗拉强度达到1050MPa,延伸率16%,超过锻件标准要求。采用三坐标测量机检测关键尺寸，测量精度为0.001mm,结果表明尺寸偏差控制在±0.15mm范围内，满足装配要求。

3 增材制造技术应用效果评估

本研究对增材制造技术在航空领域的应用效果进行全面评估（如图3所示）。

在制造周期方面，通过数据统计，增材制造技术可将复杂零件的制造周期平均缩短65%,批量小于50件的零件制造效率提升3倍。在成本效益方面，增材制造无需专用模具，材料利用率从传统工艺的30%提升至95%以上，对于复杂航空零件可节约成本40%~70%。在产品质量方面，通过X射线无损检测和力学性能测试，增材制造零件的内部缺陷率控制在0.1%以下，抗拉强度、疲劳性能可达到或超过锻件水平。在工艺稳定性方面，采用实时监控系统和闭环控制，批次间零件的尺寸精度一致性达到95%,力学性能波动控制在±5%范围内。

4 结语

通过本研究的深入分析，增材制造技术在航空零件加工中展现出显著优势。在制造效率方面，制造周期平均缩短65%,批量小件的生产效率提升3倍。在产品性能方面，通过优化工艺参数和后处理工艺，材料综合性能达到或超过锻件水平，零件内部缺陷率控制在0.1%以下。然而，材料性能稳定性和工艺参数优化等方面仍存在挑战。针对这些问题，建议在以下方面重点突破：①建立工艺参数数据库，提升成形工艺的适应性和稳定性；②构建标准化的质量控制体系，实现工艺过程的精确监控；③开展专用材料研发，提高材料性能的均匀性和一致性。这些措施将会有力推动增材制造技术在航空领域的深化应用。

参考文献：

关键词：增材制造； 航空零件； 金属3D打印；工艺优化；性能评价

中图分类号： TG669           文献标识码：A           文章编号：1672-6413(2025) 06-0240-03

DOI:10.3969/j . issn. 1672-6413.2025.06.079

增材制造技术在航空零件加工中的应用研究-张珈榕

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