基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法技术

本发明专利技术公开了一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，包括：设计舵翼的骨架模型结构；基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。本发明专利技术能够在保证或提高舵翼承力特性的前提下，提高蒙皮成形精度、降低舵翼整体重量。降低舵翼整体重量。降低舵翼整体重量。

【技术实现步骤摘要】
基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法


[0001]本专利技术涉及增材制造领域，具体涉及一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法。

技术介绍

[0002]激光选区熔化(SLM)成形技术是通过金属粉末材料逐层熔化烧结的方式实现零件制造，其不受零件复杂程度的限制，广泛应用在航空航天等领域。舵翼结构作为飞行器重要的结构功能件，其承力特性和轻质化特性对飞行器来说至关重要。舵翼结构一般分为外蒙皮和内骨架两部分，其中蒙皮和骨架以焊接、铆接或螺纹的形式连接，该制作方式因有多个零部件拼接而成，使得制作工序繁琐，零件成形精度有限。随着增材制造技术的发展，激光选区熔化技术逐步应用于舵翼的一体化成形。
[0003]目前在用激光选区熔化技术成形舵翼的过程中，当骨架和蒙皮之间存在较大空腔时，如果在空腔内部增加密集的加强筋(骨架)，则会导致舵翼整体重量大幅增加。当加强筋数量减少，则空腔内支撑力不足，极易在成形过程中因应力过大而使蒙皮塌陷或变形，进而导致蒙皮尺寸精度和对称度不能满足要求；且较大的空腔会降低舵翼的承载能力。
[0004]因此，需要一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，能够解决以上问题。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术的目的是克服现有技术中的缺陷，提供基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，能够在保证或提高舵翼承力特性的前提下，提高蒙皮成形精度、降低舵翼整体重量。
[0006]本专利技术的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，包括：
[0007]设计舵翼的骨架模型结构；
[0008]基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；
[0009]将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；
[0010]对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。
[0011]进一步，所述点阵结构为若干；所述点阵结构包括1个内部节点、8个公共节点以及8个支柱；其中，1个内部节点通过8个支柱分别与8个公共节点连接，8个公共节点位于长方体棱柱的交点上。
[0012]进一步，设计点阵结构，具体包括：
[0013]将舵翼骨架零件的空腔区域作为优化填充区域，计算优化填充区域的密度分布；
[0014]将密度分布作为点阵结构的相对密度，在确定了点阵结构中相邻两个公共节点之间距离L的情况下，根据相对密度，计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a，并将边长a作为内部节点的棱长；
[0015]计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a
c
，并将边长a
c
作为公共节点的棱长。
[0016]进一步，根据如下公式计算优化填充区域的密度分布：
[0017][0018]其中，U表示假设实体填充状态下，舵翼整体零件的位移；K表示舵翼整体零件的刚度矩阵；ρ
*
表示优化填充区域的密度分布；F表示舵翼整体零件的外力；为优化填充区域中点阵结构i的相对密度；v
i
表示有限元网格i的体积；n表示优化填充区域有n个点阵结构；V
f
表示优化填充区域的总体积；表示相对密度最小值；表示相对密度最大值。
[0019]进一步，根据如下公式计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a：
[0020][0021]其中，ρ表示点阵结构的相对密度；L表示点阵结构中相邻两个公共节点之间距离。
[0022]进一步，根据如下公式计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a
c
：
[0023][0024]其中，a1、a2、
…
、a8分别表示与公共节点相邻的8个内部节点的棱长。
[0025]进一步，对所述舵翼三维模型进行成形打印，具体包括：
[0026]对舵翼三维模型进行打印预处理；所述打印预处理包括打印平台的选择、舵翼三维导入、舵翼三维修复、切割余量添加、舵翼成形方向摆放以及切片文件导出；
[0027]采用高强铝材料对舵翼三维模型进行成形打印；其中，成形工艺参数包括层厚0.03～0.06mm，激光功率250～450W，扫描速度为500～2000mm/s，扫描间距为0.1～0.25mm。
[0028]进一步，所述骨架模型结构包括骨架以及蒙皮；在骨架和蒙皮形成的各封闭腔体的顶部以及舵翼零件的上部都设置有漏粉孔。
[0029]进一步，成形打印完成后，还包括：
[0030]清理成形仓内及舵翼外部粉末；
[0031]将含有成形基板的舵翼放置在清粉设备内，固定基板四周，操作清粉设备使舵翼倒置，在重力作用下舵翼内腔粉末自动流出，在此过程中轻微转动舵翼零件，使内腔粉末流出；当粉末流出减少后，利用气枪从其中一个漏粉孔往舵翼内腔吹气，使内腔粉末清理干净；
[0032]粉末清理干净后，将舵翼连同成形基板一块进行去应力热处理，热处理温度：300～360℃，保温时间2～6h；
[0033]热处理结束后，将舵翼从基板上分离，经喷砂处理后，进行三维扫描检测。
[0034]本专利技术的有益效果是：本专利技术公开的一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，通过在舵翼内部填充变相对密度点阵结构，根据工作载荷，对舵翼不同位置的点阵结构的相对密度进行调节，不同的相对密度之间的点阵结构通过固定内部节点大小，修改
公共节点大小来实现均匀过渡；变相对密度点阵填充结构可以基于负载情况进行随意调节，设计自由高，适用范围广；基于规则正六棱柱杆的点阵单元在三角面片化时大大简化了三角面片数量；本专利技术有效地提高了舵翼的成形精度、提高了舵翼的承载能力，同时，降低了舵翼的整体重量。
附图说明
[0035]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步描述：
[0036]图1为本专利技术的舵翼制造方法流程示意图；
[0037]图2为本专利技术的点阵结构几何结构示意图；
[0038]图3为本专利技术的变相对密度点阵结构组合示意图；
[0039]图4为本专利技术的点阵结构表面划分为三角面示意图；
[0040]图5为本专利技术的变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型示意图。
具体实施方式
[0041]以下结合说明书附图对本专利技术做出进一步的说明，如图所示：
[0042]本专利技术的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，包括：
[0043]设计舵翼的骨架模型结构；
[0044]基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；
[0045]将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；
[0046]对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。
[0047]本实施例中，针对某航天飞行器的舵翼产品，客户要求尺寸精度
±
0.1mm，翼型(蒙皮)相对于中心平面的对称度在0.2以内，在满足舵翼负载和工况情况下，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，其特征在于：包括：设计舵翼的骨架模型结构；基于舵翼的骨架模型结构和负载情况，设计点阵结构；将点阵结构与骨架模型结构进行合并处理，得到变相对密度点阵结构填充的舵翼三维模型；对所述舵翼三维模型进行成形打印，得到变相对密度点阵结构的舵翼成品。2.根据权利要求1所述的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，其特征在于：所述点阵结构为若干；所述点阵结构包括1个内部节点、8个公共节点以及8个支柱；其中，1个内部节点通过8个支柱分别与8个公共节点连接，8个公共节点位于长方体棱柱的交点上。3.根据权利要求2所述的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，其特征在于：设计点阵结构，具体包括：将舵翼骨架零件的空腔区域作为优化填充区域，计算优化填充区域的密度分布；将密度分布作为点阵结构的相对密度，在确定了点阵结构中相邻两个公共节点之间距离L的情况下，根据相对密度，计算点阵结构中支柱靠近内部节点一端的底面边长a，并将边长a作为内部节点的棱长；计算点阵结构中支柱靠近公共节点一端的底面边长a
c
，并将边长a
c
作为公共节点的棱长。4.根据权利要求3所述的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法，其特征在于：根据如下公式计算优化填充区域的密度分布：其中，U表示假设实体填充状态下，舵翼整体零件的位移；K表示舵翼整体零件的刚度矩阵；ρ
*
表示优化填充区域的密度分布；F表示舵翼整体零件的外力；为优化填充区域中点阵结构i的相对密度；v
i
表示有限元网格i的体积；n表示优化填充区域有n个点阵结构；V
f
表示优化填充区域的总体积；表示相对密度最小值；表示相对密度最大值。5.根据权利要求3所述的基于SLM的变相对密度点阵结构舵翼制造方法...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁双印，赵淼，魏东华，曹山，张正文，
申请(专利权)人：苏州西帝摩三维打印科技有限公司，
类型：发明
国别省市：