答辩博士：吕非
指导教师：田宗军 教授/博导
论文题目：激光选区熔化高强铝合金轻量化构件基础研究
答辩委员会：
主席：陈云飞教授/博导 东南大学
委员：凌 祥 教授/博导 南京工业大学
傅玉灿 教授/博导 南京航空航天大学
沈以赴 教授/博导 南京航空航天大学
赵剑峰 教授/博导 南京航空航天大学
田宗军教授/博导 南京航空航天大学
沈理达 教授/博导 南京航空航天大学
秘书：谢德巧 讲师 南京航空航天大学
时间：2022年05月27日15:00
地点：江苏三维智能制造研究院四楼会议室
学位论文简介：
航空航天飞行器轻量化需求从经济效益、性能要求、绿色环保等多方面，均受到来自社会各界的广泛关注，航空航天轻量化构件每年有着旺盛的市场需求且伴随着高速的增长。拓扑优化设计技术结合激光选区熔化成形技术为航空航天结构件的进一步轻量化带了可能，充分解放了设计的约束，提高了制造的自由度。多元复合铝合金强化技术也为航空航天轻量化构件的性能可靠性打下了坚实的基础。因此，高度契合拓扑优化技术且又能适用高强铝合金材料的激光选区熔化技术在航空航天轻量化领域具有很强的应用潜力。但是面向航空航天高强铝合金轻量化构件的SLM技术制备仍存在涉及设备、工艺、性能、评价等诸多亟待解决的基础问题。本文合作研发了具有高自由度的SLM设备，并在此基础上开展了材料制备与基础成形、多元复合强化工艺探索、多元复合强化机理分析、结构件整机振动特性测试评估的全流程研究。
论文完成的主要工作及取得的成果如下：
（1）基于科研院所的开放性试验需求，合作研发了具有高自由度的SLM成形设备，并开展了AlSi10Mg的工艺探索和设备稳定性验证试验。设备由光学系统、机械系统和电气系统三部分组成。光学系统可实现最高500 W功率光纤激光的聚焦和定向扫描。机械系统方面，下送粉式铺粉模块可保证120 mm×120 mm幅面的成形；双烟尘净化模块可以有效净化烟尘并降低水、氧含量至100×10-6；成形腔上下预热设计保证腔室内温度分布均匀且整体预热温度最高可达200℃。电气系统自主研发了工艺控制软件实现了成形过程稳定控制同时添加了专用于激光原位重熔过程的功能模块。本设备成形常规材料致密度可达到98%以上，设备成形质量和稳定性良好。
（2）通过Cu粉掺杂、Sc元素预置方法得到一种复合铝合金材料，并对该复合铝合金材料进行了工艺与性能的匹配性研究。随着Cu粉掺杂含量的增加，高致密的工艺窗口逐渐向高能量密度窗口移动，材料完全熔化成形需要的能量提高，在相同体能量密度下提高扫描速度更容易获得高致密度。工艺参数最终确定为：激光功率390 W、扫描速度2250 mm/s、层厚30 μm、扫描间距80 μm，可保证Cu粉掺杂含量2.5%、5%、7%的铝合金材料致密度98%以上。复合铝合金内部主要由α-Al相和少量Al3Sc、Al6Mn、Al2Cu相，Al2Cu相随着Cu粉掺杂含量的增加逐渐增多，且显微组织逐渐细化。Cu粉掺杂含量5%的铝合金材料样件具有最高的拉伸强度，为460 MPa，显微硬度可达到167 HV，同时耐腐蚀性能也得到了改善。Cu粉的掺杂有效提高了铝合金材料的性能，但是过量Cu粉的掺杂会导致其综合性能的下降。Al2Cu相带来的细晶强化和第二相强化是该铝合金材料主要强化机制。
（3）为了充分发挥复合铝合金材料的性能潜力，从热处理强化的角度出发，研究了不同热处理制度下SLM成形件的工艺与性能，筛选出最简单有效的热处理机制，探讨了热处理对该铝合金材料的强化机理。Al6Mn相、Al3Sc相是热处理后生成的主要第二相，Al6Mn相具有准晶近似结构，分布于晶界边缘处，形状为不规则的矩形棒；Al3Sc相具有L12结构，弥散分布于等轴晶晶界内部，形状呈立方形。300℃/6 h/炉冷的强化时效为最优的热处理制度，该制度下样件具有最高的拉伸强度574 MPa，较未经热处理的原SLM成形件提高了24.8%，延伸率有一定程度的下降但仍满足正常需求。强化机制主要为以下三种：过饱和Mn元素固溶体带来的固溶强化、细密且具有一定热稳定性的双峰微观组织形貌带来的细晶强化以及热处理生成的纳米级Al3Sc相沉淀粒子带来的第二相强化。拉伸过程的屈服阶跃现象由于超细晶粒组织形貌导致，通过添加相关溶质元素可抑制该现象的出现。
（4）通过激光原位重熔强化复合铝合金材料，从孔隙缺陷消除与疲劳性能提高的对应关系角度展开研究。提出了基于激光二次熔化扫描的激光原位重熔工艺以进一步消除SLM成形件中残留的孔隙缺陷。仿真与试验结果均表明，孔隙缺陷的消除效果对重熔扫描速度有较高的敏感性，在合适的重熔扫描速度（2250 mm/s）下，成形件中孔隙缺陷基本消除，成形件致密度最高可达99.87%，表面粗糙度可降低至2.098 μm，拉伸强度为545 MPa，较未经热处理与激光原位重熔的原SLM成形件提高了18.5%，延伸率为18.9%，较原SLM成形件降低了8.6%，其疲劳强度可提高至115 MPa，较原SLM成形件提高了53.3%，且疲劳寿命的离散性大大降低。激光原位重熔过程相对稳定的匙孔状态保证了不会有新的孔隙缺陷形成的同时有利于气孔缺陷的消除。激光原位重熔过程中，开孔缺陷通过熔体流动形成的驱动力得以消除，而气孔缺陷在由高温度梯度下引发的热毛细力作用下逸散出熔池。
（5）利用SLM技术制备了轻量化的机匣结构样机，并对其振动特性进行了初步的测试评估。提出了一种迭代的轻量化设计方法，以动载荷作用下振动固有频率最大化和结构重量最小化为目标函数，以结构服役边界为约束条件，基于变密度方法的目标结构连续体结构多目标轻量化方法。轻量化后的机匣结构件最终减重16.98%，固有频率试验值略低于现役原始模型样机，但仍高于服役状态下的共振频率，满足某型直升机实际服役过程的目标需求。
主要创新点如下：
（1）提出Cu粉颗粒掺杂、Sc元素预置的铝合金材料强化方法，基于Cu颗粒的细晶强化和第二相强化的铝合金材料在未经后处理强化的情况下仍然有着不俗的性能。
（2）筛选出一种简单有效的热处理制度，该热处理制度流程简单、时间消耗少、效果显著，充分了发挥了该复合铝合金中Mn元素的固溶强化作用和Sc元素的第二相强化作用。
（3）提出了基于激光二次熔化扫描的激光原位重熔工艺，以进一步消除SLM成形件内部孔隙的方法，阐述了原位重熔工艺消除孔隙的机理，原位重熔过程中更具稳定性的熔池保证了不会有新的缺陷生成，在熔体流动驱动力和热毛细力共同作用下气孔缺陷得以消除，基于该方法的成形件疲劳性能显著提高同时依然保持了较高的静力学性能。
（4）对SLM制备的轻量化机匣样机进行了振动特性测试，对其固有频率和固有振型进行了评估，初步建立了SLM成形件从“轻量化设计-SLM成形-振动特性测试评估”的“设计-制造-测试”全流程研究机制，为SLM成形结构件在航空航天领域的进一步应用夯实了基础。
