航天先进轻合金材料及成形技术研究综述

李中权，肖 旅，李宝辉，王先飞

(1. 上海航天精密机械研究所，上海 201600； 2. 上海金属材料近净成形工程技术研究中心，上海 201600)

0 引言

随着我国航天事业的飞速发展，轻量化已成为航天制造业的主流。作为航天制造领域的基础技术，轻合金材料及其成形的应用将越来越广泛。国内外对高性能Al，Mg，Ti等轻合金材料研发的成熟度不断提高，成形技术也正朝着大型化、整体化、复杂化和精密化的方向迅速发展。为推动先进轻合金材料及成形技术在航天领域的应用，本文综述了高性能轻合金材料、铸造、钣金成形、增材制造等技术领域在基础理论、工艺开发、装备研制、工程应用等方面的发展现状，介绍了高强耐热铸造镁合金材料、高性能钛铝合金材料、高性能镁合金熔模精密铸造、数字化铸造、旋压成形、超塑成形、钛/铝合金电弧熔丝增材制造等相关技术的研究进展。

1 高性能轻合金材料技术

1.1 高性能镁基材料技术

1.1.1 高强耐热镁合金

国外的铸造镁合金体系相对比较成熟。1950年前后，发展了Mg-Nd，Mg-Th系等含稀土镁合金，并发现在Mg-RE合金中加入Zr元素可有效细化合金晶粒，加入Ag元素能改善其时效硬化特性，从而开发出EK系(Mg-RE-Zr)合金，其中EK30A是首个以稀土为主要合金元素的高温铸造镁合金，在航空发动机上得到应用[1]；同时，开发了ZE41A，QE22A等合金，QE22A合金被广泛应用于飞机、导弹的优质铸件，如美洲虎攻击机的座舱盖骨架等。1960—1980年，英国研究人员通过对Mg-Y-Nd基合金进行深入研究，开发出高强耐热的WE43，WE54合金，并将其大量用于各类飞机的变速箱、齿轮箱[2]。为进一步提高镁合金的强度和耐热性，国外又发展了Mg-Nd-Y-Zr，Mg-Gd-Y-Zr，Mg-Gd-Y-Mn等稀土系高强耐热镁合金。

图1 采用镁基复合材料制备的部分航天结构件Fig.1 Spaceflight structural parts made with magnesium-based composite materials

我国是镁资源和稀土资源都很丰富的国家，在含稀土高强耐热镁合金研究方面拥有独特优势。20世纪80年代初，我国已拥有ZM1，ZM5，ZM6等系列铸造镁合金[2]。20世纪90年代后期，上海交通大学研究了Mg-Gd，Mg-Gd-Y，Mg-Gd-Zn，Mg-Gd-Ag系合金，研发出4个JDM系列高性能稀土镁合金[3]。近年来，重庆大学对变形镁合金开展了大量研究，开发的VW92M合金抗拉强度大于350 MPa，屈服强度大于250 MPa，延伸率大于10%，较国外同类合金在相同强度下的延伸率提高近2倍[4]。上海航天精密机械研究所针对Mg-Gd-Y-Zr高强耐热铸造镁合金开展了大量研究，已形成工程化应用能力，将其应用于飞行器弹体等主承力构件。

1.1.2 轻质高模量镁基复合材料

国外已成功制备了轻质高模的碳纤维/石墨纤维增强镁基复合材料，且在高精度航天结构件上实现了应用[5]。瑞士联邦材料测试与开发研究所采用T300碳纤维增强镁基复合材料，制造了哈勃太空望远镜部分构件，如图1(a)所示。美国LLC公司开发了连续和非连续石墨纤维增强镁基复合材料产品，采用压力浸渗法制备出高模高强低膨胀镁基复合材料，该材料弹性模量高达345 GPa，密度小于2.1 g/cm3，应用于大气层外杀伤飞行器反射镜镜架和测量用构件，如图1(b)所示。美国“海盗”号飞船的高增益天线采用蜂窝结构碳纤维增强镁基复合材料，质量小于5 kg，同时满足了信号高增益和在高真空与强辐射环境中能正常工作的要求。

我国在轻质高模量镁基复合材料领域的研究还处于初级阶段[6]。上海交通大学、哈尔滨工业大学较早开展了连续增强和非连续增强镁基复合材料方面的基础研究，制备工艺主要为搅拌铸造和低压浸渗。内蒙古金属材料研究所、西安交通大学采用粉末冶金法制备颗粒增强镁基复合材料，并开发出复合材料弹托。总体来说，国内开发的碳化硅、氮化硼、硼酸铝、碳纳米管等增强体强化的镁基复合材料，存在模量和强度较低等问题，大部分已开发的高体积分数镁基复合材料密度大于2 g/cm3，弹性模量小于80 GPa，强度小于400 MPa。

1.2 高性能钛基材料技术

1.2.1 高温钛合金

高温钛合金是伴随航空、航天工业的发展而发展起来的。高温钛合金高温强度和蠕变强度的提高主要依赖于Al，Sn，Zr等α稳定元素的固溶强化作用。使用温度从早期Ti-6Al-4V(见图2)的350 ℃到21世纪新型高温钛合金的650～700 ℃，平均10年才能将使用温度提高60～70 ℃[7]。美国的Ti-6242S的使用温度为520 ℃，Ti-1100的使用温度为600 ℃。英国开发的IMI834的使用温度为600 ℃。俄罗斯开发的BT8，BT25，BT18的使用温度分别达到500，550，600 ℃。总体来说，国外使用温度600 ℃以下的高温钛合金已基本成熟，正在开展更高使用温度的钛合金研制。在应用方面：美国TIMET公司研制成功的高温钛合金已用于PW4068发动机喷嘴；英国伯明翰大学、Rolls-Royce公司使用IMI834高温钛合金制成发动机压气机盘；德国Tital精铸公司采用IMI834合金生产了燃气涡轮航空发动机的零部件；俄罗斯成功研制的高温钛合金铸件已在X-31反辐射导弹进气道和油箱上得到应用[8-9]。

图2 Ti-6Al-4V钛合金铸件Fig.2 Castings of Ti-6Al-4V alloy

我国的铸造钛合金牌号已有10多种[7]。随着铸钛工艺的发展，钛合金铸件的应用范围不断扩大，铸件结构日益大型化、复杂化，铸件壁厚越来越薄。然而，目前国内应用最多的仍是Ti-6Al-4V合金，占铸件总量的90%以上，其使用温度较低。400～500 ℃使用的钛合金近些年才得到应用，北京航空材料研究院研制的500 ℃长期使用的铸造高温钛合金，将用于航空发动机压气机铸件。

1.2.2 钛基复合材料

国外钛基复合材料技术已相当成熟，并已形成相关材料标准[10]。日本住友金属工业公司开发的TiC颗粒增强Ti-5.7Al-3.5V-11.0Cr复合材料，被用作发动机进气阀、造纸辊等。日本本田汽车研究中心利用粉末冶金法制备出TiB/Ti-4.3Fe-7.0Mo-1.4Al-1.4V复合材料，将其制成汽车发动机气门阀等构件。英国伯明翰大学将大尺寸(100～300 μm)的Ti-6Al-4V粉与相对细小(5～50 μm)的TiB2粉混合，通过激光熔融混合粉末制备出TiB/Ti-6Al-4V复合材料，材料延伸率为6.6%，抗拉强度达到1 090 MPa。

国内对钛基复合材料已开展多年研究[10-11]。西北有色金属研究院对TiC进行预处理，使其在熔炼过程中均匀、弥散分布，并将其加工成飞机发动机叶片。上海交通大学采用熔铸法制备原位生成钛基复合材料，利用B4C石墨粉末作为反应剂，熔铸后在较高温度经过多道次热锻，加工成TiC+TiB/Ti6242复合材料棒材。但是，以工程尺度构件为对象进行的材料制备、性能优化与精密成形研究，在国内还未见系统报道。

1.3 高性能TiAl合金材料技术

国外对TiAl合金的研究始于20世纪50年代，早期研究侧重于电子显微结构。1974年，SHECHTMAN等[12]开始对TiAl合金的力学性能、变形机制等基础理论展开研究。20世纪80年代起，商业TiAl合金和工艺开发研究逐步展开。TiAl合金商业应用最具里程碑意义的事件发生在2006年，GE公司宣布将在GEnx发动机上使用TiAl合金低压涡轮叶片[13]。2011年，经过近60年的大量基础和应用研究，TiAl合金正式在航空发动机上得到应用。在航天领域，为提高飞行器马赫数，必须使用轻质高温结构材料，TiAl合金是重要选项。国外已将TiAl合金成功应用于航天器先进推进系统、热结构和热保护系统[14]。1995年底，在德国超音速技术计划框架内，Plansee公司锻造出首块Ti-48Al-2Cr薄板。TiAl合金还曾被美国国家航空航天局(NASA)列为各航空航天计划的备选材料，主要包括图3中的单级入轨载具(SSTO)、X-40太空机动载具(SMV)、X-38航天员救援载具、F-35联合攻击战斗机和高速研究(HSR)计划。

图3 计划应用TiAl合金的NASA项目Fig.3 NASA programs planning to use TiAl alloy

国内在TiAl合金研究方面，提出了界面各向异性调控晶体取向的新理论，发明了定向凝固与定向固态相变相结合调控片层取向的“双控”技术[15]。平行片层取向的TiAl单晶具有强度与塑性的良好匹配，高温性能亦有跨越式提升：室温拉伸屈服强度高达709 MPa，延伸率高达6.9%；900 ℃拉伸屈服强度仍高达637 MPa，持久寿命和最小蠕变速率优于4822合金1～2个数量级。但国内对于TiAl合金的工程应用研究还相对较少。

2 高性能轻合金铸造技术

2.1 高性能镁合金熔模精密铸造技术

20世纪50年代，发达国家已采用熔模精密铸造技术制造出最大外廓尺寸在800～1 000 mm的大型电子设备框架、航天器镁合金壳体等[16]。据报道，在B236轰炸机上，共使用8 600 kg的镁，其中30%为镁合金精密铸件。美国Aristo Cast公司研制的阻燃镁合金熔模精密铸件，已应用于各类壳体、支架构件，显著降低了铸件重量，如图4所示。目前，国外的镁合金熔模铸造已形成标准(ASTMB403-12)，涵盖各牌号镁合金。该技术已成为制造高精度、复杂薄壁镁合金铸件的主流技术。

图4 Aristo Cast公司生产的镁合金熔模精密铸件Fig.4 Precision investment castings of magnesium alloy made by Aristo Cast company

国内对镁合金熔模铸造技术的研究和应用起步较晚，主要集中在型壳材料的选择、型壳制备等工艺基础研究上[17]。研究认为，常用的氧化物陶瓷材料Al2O3和锆英粉，可作为镁合金熔模铸造的面层材料。但国内仍在探索有效的铸型材料，以防止镁合金的燃烧。上海交通大学试验了小型薄壁结构件的模壳制备工艺，测试了型壳性能，以及型壳与镁合金的界面反应，开展了镁合金铸件精密铸造，但未实现复杂薄壁铸件的成形。

2.2 轻合金数字化铸造技术

2.2.1 铸造过程数值模拟仿真技术

铸造模拟仿真技术是传统铸造与计算数字化高新技术相结合的典范，可实现铸件制造过程工艺优化，显著缩短产品研发周期[18]。欧美发达国家对铸造模拟技术进行了大量研发，从最开始的凝固过程温度场模拟、基于解析法的组织模拟，发展到流动场模拟、应力应变模拟，以及基于相场法、元胞自动机法的组织模拟。随着计算机软硬件技术的发展，商品化软件系统已在很多重要的工矿企业得到应用。著名的软件系统有德国的MAGMASOFT、法国的PROCAST等[19]。近20年来，铸造过程全流程模拟仿真技术已成为该领域的前沿技术，英国罗罗公司、美国通用汽车等著名企业均已展开相关研究，并初现成效。

图5 采用无模技术加工铸型Fig.5 Sand moulds made by pattern-less making process

国内的铸造数值模拟研究始于20世纪70年代，沈阳铸造研究所、清华大学、华中科技大学等先后开展了卓有成效的研究。一些商品化软件已在实

际生产中发挥作用，如清华大学的铸造之星/FT-Star、华中科技大学的华铸CAE/InteCAST等[20]。近几年，清华大学针对汽车、军工等行业对高性能轻合金构件铸造成形技术的需求，围绕铸造铝、镁合金“工艺-组织-性能”建模与数值模拟等进行了深入研究，建立了铝、镁合金压铸铸造成形实验基地。

2.2.2 无模砂型加工技术

数字化无模砂型加工技术，通过编制程序实现不同砂型、砂芯的快速加工，产品尺寸精度高、表面质量好[21-22]。德国AcTech公司研发出用于切削砂型的机床，如图5(a)所示，机床最大加工行程达到2.4 m，可在3周时间内为顾客提供1～5个砂型。英国Sheffield铸造开发中心开发出用于砂型切削的五轴数控设备，成功实现阀门、泵壳等铸件砂型的生产，如图5(b)所示，铸件砂型制造周期由原来的3周缩减到1周，铸型表面质量好，最大成形尺寸达到2.6 m。

国内，机械科学研究总院自主开发研制出的系列化三轴、五轴数字化无模铸造精密成形机，适用于树脂砂、水玻璃砂、覆膜砂、陶瓷等多种材质砂型/芯制造，最大成形范围为10 000 mm×3 000 mm×2 000 mm，实现了铝合金、镁合金等材质大型复杂薄壁铸件的快速制造[23]。大型壳体砂型及铸件如图6所示。

3 高性能轻合金钣金成形技术

3.1 充液拉深成形技术

1958年，春日保男等[24]最先提出充液拉深成形技术，将液体直接作用在板材上进行拉深成形，该技术在日本得到了较为广泛的应用。目前，世界发达国家对充液拉深技术的研究和应用已相当成熟。该技术主要应用于航空、航天等领域，涉及的轻合金构件厚度在0.2～3.2 mm[25]。德国Schuler公司为满足大尺寸板材零件成形的需要，研制出10 000 t立式四柱液压成形设备，如图7(a)所示，将其用于大型高精度零件流体高压成形。美国国防部将充液拉深成形技术应用于飞机唇口[26]，传统工艺需要经过20多道拉深成形工序，采用充液拉深成形技术仅需1道工序完成，大幅提升成形效率，如图7(b)所示。

20世纪80年代，我国部分高校开始对液压成形技术进行研究[25]。哈尔滨工业大学基于通用单动和双动液压机，研制了充液拉深设备，通过充液拉深技术成形了复杂型面的铝合金件，如图8(a)所示，并通过径向加压充液拉深技术，获得了极限拉深比为2.8的5A06铝合金球底筒形件。近年来，哈尔滨工业大学针对运载火箭轻量化研制需求，开发出世界上最大的总吨位为15 000 t的流体高压成形机，如图8(b)所示。该装备高压液体容积为5 m3，工作台面尺寸为4.5 m×4.5 m，专门用于制造航天大型薄壁整体构件，已成功用于贮箱箱底成形。

图6 大型壳体砂型及铸件Fig.6 Sand moulds made by pattern-less making process and castings

图7 国外液压成形设备和成形构件Fig.7 Hydroforming equipment and parts made by hydroforming technology

图8 充液拉深成形构件与液压拉深机Fig.8 Parts made by hydromechanical deep drawing technology and hydroforming equipment

3.2 内高压成形技术

内高压成形技术的发展最早可追溯到20世纪40年代。国外，GREY等[27]首次利用内压力和轴向推力成形了T形铜管。MORI等[28]通过试验对内高压成形过程中的摩擦进行了研究，发现在发生胀形的地方摩擦系数要高，且其大小随润滑油黏度的提高而减小。随着超高压液压系统的实现，德国在20世纪90年代率先实现内高压成形技术在汽车工业中的应用[29]。

图9 国产5 500 t流体高压成形设备和内高压成形航天结构件Fig.9 Domestic internal high pressure forming equipment of 5 500 t and spaceflight structural parts

国内，北京航空航天大学、上海宝钢集团等在流体高压成形理论、工艺、模具和装备方面进行了系统研究。王仲仁等[30]首创了成本低、周期短的球形容器无模液压胀形工艺。温华典等[31]以多支管件为研究对象，提出在其内高压成形过程中添加芯轴，通过调整芯轴参数，提高零件的成形质量。哈尔滨工业大学经过多年的技术积累，开发出总吨位为5 500 t、成形压力为400 MPa的流体高压成形装备，并实现了三通管、三通球形接头、五通球形接头等结构件的整体制造和型号应用，如图9所示[32]。

3.3 旋压成形技术

旋压成形技术是利用旋轮对坯料施加压力，使之产生连续、逐点的塑性变形，从而获得各种母线形状的空心旋转体零件的塑性加工方法。JOSEPH等[33]研究发现，毛坯厚度、进给比、减薄率、主轴转速和热处理工艺对工件成形质量均有重要影响。PARK等[34]采用上限法进行旋压力计算，通过计算变形过程中消耗的总功率、切向力获得球形和梯形速度场。在工程应用方面[35]，美国的“战斧”巡航导弹的战斗部舱、“民兵”洲际导弹舱段及喉型火箭内衬、“毒刺”导弹壳体，俄罗斯的“白杨”洲际导弹舱段等都大量采用旋压成形技术。

国内研究旋压成形技术的单位主要有西北工业大学、哈尔滨工业大学和航空航天科研院所等。航天材料及工艺研究所、北京航空制造工程研究所、长春设备工艺研究所等单位根据自己的产品需求开展了旋压成形技术研发[36]，如采用反旋工艺加工导弹发动机壳体，采用内旋压工艺加工导弹带横内加强筋的舱段。西安航天动力机械厂采用旋压工艺开展了曲母线形薄壁零件的研制和生产。

3.4 超塑成形技术

1945年，季霍诺夫等[37]在研究Zn-Al共晶合金高温拉伸实验时，得到异常高的延伸率，并首次提出了“超塑性”这一概念。20世纪70年代早期，美国洛克威尔公司首先将该技术应用于飞机结构件制造中[38]。随后，美国在F-15战斗机后机身、B-1B大型轰炸机壁板舱门等重要构件中大量采用了超塑成形(SPF)和超塑成形/扩散连接组合工艺。在航天领域，美国爱德华空军基地的火箭推进研究所进行了超塑成形推进剂贮箱的研制，制造了Ti6Al4V半球形壳体，如图10所示；日本ISAS和MHI两家公司从1981年开始采用超塑成形技术制造卫星贮箱，先将2块Ti6Al4V薄板焊接上，再通过SPF吹胀成半球形。

在国内，航天材料及工艺研究所、首都航天机械公司、北京航星机器制造公司、北京航空制造工程研究所、北京航空材料研究院等单位均开展了超塑成形技术的应用研究[38]。以航天材料及工艺研究所为代表的航天制造企业引进了多台超塑成形设备，最大尺寸为3 000 mm×2 000 mm×1 000 mm，成功研制出钛合金球形气瓶和环形气瓶等产品。以北京航空制造工程研究所为代表的航空制造企业通过设备改造或自主研发，开发的钛合金口盖(2层)、腹鳍(4层)等轻量化整体结构已得到应用，如图11所示，并积极开展了钛合金宽弦空心风扇叶片、可调叶片、卫星贮箱等超塑整体构件的成形工艺试验和应用研究。

4 高性能轻合金增材制造技术

4.1 高强铝合金激光选区熔化成形技术

近几年，高强铝合金的激光选区熔化(SLM)技术在国内外得到了广泛重视。德国埃尔朗根-纽伦堡大学分别在2015年和2017年报道了SLM成形的EN-AW-2618和AW-2219铝合金的力学性能，两者极限抗拉强度和延伸率分别达到400 MPa，25%[39]和384 MPa，23%[40]。MARTIN等[41]通过静电组装技术，实现了纳米ZrH2颗粒在Al7075粉末表面的均匀分布，实现了高性能Al7075合金成形，T6态力学性能达到抗拉强度383～417 MPa、屈服强度325～373 MPa、延伸率3.8%～5.4%。

图10 国外超塑成形结构件Fig.10 Structural parts made by superplastic forming technology abroad

图11 钛合金超塑成形结构件Fig.11 Structural parts of titanium alloy made by superplastic forming technology

华中科技大学从2014年起开展了SLM成形AW-2024铝合金研究，通过采用低的扫描速率获得了无裂纹的致密铝合金，致密度高达99.9%，热处理后的极限抗拉强度和延伸率分别高达532 MPa和13.8%[42]。为了拓宽工艺区间，还进行了Zr元素添加对SLM成形2系铝合金影响的研究，发现添加Zr元素能抑制成形过程中的热裂纹。由于铝合金具有对激光反射率高、易被氧化等特点，因此其SLM成形难度较大[43]。目前只有AlSi10Mg，AlSi7Mg，Al-12Si等Al-Si系铝合金SLM成形工艺较成熟，实现了一定程度的应用，如图12所示。

4.2 钛合金激光选区熔化成形技术

钛合金激光选区熔化成形工艺比较成熟，主要以TC4钛合金为主。近年来，国外对该技术的研究主要集中在表面粗糙度改善、后处理工艺对性能影响、成形效率提高等方面。ALRBAEY等[44]采用统计学方法研究发现，激光重熔(LR)技术作为SLM后处理技术能极大改善SLM件的表面质量。CAIN等[45]研究了SLM成形TC4件的拉伸裂纹扩展速率和断裂韧性，发现热处理后SLM件的裂纹扩展速率降低，断裂韧性提高。目前，该技术在国外已得到工程化应用。GE公司研制的航空发动机燃油喷嘴，将18个零件整体设计为1个零件，如图13(a)所示，实现减重25%，发动机的散热性能提升5倍，该喷嘴已实现量产。钛合金液体发动机推力室头部内部为复杂变直径双流道，最小处直径为0.9 mm，某公司采用激光选区熔化技术成形该构件，已通过点火试验考核，零部件数量减少40%，如图13(b)所示。

在国内，SHI等[46]采用200 μm的铺粉厚度和低成本的TC4粗粉(53～106 μm)，研究发现铺粉厚度对表面粗糙度影响最大，对拉伸性能影响较小。YANG等[47]研究发现随着扫描速度、激光功率和扫描层厚度的变化，熔池从V形的深熔模式逐渐过渡到U形的导熔模式。2种模式下SLM件的显微硬度约为400 HV，拉伸和屈服强度分别为1 300 MPa和1 100 MPa。航天应用方面，上海航天精密机械研究所研制的钛合金天线支架(见图14(a))在“浦江一号”卫星上正常工作至今，并实现了5类支架类产品(见图14(b))近百件的小批量生产。

图12 SLM成形AlSi10Mg铝合金零件Fig.12 Parts of AlSi10Mg alloy made by SLM

图13 SLM成形TC4钛合金零件Fig.13 Parts of TC4 alloy made by SLM

4.3 钛/铝合金电弧熔丝增材制造技术

电弧熔丝增材制造(WAAM)技术具有柔性、高效、低成本的优点，特别适合小批量、多批次的航天型号大型构件制造。相比于铝合金，国外研究机构对钛合金WAAM技术研究更多[48]。比利时鲁汶大学和英国克兰菲尔德大学自2010年开始相继开展钛合金WAAM技术的研究，早期均以钨极保护焊(TIG)作为熔化焊丝的热源。2012年，克兰菲尔德大学开始研究基于等离子弧的钛合金WAAM技术，与TIG相比，等离子弧沉积效率更高、控制更为方便。在应用研究方面，英国克兰菲尔德大学与欧洲空间局、洛克希德·马丁公司和庞巴迪公司合作，成功制造出钛合金飞机机翼翼梁和起落架支撑外翼肋，如图15(a)所示。此外，还试制了诸多铝合金零件，2219，2024铝合金试件在经T6热处理后，力学性能均超过同成分的锻件，处于国际领先水平。挪威Norsk Titanium公司已开发出商业化WAAM装备，如图15(b)所示，最大成形尺寸接近1 m，采用双等离子弧工艺，钛合金最大沉积效率达到10 kg/h。

近年来，华中科技大学、首都航天机械有限公司、北京航星机器制造公司等国内单位陆续开展了铝合金WAAM技术研究。首都航天机械有限公司于2013年开始研究基于变极性TIG工艺的ZL114A铝合金WAAM技术，成形试件经T6热处理后，力学性能基本无方向性，接近铸件1级水平[49]。随后，开展了基于CMT工艺的WAAM技术研究，成形的ZL114A试件经T6热处理后，力学性能达到铸件2级水平[49]。BAI等[50]研究了WAAM成形2219铝合金的力学行为，发现层间密集分布的气孔及较严重的共晶偏析是导致各向异性的原因。针对航天领域的铝合金支座、舱段、框梁、网格等典型结构，首都航天机械有限公司等单位分别开展了应用试制，如图16所示，目前均处在工程应用研究阶段。国内对于钛合金WAAM技术的研究还相对较少，也尚未见工程应用的相关报道。

图14 SLM成形TC4钛合金支架类产品Fig.14 Bracket parts of TC4 alloy made by SLM

图16 国内电弧熔丝增材制造零件Fig.16 Domestic parts made by WAAM

5 结束语

近年来，随着航天事业的快速发展，轻合金材料及其成形技术水平大幅提升，并出现了以下新的研究重点和主要发展方向：

一是高性能轻合金材料技术。国内对于镁基复合材料的研究还处于起步阶段，尚未掌握制备工艺基础和相关规律；耐高温钛合金、钛基复合材料技术仍不成熟，且钛铝合金的工程应用研究还相对较少。后续将深挖上述材料的潜力，重视发展性能和成形能力兼顾的轻合金材料，并加强工程应用研究。

二是高性能轻合金铸造技术。国内缺乏高精度、近净形铸造工艺，熔模铸造精度仍然不高；铸件成形及质量控制以经验工艺设计、手工操作为主，自动化装备应用不足，降低了研制生产效率。后续需重视发展熔模铸造技术，提高产品精度；以造型、精整等关键工序为切入点，研制专用装备，提高自动化效率，进一步实现数字化铸造。

三是高性能轻合金钣金成形技术。国内现有成形设备以弯曲、拉深、滚弯等常规设备为主，多品种、小批量异形小钣金件机械化成形程度低；大直径、薄壁整体旋压成形工艺尚无工程应用。后续将重点开展充液拉深、内高压、旋压和超塑成形技术研究，实现小钣金构件机械化成形；提高大型薄壁结构件整体成形精度，抑制超塑成形材料晶粒长大，提高产品性能；研制具有自主知识产权的钣金成形设备，提升成形自动化水平。

四是高性能轻合金增材制造技术。高性能轻合金精密结构件的增材制造以激光选区熔化成形技术为主，可实现复杂结构件一体化制造。后续需重视提高钛合金激光选区熔化成形构件表面粗糙度、成形效率等；加强2系和7系高强铝合金的成形工艺研究；对电弧熔丝成形合金材料、应力、变形控制等共性问题开展深入研究，并开发成熟的商业化设备，推动航天大型构件制造技术的变革。