祁俊峰，季禹曈，张天驰，陈 材，巩维艳

(北京卫星制造厂有限公司，北京 100190)

卫星、飞船等航天器常采用多分支支承结构作为次承力结构，用于特定布局条件下仪器设备的安装。航天器多分支钛合金支承结构具有薄壁轻量化、外形复杂、种类多样、尺寸稳定性要求高和安装面尺寸精度要求高等特点。采用传统的铸造和机械加工的方式制造存在如下问题：钛合金铸造精度有限(精度依靠留余量和机械加工保证)，后续加工量较大，并且存在无法切削加工区域，导致产品减重困难[1]；复杂结构铸件质量不易控制，零件的废品率(次品率)较高；传统的铸造工艺流程繁琐冗长，制造周期长达4～6个月，严重制约了航天器结构的短流程制造需求。

选区激光熔化技术依靠材料的逐点累加成型，不受模具的可制造性及零件空间可达性的制约，可以实现薄壁、细微结构件的高精度制造，且后续机械加工量较小。得益于激光快速加热和冷却的特点，得到结构的显微组织细小、致密，有利于提高结构性能，适合于航天器多品种、小批量和复杂结构的制造[2-3]。

本文以航天器多分支钛合金支承结构(见图1)为例，研究了基于选区激光熔化(SLM)工艺的典型结构特征分解，并开展了特征结构SLM工艺试验。在综合结构特征工艺基础上，得出了航天器多分支钛合金整体结构SLM工艺方案，并进行了成型工艺验证。

1 试验材料、设备及工艺参数

试验材料采用TC4钛合金粉末，其化学成分及物理特性分别见表1和表2。……