 隨著航空航天深空探測任務的推進，對超大型空間結構的需求日益增長。然而，結構尺寸的增加往往伴隨著重量的上升，因此輕量化設計顯得尤為關鍵。復合材料因其高比剛度和比強度被廣泛應用于航天裝備，尤其是具有周期性開孔設計的復合材料點陣結構，在低密度和高性能之間取得了良好平衡，被視為未來先進結構的理想材料之一。然而，傳統的層疊式增材制造方法在打印復合材料點陣結構時難以充分發揮纖維增強作用，導致機械性能較差。此外，一體化打印還存在表面質量差、支撐材料多、尺寸受設備限制等問題。 為解決以上問題，哈爾濱工業大學和美國加州大學的研究團隊提出了一種基于熔融沉積成型（FFF）的模塊化組裝策略，將高性能晶格結構（如BCC-cubic、Cuboctahedron-cubic和Octet-cubic）離散化為二維組件，再通過機械插接與粘接組裝成三維結構。該方法不僅克服了傳統打印中纖維定向和層間結合弱的局限，還大幅提升了制造效率和結構性能。文章通過理論建模、實驗測試與有限元模擬，系統分析了三類組合點陣在壓縮模量、強度和能量吸收等方面的表現。   在力學性能方面，組裝結構表現出顯著優勢。例如，壓縮強度在三種拓撲結構中分別提升了140%、27%和26%；能量吸收提高了510.83%、44.18%和30.24%；表面輪廓最大高度降低了74%，顯示出優異的表面質量和抗裂紋能力。研究還發現，Cuboctahedron-cubic結構在相對密度為8%時機械性能最優，其纖維打印方向與桿件方向一致，充分發揮了纖維增強效應。 建立的有限元模型和理論模型能夠準確預測結構的力學響應，偏差大多在10%以內。特別是在二維Cuboctahedron-cubic結構的驗證中，理論與模擬結果高度吻合，表明該設計方法具有良好的普適性和可擴展性。與一體化打印結構相比，組裝結構在制造方面也具備明顯優勢。支撐材料用量減少了95%左右，顯著降低了后處理成本和制造難度。通過模塊化組裝，還可實現米級空間結構的快速構建，為未來大型航天器結構的在軌制造與機器人自動化裝配提供了技術基礎。 研究團隊通過模塊化組裝策略成功設計出三類拉伸主導型復合點陣結構，顯著提升了機械性能與表面質量。理論與有限元模型預測精度高，組裝結構在強度、能量吸收和制造效率方面均優于一體化打印結構。該工作為大型輕量化航天結構的設計與制造提供了新思路，尤其適用于空間望遠鏡、月球基地等超大型空間設施的建設。   圖1 離散插片的幾何參數示意圖、拆解與組裝的單元細胞以及2×2×2晶格結構   圖2 晶格插片的打印路徑示意圖  圖3 晶格結構的有限元網格配置  圖4 歸一化力學性能對比分析   圖5 模擬與實驗獲得的力學曲線與變形過程對比 圖6 二維結構的力學特性與理論模擬對比 圖7 組裝與一體化打印結構的實驗樣品 圖8 不同打印方向桿件表面質量的光學顯微鏡圖像 圖9 組裝與一體化結構的力學行為與破壞模式對比 圖10 空間結構尺寸擴展與米級組裝原型 原始文獻： Gong, C., Ritchie, R. O., Wei, X., Liu, Q., & Xiong, J. (2025). Mechanical properties of modular assembled composite lattice architecture. Journal of the Mechanics and Physics of Solids, 195, 105967. 原文鏈接： https:///10.1016/j.jmps.2024.105967 |
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