CN109489467A - 一种航天发动机换热构件及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航天发动机换热构件及其制备方法，属于航天发动机设计与金属增材制造技术领域，尤其涉及航天发动机换热构件的设计及制造方法。建立不含换热模块的换热构件壳体模型；建立三维点阵换热模块模型；对换热构件壳体和三维点阵换热模块进行装配合并，形成换热构件完整模型；将航天发动机换热构件的换热模块设计为三维点阵结构，采用金属增材制造方法整体制造出换热构件，提高了换热构件的换热性能和制造质量可靠性。

Description

一种航天发动机换热构件及其制备方法
技术领域
本发明涉及一种航天发动机换热构件及其制备方法，属于航天发动机设计与金属增材制造技术领域，尤其涉及航天发动机换热构件的设计及制造方法。
背景技术
随着现代航天动力系统向高推重比、高飞行马赫数等方向发展，航天发动机中如燃烧室、收扩段等热端构件承受的热负荷剧增。为了保证发动机的可靠性和寿命，发展构件换热技术，设计和制造高效快速的换热构件至关重要。
传统航天发动机换热构件换热模块通常设计为阵列分布的矩形铣槽结构或蛇形管结构集，结构复杂；制造上采用机械加工+焊接或者化铣加工+焊接等方法制造，制造流程长，质量可靠性，且构件换热效率低。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种航天发动机换热构件及其制备方法，该方法能够为航天发动机热端部/组件换热结构的设计和制造提供一种全新方法。
本发明的技术解决方案是：
一种航天发动机换热构件，该换热构件包括换热壳体和换热模块，换热模块安装在换热壳体的内壁和外壁之间；
所述的换热模块采用三维点阵结构，三维点阵结构的基本胞元为多面体结构；
所述的多面体结构为八面体结构、十二面体结构、二十面体结构中的一种或两种以上的混合结构；
所述的多面体结构是以主体筋条为棱组成的多面体结构，该多面体结构的体对角线向外延伸至相邻的多面体结构的主体筋条，即相邻的两个多面体结构，其中一个多面体结构的体对角线向外延伸与另一个多面体结构的主体筋条重合；
所述的主体筋条与投影面的夹角为在35°～90°，当主筋条与投影面的夹角处于35°～90°范围内时，该结构的镂空单元体本身为自支撑结构，可避免在成形过程中添加额外的支撑结构；
所述的主体筋条截面为圆形、矩形或椭圆形，主体筋条的直径为Φ0.3～Φ0.8mm。
一种航天发动机换热构件的制备方法，该方法的步骤包括：
(1)建立换热壳体的三维模型；
(2)建立换热模块的三维模型；
(3)将步骤(1)建立的换热壳体的三维模型与步骤(2)建立的换热模块的三维模型进行装配合并，形成换热构件的三维模型；
(4)采用增材制造的方式在基板上按照步骤(3)得到的换热构件的三维模型进行航天发动机换热构件的制备，得到换热构件毛坯；
所述的增材制造过程中使用的原料为06Cr19Ni10不锈钢材料粉末，粉末的粒径为15μm～53μm；
所述的增材制造过程中，对换热壳体进行制备时的工艺参数为：激光功率为280W～320W，扫描速度为960mm/s～1050mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
所述的增材制造过程中，对换热模块进行制备时的工艺参数为：激光功率为240W～260W，扫描速度为1100mm/s～1300mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
所述的增材制造过程中，使用惰性气体进行保护，惰性气体为氩气，成形过程中气氛氧含量要求小于1000PPM；
(5)对步骤(4)得到的换热构件毛坯进行表面清理，吹除表面的松装粉末；
(6)使用线切割分离基板和换热构件毛坯，并对分离后的换热构件毛坯进行热处理；
所述的热处理工艺参数为：在830℃～850℃温度下，保温2.5h-3.5h，保温结束后充气进行冷却；
(7)对步骤(6)得到的换热构件毛坯中的换热模块进行抛光，对换热构件毛坯中的换热壳体进行精加工，得到换热构件产品。
所述步骤(1)中，建立换热壳体的三维模型时，使用的软件为Pro/engineer或UG软件，换热壳体的三维模型的内外壁壁厚为1mm～3mm，建模完成后模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm；
所述步骤(2)中，建立换热模块的三维模型时，使用的软件为Pro/engineer或UG软件，换热模块的三维模型的内外壁壁厚为1mm～3mm，建模完成后模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm；
所述的步骤(3)中，换热构件的三维模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm；
所述的步骤(5)中，进行表面清理时采用0.6Mpa～0.8Mpa的压缩空气配合振动平台进行松装粉末的清理；
所述的步骤(6)中，线切割采用高速往复走丝电火花线切割，脉冲宽度为28μs～48μs，脉冲间隔为112μs～170μs，波形为矩形脉冲；
所述的步骤(7)中，对换热模块进行抛光时使用的化铣溶液的溶质包括H2SO4、HCl和HNO3，且H2SO4的浓度为12％-15％，HCl的浓度为11％-13％，HNO3的浓度为12％-16％，化铣溶液的温度67～78℃，化铣时间不超过1.5min。
本发明的有益效果是：
(1)为航天发动机高性能换热构件的设计和制造提供了一种全新方法。
(2)增材制造成形的换热构件点阵结构换热模块具有高比表面积、高比刚度优势，能大幅提升构件换热性能。
(3)采用增材制造成形的航天发动机换热构件，整个制造过程中无需设计复杂的刀具或夹具，只需通过三维模型即可直接整体增材制备出零件，极大地缩短了制造周期并提升构件可靠性。
(4)本发明公开一种航天发动机换热构件及制造方法，属于航天发动机设计与金属增材制造技术领域，包括以下步骤：建立不含换热模块的换热构件模型；建立三维点阵换热模块模型；对不含换热模块的换热构件和三维点阵换热模块进行装配合并，形成换热构件完整模型；对切片软件平台进行设定，置入加工艺参数及扫描方式；确定生长方向，设置好支撑，并将其导入已完成设定的切片软件平台，进行切片处理；在惰性气体的保护下进行成形；成形完成后，对换热模块中的松装粉末进行吹除；使用线切割分离基板和整体换热器；对换热器进行热处理；换热模块的抛光和整体换热构件的精加工。所述方法将航天发动机换热构件的换热模块设计为三维点阵结构，采用金属增材制造方法整体制造出换热构件，提高了换热构件的换热性能和制造质量可靠性。
(5)点阵结构材料其由数量众多的微桁架结构胞元组成，与传统结构的换热模块相比，可凭借高比表面积、高比刚度优势实现轻质、高效的传热冷却，提升构件性能，为高性能航天发动机热端部组件换热模块提供了全新设计思路。
(6)点阵结构材料的传统制备工艺有焊接-组装法、三维编织法等，存在工序多、周期长、成本高、可靠性难以保证等问题，制约了该结构在航天发动机中热端部组件的应用。
(7)以主体筋条为棱组成的十二面体结构，主体筋条与投影面的夹角在35°～90°，实现了点阵换热结构的增材制造自支撑成形；与换热构件相连的三维点阵外围应适当延伸，保证不出现孤立单个筋条。建模完成后，将模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm。
(8)根据换热构件换热性能和孔隙率要求，设计出换热模块结构三维点阵，优选以主体筋条为棱组成的十二面体结构，主体筋条与投影面的夹角在35°～90°，实现了点阵换热模块的增材制造自支撑成形；与换热构件相连的三维点阵外围应适当延伸，保证不出现孤立单个筋条。
附图说明
图1为本发明实施例的换热壳体的结构示意图；
图2为本发明实施例的换热模块的结构示意图；
图3为本发明实施例的换热模块基本胞元的结构示意图；
图4为本发明实施例的换热构件的结构示意图。
具体实施方式
以下结合具体实施例，对本发明的具体实施方式进行更加详细的说明，以便能够更好地理解本发明的方案以及其优点。然而，以下描述的具体实施方式和实施例仅是说明的目的，而不是对本发明的限制。
实施例
一种航天发动机换热构件的设计和制造方法，包括：
(1)使用建模软件UG NX7.5建立换热壳体的三维模型，换热壳体的轮廓尺寸Φ50mm×153mm，内壁外径为Φ34mm，外壁内径为Φ46mm，内外壁厚均为2mm，建模完成后该换热壳体的三维模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm，如图1所示；
(2)使用建模软件UG NX7.5建立一内、外径分别为Φ33mm、Φ47mm，长为140mm的筒体实体文件，该尺寸比换热壳体的尺寸稍微大一点，根据换热器孔隙率88％的要求，使用3D_matic软件，对筒体进行点阵化设计得到换热模块单元，如图2所示，设计相关要求及步骤如下：
1)保证筒体的轴向为Z轴方向，该方向亦为后续增材制造生长方向；
2)换热模块的胞元可以为八面体结构、十二面体结构、二十面体结构等不同结构形式，也可以是1种或几种的变密度混合体，本实施例优选均匀分布的12面体点阵胞元，如图3所示，主体结构包括以主体筋条为棱组成的12面体，延伸结构包括从12面体的体对角线方向向外延伸的延伸筋条；
3)主体筋条与投影面的夹角为在35°～90°。该结构的镂空单元体本身为自支撑结构，可避免在成形过程中添加额外的支撑结构，主体筋条与投影面的夹角为40°；
4)主体筋条截面可设计为圆柱状、矩形、椭圆或者其他尺寸，为快速迭代计算出筋条尺寸，本实例主体筋条设计为圆形，依次设计筋条直径分别为Φ0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm、0.7mm、0.8mm下的孔隙率变化规律，最后根据孔隙率为88％的要求，迭代确定了主体筋条尺寸为0.58mmm；
5)根据相关约束，赋值到3D_matic设计平台，对筒体进行点阵化设计，得到点阵结构的换热模块，将该换热模块的三维模型导出为STL格式，导出精度不小于0.005mm；
(3)把由(1)得到的换热壳体的三维模型和(2)得到的散热模型的三维模型，以轴线和顶面为装配基准，装配内外壁和换热模块，装配完成后，对其中的孤立筋条，切割删除至最近节点，对修正完成的换热模块和换热壳体内外壁进行合并处理，将处理后的换热构件的三维模型以STL格式导出，导出精度不小于0.005mm，如图4所示；
(4)在对切片软件平台进行设定时，根据06Cr19Ni10不锈钢材料特点，设定切片软件平台中的激光选择熔化成形加工工艺参数：
1)换热壳体内外壁结构：激光功率为280W～320W，扫描速度为960mm/s～1050mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
2)换热模块结构：激光功率为240W～260W，扫描速度为1100mm/s～1300mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
(5)将处理好的换热构件的三维模型导入到模型处理平台和切片软件平台进行剖切，获得的加工程序：
1)按照附图2所示，调整好散热模型的生长方向(Z方向即为生长方向)，换热构件的生长方向为顺从换热壳体内外壁的竖直方向，在该生长方向下，能实现换热构件的无支撑成形，另外，周期性点阵结在成形的过程中，能实现自支撑成形；
2)在模型处理平台添加必要的支撑，并考虑换热模块后续松装粉末的清理要求，换热壳体设计有2个Φ2mm的小孔，能用于后续的松装粉末清理；
3)添加完必要的支撑后，将换热构件的三维模型导入已完成设定的切片软件平台，进行切片处理，剖切处理后，获得加工程序。
(6)接通设备清洗功能，待成形舱内气氛氧含量小于1000PPM时，开启激光使能，开始成形换热构件，成形过程中保持氩气不间断输送，确保成形舱内氧含量始终在1000PPM以内；
(7)采用0.6Mpa～0.8Mpa的压缩空气软管对接增材制造成形得到的换热构件出、入口，配合振动平台，把点阵换热模块中的松装粉末清理干净，防止产生松装粉末多余物；
(8)采用高速往复走丝电火花线切割分离基板与换热器构件，分离过程确保线切割丝紧贴基板平面，具体参数设置为：脉冲宽度28μs～48μs，脉冲间隔112μs～170μs，波形为矩形脉冲；
(9)在清理完多余支撑后，对换热构件进行热处理，热处理制度：830℃～850℃，保温2.5h～3.5h，充气冷却。
(10)采用化铣的方式对点阵换热模块进行抛光，化铣溶液配方：质量分数H2SO4溶液：15％；HCl溶液：13％；HNO3溶液：16％，水余量，温度67～78℃，化铣时间控制在1.5min以内，在抛光完成后，对换热构件余量进行精加工去除，得到换热构件。
(11)对得到的换热构件进行测试，实现了流量为25g/s的液氧从108K升高到373K，温度加速时间小于25s，换热效率较原铣槽换热结构提升10％，并实现了换热构件的一体化成形。

Claims (10)

1.一种航天发动机换热构件，其特征在于：该换热构件包括换热壳体和换热模块，换热模块安装在换热壳体的内壁和外壁之间；
所述的换热模块采用周期性三维点阵结构，周期性三维点阵结构的基本胞元为多面体结构。
2.根据权利要求1所述的一种航天发动机换热构件，其特征在于：所述的多面体结构为八面体结构、十二面体结构、二十面体结构中的一种或两种以上的混合结构。
3.根据权利要求1或2所述的一种航天发动机换热构件，其特征在于：所述的多面体结构是以主体筋条为棱组成的多面体结构。
4.根据权利要求3所述的一种航天发动机换热构件，其特征在于：相邻的两个多面体结构，其中一个多面体结构的体对角线向外延伸与另一个多面体结构的主体筋条重合。
5.根据权利要求4所述的一种航天发动机换热构件，其特征在于：所述的主体筋条与投影面的夹角为在35°～90°。
6.根据权利要求4所述的一种航天发动机换热构件，其特征在于：所述的主体筋条截面为圆形、矩形或椭圆形，主体筋条的直径为Φ0.3～Φ0.8mm。
7.一种航天发动机换热构件的制备方法，其特征在于该方法的步骤包括：
(1)建立换热壳体的三维模型；
(2)建立换热模块的三维模型；
(3)将步骤(1)建立的换热壳体的三维模型与步骤(2)建立的换热模块的三维模型进行装配合并，形成换热构件的三维模型；
(4)采用增材制造的方式在基板上按照步骤(3)得到的换热构件的三维模型进行航天发动机换热构件的制备，得到换热构件毛坯；
(5)对步骤(4)得到的换热构件毛坯进行表面清理，吹除表面的松装粉末；
(6)使用线切割分离基板和换热构件毛坯，并对分离后的换热构件毛坯进行热处理；
(7)对步骤(6)得到的换热构件毛坯中的换热模块进行抛光，对换热构件毛坯中的换热壳体进行精加工，得到换热构件产品。
8.根据权利要求7所述的一种航天发动机换热构件的制备方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，所述的增材制造过程中使用的原料为06Cr19Ni10不锈钢粉末，粉末的粒径为15μm～53μm；
所述的增材制造过程中，对换热壳体进行制备时的工艺参数为：激光功率为280W～320W，扫描速度为960mm/s～1050mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
所述的增材制造过程中，对换热模块进行制备时的工艺参数为：激光功率为240W～260W，扫描速度为1100mm/s～1300mm/s，光斑直径为65μm～75μm，铺粉厚度为0.04mm～0.06mm；
所述的增材制造过程中，使用惰性气体进行保护，惰性气体为氩气，成形过程中气氛氧含量要求小于1000PPM。
9.根据权利要求7所述的一种航天发动机换热构件的制备方法，其特征在于：所述的步骤(5)中，进行表面清理时采用0.6Mpa～0.8Mpa的压缩空气配合振动平台进行松装粉末的清理；
所述步骤(6)中，所述的热处理的工艺参数为：在830℃～850℃温度下，保温2.5-3.5h，保温结束后充气进行冷却；
所述的步骤(6)中，线切割采用高速往复走丝电火花线切割，脉冲宽度为28μs～48μs，脉冲间隔为112μs～170μs，波形为矩形脉冲。
10.根据权利要求7所述的一种航天发动机换热构件的制备方法，其特征在于：所述的步骤(7)中，对换热模块进行抛光时使用的化铣溶液的溶质包括H2SO4、HCl和HNO3，且H2SO4的浓度为12％-15％，HCl的浓度为11％-13％，HNO3的浓度为12％-16％，化铣溶液的温度67～78℃，化铣时间不超过1.5min。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111069607A (zh) * 2019-12-09 2020-04-28 西安航天发动机有限公司 一种复杂、多内腔、窄流道喷注器的成形方法
CN111347039A (zh) * 2019-12-11 2020-06-30 西安航天发动机有限公司 一种短线段结构特征的增材制造方法
CN112496341A (zh) * 2020-11-27 2021-03-16 西安航天发动机有限公司 一种薄壁夹层冷却结构激光选区熔化成形及后处理方法
CN113560816A (zh) * 2021-06-28 2021-10-29 西安航天发动机有限公司 一种航天发动机大型框梁构件的制造方法
CN113720193A (zh) * 2021-08-12 2021-11-30 西安交通大学 面向增材制造的肺泡仿生超级换热器结构及其制备方法
CN114192796A (zh) * 2021-10-27 2022-03-18 北京星航机电装备有限公司 一种激光选区熔化成形钛合金舵面防变形方法及其舵面
CN114682776A (zh) * 2022-03-30 2022-07-01 西安航天发动机有限公司 一种杆状点阵换热器成形方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105667837A (zh) * 2015-09-15 2016-06-15 大连理工大学 一种含流道的金字塔微桁架夹芯板式承载与热防护一体化结构
CN106247159A (zh) * 2016-08-02 2016-12-21 西安铂力特激光成形技术有限公司 一种用于金属3d打印的镂空单元体和具有该单元体的零件
GB2542490A (en) * 2015-08-11 2017-03-22 Hamilton Sundstrand Corp Heat exchanger and fabrication
CN106694884A (zh) * 2016-12-29 2017-05-24 西安铂力特激光成形技术有限公司 一种具有梯度功能性的镂空点阵夹层及其制造方法
CN106813263A (zh) * 2017-01-11 2017-06-09 南方科技大学 一种基于增材设计的航空发动机燃油喷嘴再制造方法
CN107742014A (zh) * 2017-09-29 2018-02-27 北京空间飞行器总体设计部 基于增材制造的相变储能装置点阵夹层结构的设计方法
CN108057892A (zh) * 2017-12-15 2018-05-22 佛山市厚德众创科技有限公司 一种天线微小通道冷板金属3d打印成型工艺
CN108262478A (zh) * 2017-12-25 2018-07-10 西安航天发动机有限公司 06Cr19Ni10不锈钢蜂窝薄壁构件的制造方法、电子设备及系统
CN108801737A (zh) * 2018-07-19 2018-11-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种增材制造微桁架压缩试验件

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2542490A (en) * 2015-08-11 2017-03-22 Hamilton Sundstrand Corp Heat exchanger and fabrication
CN105667837A (zh) * 2015-09-15 2016-06-15 大连理工大学 一种含流道的金字塔微桁架夹芯板式承载与热防护一体化结构
CN106247159A (zh) * 2016-08-02 2016-12-21 西安铂力特激光成形技术有限公司 一种用于金属3d打印的镂空单元体和具有该单元体的零件
CN106694884A (zh) * 2016-12-29 2017-05-24 西安铂力特激光成形技术有限公司 一种具有梯度功能性的镂空点阵夹层及其制造方法
CN106813263A (zh) * 2017-01-11 2017-06-09 南方科技大学 一种基于增材设计的航空发动机燃油喷嘴再制造方法
CN107742014A (zh) * 2017-09-29 2018-02-27 北京空间飞行器总体设计部 基于增材制造的相变储能装置点阵夹层结构的设计方法
CN108057892A (zh) * 2017-12-15 2018-05-22 佛山市厚德众创科技有限公司 一种天线微小通道冷板金属3d打印成型工艺
CN108262478A (zh) * 2017-12-25 2018-07-10 西安航天发动机有限公司 06Cr19Ni10不锈钢蜂窝薄壁构件的制造方法、电子设备及系统
CN108801737A (zh) * 2018-07-19 2018-11-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种增材制造微桁架压缩试验件

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111069607A (zh) * 2019-12-09 2020-04-28 西安航天发动机有限公司 一种复杂、多内腔、窄流道喷注器的成形方法
CN111347039A (zh) * 2019-12-11 2020-06-30 西安航天发动机有限公司 一种短线段结构特征的增材制造方法
CN112496341A (zh) * 2020-11-27 2021-03-16 西安航天发动机有限公司 一种薄壁夹层冷却结构激光选区熔化成形及后处理方法
CN112496341B (zh) * 2020-11-27 2023-01-10 西安航天发动机有限公司 一种薄壁夹层冷却结构激光选区熔化成形及后处理方法
CN113560816A (zh) * 2021-06-28 2021-10-29 西安航天发动机有限公司 一种航天发动机大型框梁构件的制造方法
CN113720193A (zh) * 2021-08-12 2021-11-30 西安交通大学 面向增材制造的肺泡仿生超级换热器结构及其制备方法
CN113720193B (zh) * 2021-08-12 2022-06-07 西安交通大学 面向增材制造的肺泡仿生超级换热器结构及其制备方法
CN114192796A (zh) * 2021-10-27 2022-03-18 北京星航机电装备有限公司 一种激光选区熔化成形钛合金舵面防变形方法及其舵面
CN114192796B (zh) * 2021-10-27 2024-04-05 北京星航机电装备有限公司 一种激光选区熔化成形钛合金舵面防变形方法及其舵面
CN114682776A (zh) * 2022-03-30 2022-07-01 西安航天发动机有限公司 一种杆状点阵换热器成形方法

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