CN111266574A - 一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，建立金属壳体三维模型，并将三维模型的STL格式文件导入Magics增材制造辅助软件平台；根据金属壳体的结构特点，确定成形方向、摆放位置并设计、添加工艺性支撑；将TC4钛合金激光选区熔化成形加工工艺参数置入切片软件，并对添加支撑后的模型进行切片处理；在惰性气体的保护下进行成形；成形结束后清理浮粉，对壳体进行热处理；线切割分离基板和壳体，去除辅助支撑并精修打磨；对壳体进行表面处理。所述方法将航天发动机针栓式头部夹层壳体根据增材制造工艺技术进行设计和制造，采用金属增材制造方法整体制造出壳体构件，提高了航天发动机针栓式头部夹层壳体的制造质量可靠性。

Description

一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法
技术领域
本发明属于针栓式头部夹层壳体制造方法，涉及一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，尤其涉及一种具有薄壁夹层、带复杂再生冷却结构金属壳体的激光选区熔化增材制造一体化加工方法。
背景技术
航天发动机针栓式头部夹层壳体具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构的金属壳体具有重量轻、结构紧凑，集成化程度高等特点，常用于航空航天带夹层冷却的发动机燃料与氧化剂雾化混合系统。受传统加工制造技术的局限，目前，具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构的金属壳体难以通过传统的机械加工及电火花等特种加工手段实现一体化成形，只能采用“铸造/锻造+机械加工+焊接”的分体组合制造。
“铸造/锻造+机械加工+焊接”的分体组合制造虽能解决部分复杂精密金属壳体的加工制造难题。但该方法存在工序多、工装及设备投入大、生产周期长、技术难度大、性能稳定性差、可靠性难以保证等问题。尤其是具有薄壁、带再生冷却通道结构的复杂金属壳体均由多个零件采用焊接方式连接，焊缝数量多，在高温高压以及大振动环境中，焊缝部位极易出现开裂，导致金属壳体失效。
具有薄壁夹层、带再生冷却通道结构的复杂金属壳体的一体化快速成形已然成为制造领域的一大难题。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，克服现有技术的不足之处，采用激光选区熔化成形技术，以具有薄壁夹层、带再生冷却通道结构的复杂金属壳体为说明对象，TC4钛合金为材料，实现复杂金属壳体的一体化快速制造，为具有薄壁夹层、带再生冷却通道结构的复杂金属壳体的一体化制造提供一种全新方法。
技术方案
一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：利用建模软件Pro/engineer或UG设计出具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构金属壳体的三维模型，并将三维模型的STL格式文件导入Magics增材制造辅助软件平台；
步骤2：在Magics增材制造辅助软件平台中，根据金属壳体的结构特点，确定成形方向为壳体身部端面与水平方向呈0°角；对与成形平台夹角小于40°的壳体悬垂面添加工艺性支撑，壳体身部端面与基板之间添加实体支撑，壳体头部突出部位添加网格支撑；
步骤3：将TC4钛合金激光选区熔化成形加工工艺参数置入切片软件，并对添加支撑后的模型进行切片处理，切片处理后，获得加工代码；所述壳体加工工艺参数，激光功率为300～340W，扫描速度为900～1100mm/s，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°分层厚度30～40μm；实体支撑加工工艺参数与壳体相同；网格支撑加工工艺参数：激光功率260～300W，扫描速度2100～2500mm/s，网格间距0.6mm，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°。TC4钛合金粉末的粒度分布为D10为20～30μm，D50为30～45μm，D90为55～65μm，粉末的松装密度2.15～2.35g/cm，50g粉的流动性≤45s；
步骤4：在惰性气体氩气的保护下进行成形，成形过程中气氛氧含量要求小于500PPM，设备盛粉箱内的粉末量有足够的粉末量将整个零件一次加工完成；
步骤5：成形结束后清理浮粉，以真空800℃退火对壳体进行热处理；
步骤6：线切割分离基板和壳体，去除辅助支撑并精修打磨；采用高速往复走丝电火花线切割，脉冲宽度设定为28～48μs，脉冲间隔为112～170μs，波形为矩形脉冲；所述去除支撑应保证型面光顺；
步骤7、对壳体进行表面处理：喷砂用于壳体的整体初步光整，磨料流用于壳体的精光整。喷砂工艺要求为：a.材质：刚玉砂；b.粒度：40目～60目；c.吹砂时间：6min～8min。磨料流工艺要求为：a.粗磨，采用中等粘度磨料，磨粒目数100目，磨削压力2.3Mpa～3MPa，加工时间20-30min；b.精磨，采用软性磨料，磨粒目数400目，磨削压力2MPa，加工时间30-45min。
所述步骤1的三维模型，在需后加工的地方添加加工余量。
有益效果
本发明提出的一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，建立金属壳体三维模型，并将三维模型的STL格式文件导入Magics增材制造辅助软件平台；根据金属壳体的结构特点，确定成形方向、摆放位置并设计、添加工艺性支撑；将TC4钛合金激光选区熔化成形加工工艺参数置入切片软件，并对添加支撑后的模型进行切片处理；在惰性气体的保护下进行成形；成形结束后清理浮粉，对壳体进行热处理；线切割分离基板和壳体，去除辅助支撑并精修打磨；对壳体进行表面处理。所述方法将航天发动机针栓式头部夹层壳体根据增材制造工艺技术进行设计和制造，采用金属增材制造方法整体制造出壳体构件，提高了航天发动机针栓式头部夹层壳体的制造质量可靠性。
本发明的有益效果是：
(1)采用激光选区熔化成形的方法制造具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道金属壳体，整个过程中无需设计复杂的刀具或夹具、无需采用铸造/锻造+机械加工+焊接等多道工序，只需通过壳体的三维模型即可直接增材制造出零件，实现了具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构金属壳体的一体化成形，提升壳体可靠性的同时极大地缩短了制造周期。
(2)激光选区熔化成形金属壳体精度可达±0.1mm，表面光整后表面粗糙度可达Ra3.2μm，可直接使用。
(3)激光选区熔化成形制造壳体内部不会发生宏观成分偏析，不同壁厚、不同部位组织结构无显著差别，组织结构致密，晶粒细小，力学性能优良，可使壳体的使用性能大幅提高。
附图说明
图1是金属壳体结构示意图；
图2是金属壳体成形方案示意图；
图3是金属壳体成形流程图。
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：
(1)建立金属壳体三维模型，并将三维模型的STL格式文件导入Magics增材制造辅助软件平台；
(2)根据金属壳体的结构特点，确定成形方向、摆放位置并设计、添加工艺性支撑；
(3)将TC4钛合金激光选区熔化成形加工工艺参数置入切片软件，并对添加支撑后的模型进行切片处理；
(4)在惰性气体的保护下进行成形；
(5)成形结束后清理浮粉，对壳体进行热处理；
(6)线切割分离基板和壳体，去除辅助支撑并精修打磨；
(7)对壳体进行表面处理。
所述步骤(1)中，根据产品要求，利用建模软件Pro/engineer或UG设计出具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构金属壳体的三维模型，并在需后加工的地方添加加工余量。建模完成后导出三维模型的STL格式文件；
所述步骤(2)中根据壳体的结构特点，将成形方向设定为壳体身部端面与水平方向呈0°角，以确保壳体薄壁夹层、复杂再生冷却通道等支撑无法去除的部位处无需添加支撑。在该成形方向下，对与成形平台夹角小于40°的壳体悬垂面添加工艺性支撑。壳体身部端面与基板之间添加实体支撑，并设置工艺孔，用于清理出夹层结构中的松装粉末；壳体头部突出部位添加网格支撑；
所述步骤(3)中根据TC4钛合金材料特点，设定壳体、实体支撑、网格支撑激光选区熔化成形加工工艺参数，并进行切片处理，切片处理后，获得加工代码。其中，壳体加工工艺参数：激光功率为300～340W，扫描速度为900～1100mm/s，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°分层厚度30～40μm；实体支撑加工工艺参数与壳体相同；网格支撑加工工艺参数：激光功率260～300W，扫描速度2100～2500mm/s，网格间距0.6mm，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°。TC4钛合金粉末的粒度分布为D10为20～30μm，D50为30～45μm，D90为55～65μm，粉末的松装密度2.15～2.35g/cm，50g粉的流动性≤45s；
所述步骤(4)中所述惰性气体为氩气，成形过程中气氛氧含量要求小于500PPM，设备盛粉箱内的粉末量有足够的粉末量将整个零件一次加工完成；
所述步骤(5)中所述热处理制度为：真空800℃退火；
所述步骤(6)中所述线切割采用高速往复走丝电火花线切割，脉冲宽度设定为28～48μs，脉冲间隔为112～170μs，波形为矩形脉冲；所述去除支撑应保证型面光顺；
所述步骤(7)中所述表面处理为喷砂和磨料流。喷砂用于壳体的整体初步光整，磨料流用于壳体的精光整。喷砂工艺要求为：a.材质：刚玉砂；b.粒度：40目～60目；c.吹砂时间：6min～8min。磨料流工艺要求为：a.粗磨，采用中等粘度磨料，磨粒目数100目，磨削压力2.3Mpa～3MPa，加工时间20-30min；b.精磨，采用软性磨料，磨粒目数400目，磨削压力2MPa，加工时间30-45min。
具体实施例：
(1)在专业绘图软件中绘制如图1所示的具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构壳体构件，壳体分布有封闭的88条随形冷却通道，头部包含24个分流孔，夹层壁厚为1.5mm，身部大小端面直径分别为Φ132mm，Φ62mm，高度为131mm。
(2)选择的金属壳体的成形方向及添加的工艺性支撑如图2所示。
(3)根据TC4钛合金材料特点，设定壳体、实体支撑、网格支撑激光选区熔化成形加工工艺参数，将添加好支撑的模型进行切片处理，切片处理后，获得加工代码并导入成形设备中。其中，壳体加工工艺参数：激光功率为300～340W，扫描速度为900～1100mm/s，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°分层厚度30～40μm；实体支撑加工工艺参数与壳体相同；网格支撑加工工艺参数：激光功率260～300W，扫描速度2100～2500mm/s，网格间距0.6mm，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°。
(4)关闭激光选区熔化成形设备成形舱门，向设备内部通入氩气，待成形舱内氧含量低于0.1％时，开始激光选区熔化成形，成形过程中应保持氩气供给，保证成形舱内氧含量低于0.1％。
(5)激光选区熔化成形完成后，待零件冷却4小时以上后方可开启舱门取出零件；零件取出后，清除零件内部粉末，并进行热处理，热处理制度为：真空退火，90min升高至800℃，保温3h，充氩冷却，氩气压力1.5-2bar。
(6)线切割分离基板与壳体并去除工艺支撑。支撑去除方法：采用钳子等工具夹持网格支撑，加力使其剥离，后采用电磨等工具打磨网格支撑与壳体相交面，采用车加工去除壳体身部端面实体支撑。
(7)支撑去除后，根据壳体技术要求，对壳体分别进行喷砂和磨料流表面处理。

Claims (2)

1.一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：利用建模软件Pro/engineer或UG设计出具有薄壁夹层、带复杂再生冷却通道结构金属壳体的三维模型，并将三维模型的STL格式文件导入Magics增材制造辅助软件平台；
步骤2：在Magics增材制造辅助软件平台中，根据金属壳体的结构特点，确定成形方向为壳体身部端面与水平方向呈0°角；对与成形平台夹角小于40°的壳体悬垂面添加工艺性支撑，壳体身部端面与基板之间添加实体支撑，壳体头部突出部位添加网格支撑；
步骤3：将TC4钛合金激光选区熔化成形加工工艺参数置入切片软件，并对添加支撑后的模型进行切片处理，切片处理后，获得加工代码；所述壳体加工工艺参数，激光功率为300～340W，扫描速度为900～1100mm/s，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°分层厚度30～40μm；实体支撑加工工艺参数与壳体相同；网格支撑加工工艺参数：激光功率260～300W，扫描速度2100～2500mm/s，网格间距0.6mm，扫描间距0.08～0.12mm，相位角67°/105°。TC4钛合金粉末的粒度分布为D10为20～30μm，D50为30～45μm，D90为55～65μm，粉末的松装密度2.15～2.35g/cm，50g粉的流动性≤45s；
步骤4：在惰性气体氩气的保护下进行成形，成形过程中气氛氧含量要求小于500PPM，设备盛粉箱内的粉末量有足够的粉末量将整个零件一次加工完成；
步骤5：成形结束后清理浮粉，以真空800℃退火对壳体进行热处理；
步骤6：线切割分离基板和壳体，去除辅助支撑并精修打磨；采用高速往复走丝电火花线切割，脉冲宽度设定为28～48μs，脉冲间隔为112～170μs，波形为矩形脉冲；所述去除支撑应保证型面光顺；
步骤7、对壳体进行表面处理：喷砂用于壳体的整体初步光整，磨料流用于壳体的精光整。喷砂工艺要求为：a.材质：刚玉砂；b.粒度：40目～60目；c.吹砂时间：6min～8min。磨料流工艺要求为：a.粗磨，采用中等粘度磨料，磨粒目数100目，磨削压力2.3Mpa～3MPa，加工时间20-30min；b.精磨，采用软性磨料，磨粒目数400目，磨削压力2MPa，加工时间30-45min。
2.根据权利要求1所述航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法，其特征在于：所述步骤1的三维模型，在需后加工的地方添加加工余量。
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