CN113714513A - 一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,包括:首先采用贮箱材料进行激光近净成形工艺试验,获得优选激光近净成形工艺参数;其次,对贮箱模型进行预处理并对预处理模型进行分层切片获得贮箱半球加工程序;再次,采用五轴数控激光近净成形机床,编制五轴联动加工程序,从而进行贮箱半球激光近净成形;最后,采用特定焊接工装对后处理的贮箱半球进行对接焊,实现球形贮箱整体制造。本发明提供的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,不仅能够实现航天器球形燃料贮箱快速高效制造,而且能够避免模具制造,降低生产成本,相比于传统制造方式可缩短生产周期、提高材料利用率、降低生产成本。
Description
技术领域
本发明涉及激光近净成形技术、大倾斜薄壁结构制造领域,特别涉及一种航天器球形燃料贮箱激光近净成形方法。
背景技术
激光近净成形技术是增材制造的一种,是集计算机技术、激光技术、传感器技术及材料凝固学等技术为一体的受多种因素影响的一种新型先进制造技术,适用于金属、陶瓷等多种材料的成形。该技术采用三维建模软件构建零件实体模型并分层切片,生成运动轨迹,并利用高能激光束在金属或陶瓷表面形成熔池,粉末由惰性气体输送入熔池,在激光作用下形成熔覆层,经层层堆积形成实体零件。由于支撑材料、工艺局限等诸多因素的影响,在激光成形过程中很难采用添加支撑的方式来解决大倾斜薄壁结构件成形问题。
随着工业发展对复杂零件修复和直接成形技术的依赖日益增强,具有大倾斜角度特征的复杂零件如发动机叶片、发动机燃烧室腔体、球形贮箱等薄壁结构亟需突破无支撑条件下的大角度成形问题。目前五轴激光近净成形设备是解决大倾斜薄壁壳体结构件直接成形的最有效的方法。
传统球形燃料贮箱的制备方式主要为:(1)对于尺寸不大的球形燃料贮箱采用棒料车削成两个半球,然后通过焊接得到一个完整的整球贮箱;(2)对于尺寸稍大的球形燃料贮箱采用热旋压成型后机加工,随后通过焊接得到一个完整的球形贮箱。航天器用燃料贮箱为保证轻质/高强度一般采用钛合金制备,采用传统机加工的形式制备球形燃料贮箱,从整个棒料到薄壁结构件,材料利用率极低,加工时间长,加工费用高;采用热旋压成型的方式能耗高且不同尺寸的球形燃料贮箱需要制备不同的模具,造成生成周期冗长、成产成本高昂。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于激光近净成形技术的航天器球形燃料贮箱的制造方法,以解决传统球形燃料贮箱加工周期长、贵重金属材料利用率低、加工费用高、加工难度大等问题。
为解决上述问题,本发明的技术方案是:一种航天器球形燃料贮箱激光近净成形方法,其具体步骤包括:步骤一,进行贮箱材料激光近净成形工艺试验,获得优选工艺参数;步骤二,对贮箱模型预处理,采用分层切片软件对预处理模型进行分层切片,生成加工程序;步骤三,采用数控激光近净成形设备实现贮箱半球近净成形;步骤四,采用焊接工装对经后处理后的贮箱半球进行激光对接焊,实现贮箱整体制造。
优选的,本发明选择航天器球形燃料贮箱材料,例如TC4钛合金,并采用激光近净成形技术进行工艺试验,获得该种材料下不同沉积厚度对应的工艺参数,主要工艺参数为激光功率、扫描速度、送粉速率、沉积方向提升量。
优选的,在对贮箱半球进行分层切片之前对半球模型进行预处理,主要为考虑成形精度、热变形等为后续机加工留充足的加工余量,采用分层切片软件,对预处理模型进行分层切片,生成五轴数控机床加工程序。
优选的,采用五轴数控机床进行贮箱半球激光近净成形,五轴数控机床可以保证激光轴向与熔池法向重合,且两个方向均沿重力方向,这防止了成形过程中由于成形件倾斜角度较大造成的熔池坍塌,保证了大倾斜零件的直接成形。
优选的,采用激光焊接方式对经后处理的燃料贮箱半球进行焊接成型,创新性采用合适的焊接工装,保证了贮箱半球对接焊精度及夹紧,实现燃料贮箱整体制造。
本发明提出的一种基于激光近净成形技术的球形贮箱制备方法具有以下优点:
(1)采用传统方式进行球形贮箱制备所需周期为2-3个月,而采用激光近净成形的方式制备周期仅需1-2周,因此激光近净成形技术相对于传统制造方法可大幅降低制造周期,特别适用于小批量多型号航天器球形贮箱制造。
(2)激光近净成形技术基本不受零件复杂程度影响,因此激光近净成形的方式进行球形燃料贮箱制备相比于传统制备方式,避免了因贮箱尺寸不同而进行的模具制造,节约了因制模而产生的制造成本。
附图说明
下面结合附图对本发明做进一步说明:
图1为本发明实施例提供的一种基于激光近净成形的航天器球形燃料贮箱制备方法工艺流程图;
图2为本发明实施例中针对贮箱材料探索激光近净成形工艺参数;
图3本发明实施例中采用分层切片软件进行半球模型等高切片;
图4为本发明实施例中五轴数控激光近净成形设备保证激光轴向与熔池法向重合;
图5为本发明实施例中合适的焊接工装保证两贮箱半球对接焊精度及夹紧。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种基于激光近净成形技术的球形贮箱制造方法做进一步明确说明。根据下面的说明和权利要求书,本发明的优点和特征将更清楚。
本发明的核心思想在于,本发明提供的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造工艺方法,能够实现相对于传统制备方式节约贵重金属材料、节省制造时间、缩短交货周期、降低整体制造成本且性能与传统制造方式相当。
本发明以TC4钛合金材料为例,说明采用激光近净成形技术制备球形燃料贮箱总体方案,本发明保护的范围包括但不限于这种材料。TC4钛合金是一种新型的轻质、高强度、高耐蚀性和耐热性结构材料,由于其良好的综合性能而被广泛应用于航空航天领域。随着航空航天工业的发展,钛合金在航天器中的应用越来越多,传统钛合金加工方法已经很难满足高频次、复杂化零件设计需求以及高性能、短周期钛合金零件制造需求,这使得钛合金应用受到一定限制。为了节约时间和成本,对复杂结构零部件发展更加先进的近净成形技术是近年来钛合金制造技术的发展趋势。激光近净成形技术是以离散/堆积为手段通过增材制造进行复杂结构件直接成形,基本不受零件复杂程度的影响,可以快速响应零件不同结构尺寸和高频次小批量制造需求。航天器球形燃料贮箱是航天器上重要的普遍存在的零件,一般承受一定的压力载荷。传统制备方式一般采用热旋压的方式进行贮箱半球制造,然后通过焊接方式实现贮箱整球制造。采用激光近净成形的方式进行航天器球形燃料贮箱制造一方面可将制造周期从2-3月缩短至2-3周,并适合多频次、小批量航天器球形燃料贮箱制造需求;另一方面,不同航天器或同种航天器球形燃料贮箱尺寸不尽相同,采用传统方式制造需要进行相应规格下模具制造且制造费用较高,采用激光近净成形进行球形燃料贮箱增材制造可以避免模具使用且近净成形减少了材料浪费。高柔性化制造工艺可适应高频次、复杂化、小批量金属零件的快速制造,因此采用激光近净成形技术进行航天器球形燃料贮箱制造可大幅降低制造周期和成本。
图1为本发明实施例提供的一种航天器球形燃料贮箱激光近净成形方法工艺流程示意图。参照图1航天器球形燃料贮箱制备方法,包括:
(a)采用TC4钛合金粉末进行激光近净成形工艺试验,优选激光近净成形薄壁结构件合适的工艺参数。如图2所示,主要工艺参数包括激光功率(P)、扫描速度(V)、送粉速率(Q)、沉积方向提升量(ΔZ)、熔深(h)、保护气流量(L)。
(b)对需要打印的贮箱半球进行模型预处理,为后续机加工留足够的加工余量。采用分层切片软件对预处理后的模型进行分层切片,并生成加工程序。如图3所示为切片软件等高切片模型,切片方式导致沉积每一层的厚度不同,层厚依次满足OA>AB>BC>CD…>IJ。由于初始厚度较大采用相同工艺参数易导致成形过程的失败。本研究创新性采用改变送粉速率Q的方式补偿由于等高切片造成沉积层厚度不均现象,实现贮箱半球激光沉积。
(c)采用五轴数控激光近净成形设备,实现贮箱半球打印。如图4所示为打印过程中激光轴向与熔池法向重合并沿重力方向。激光轴向与熔池法向重合并与重力方向重合避免了成形过程中熔池受重力、保护气吹力、粉末冲击力等综合作用下产生坍塌的可能,五轴数控激光近净成形设备为大倾斜薄壁结构直接成形提供硬件保障。图4中1为激光轴向,2为熔池法向。
(d)对沉积态贮箱半球采用真空去应力退火后机加工,创新性采用焊接工装实现一对贮箱半球的焊接。如图5所示3为焊接工装,4为贮箱半球,5为惰性气体,充满贮箱半球并将空气排出。贮箱半球一端采用螺纹固定及短销定位,另一端采用螺母垫圈夹紧,可以实现贮箱半球焊接精度和夹紧要求。焊接完成后机加工去除焊接凸台并抛光,实现贮箱整体制造。
Claims (6)
1.一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一,进行贮箱材料激光近净成形工艺试验,获得优选工艺参数;
步骤二,对贮箱模型预处理,采用分层切片软件对预处理模型进行分层切片,生成加工程序;
步骤三,采用数控激光近净成形设备实现贮箱半球近净成形;
步骤四,采用焊接工装对经后处理后的贮箱半球进行激光对接焊,实现贮箱整体制造。
2.如权利要求1所述的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,所述步骤一中,所述贮箱材料采用TC4钛合金。
3.如权利要求1或2所述的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,所述步骤一中,所述工艺参数包括激光功率、扫描速度、送粉速率、沉积方向提升量。
4.如权利要求3所述的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,所述步骤二中具体包括:在对贮箱半球进行分层切片之前对半球模型进行预处理,主要为考虑成形精度、热变形等为后续机加工留充足的加工余量,采用分层切片软件,对预处理模型进行分层切片,生成五轴数控机床加工程序。
5.如权利要求4所述的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,所述步骤三中采用五轴数控机床进行贮箱半球激光近净成形,保证激光轴向与熔池法向重合,且两个方向均沿重力方向,保证大倾斜零件的直接成形。
6.如权利要求5所述的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法,其特征在于,所述步骤四中在完成贮箱半球打印基础上,对沉积态贮箱半球进行后处理达到焊接前状态,采用激光焊接方式对经后处理的燃料贮箱半球进行焊接成型,实现贮箱半球对接焊精度及夹紧,实现燃料贮箱整体制造。
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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PB01 | Publication | ||
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SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20211130 |