CN114309642A - 航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 - Google Patents
航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114309642A CN114309642A CN202011052723.8A CN202011052723A CN114309642A CN 114309642 A CN114309642 A CN 114309642A CN 202011052723 A CN202011052723 A CN 202011052723A CN 114309642 A CN114309642 A CN 114309642A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- additive manufacturing
- aircraft engine
- engine component
- component according
- designing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 239000000654 additive Substances 0.000 title claims abstract description 33
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 title claims abstract description 33
- 238000003860 storage Methods 0.000 title claims abstract description 8
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 47
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 42
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000005245 sintering Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 9
- 238000001513 hot isostatic pressing Methods 0.000 claims description 9
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 8
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 claims description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 7
- 238000005498 polishing Methods 0.000 claims description 7
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 6
- 238000005488 sandblasting Methods 0.000 claims description 6
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims description 5
- 238000004381 surface treatment Methods 0.000 claims description 4
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 3
- 238000003698 laser cutting Methods 0.000 claims description 3
- 238000000227 grinding Methods 0.000 claims description 2
- 238000007639 printing Methods 0.000 abstract description 19
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 13
- 238000013461 design Methods 0.000 description 15
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 7
- 238000010146 3D printing Methods 0.000 description 6
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 3
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000000149 argon plasma sintering Methods 0.000 description 1
- 238000004040 coloring Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 238000007712 rapid solidification Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
- Y02P10/00—Technologies related to metal processing
- Y02P10/25—Process efficiency
Landscapes
- Powder Metallurgy (AREA)
Abstract
本公开涉及一种航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质，其中，该方法包括：步骤S1：对待制造的零件进行建模，且设计至少一根与零件高度相当的圆棒以作为随炉试棒，获得三维CAD模型；步骤S2：将三维CAD模型放置于基板上，通过规划的扫描路径逐层烧结粉末获得零件的实体。通过设计至少一根与零件高度相当的圆棒，后续截取多个高度的试棒，可检测不同高度、不同时刻的打印材料性能，更好地掌握整个零件的打印质量情况。
Description
技术领域
本公开涉及制造加工技术领域，尤其涉及一种航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质。
背景技术
现代涡扇航空发动机正朝着大涵道比、大推力、低油耗、低噪声、高安全性、高可靠性等方向不断发展。为了增大发动机涵道比，需要采用更大尺寸的风扇叶片，使得发动机风扇段的重量占发动机总重量的比重不断提升。增材制造技术的发展，使得大尺寸风扇叶片结构不再受到传统加工工艺约束的限制，有了更加广阔的设计空间，可以设计出更轻质的风扇叶片。
增材制造(Additive Manufacturing，简称AM)技术是以数字模型为基础，通过激光熔化/快速凝固逐层沉积获得零件实体的新兴制造技术。与传统加工方式相比，增材制造提高了材料利用率，节约直接成本，生产过程更为灵活，对产品形状限制较少，机械性能可与传统加工工艺相媲美，为复杂结构零件的加工提供了可能。
选择性激光熔化是金属增材制造的一种主要技术途径，由激光作为能量源，按照三维CAD切片模型中规划好的路径在金属粉末床进行逐层扫描烧结，获得金属构件，具有可成形复杂几何形状，精度高，表面质量好，实现复杂结构一体化成形，提升设计自由度，实现减重和提高可靠性，降低复杂结构零件制造成本等优点，可直接制造出高性能金属零件，适合用于轻质风扇叶片的成型制造。
航空发动机风扇叶片为大型薄壁异形复杂结构，而大型薄壁异形复杂结构金属构件是增材制造技术目前的一个难点，存在成型困难、变形难控制、耗粉率高等技术难题。一件零件的增材制造工序通常包含模型添加支撑、扫描烧结、热处理、去除基板支撑等步骤，去除基板支撑后的零件一般不再进行处理，因此零件形状依赖于3D打印成型效果，变形较大，一般不适用于工程应用。工艺支撑的添加有助于控制3D打印成型时零件的变形，但移除支撑结构操作复杂、价格昂贵、极其耗费时间，与3D打印缩短加工周期、零件自由制造的优点相矛盾，而且额外的支撑也可能增加零件成型过程中开裂的可能性。
发明内容
经发明人研究发现，相关技术中存在不易控制部件变形的问题。
有鉴于此，本公开实施例提供一种航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质，使得零件顺利成型加工，并且在一定程度上控制部件的变形，满足设计要求。
本公开的一些实施例提供了一种航空发动机部件的增材制造方法，包括：
步骤S1：对待制造的零件进行建模，且设计至少一根与零件高度相当的圆棒以作为随炉试棒，获得三维CAD模型；
步骤S2：将三维CAD模型放置于基板上，通过规划的扫描路径逐层烧结粉末获得零件的实体。
在一些实施例中，步骤S1还包括：对三维CAD模型中与水平面夹角小于预设角度α的悬垂结构面设计支撑随炉试棒，以进行工艺支撑。
在一些实施例中，支撑随炉试棒包括实心试棒和蜂窝结构，实心试棒的两端通过蜂窝结构与悬垂结构面支撑连接。
在一些实施例中，步骤S2还包括：根据三维CAD模型设计随形粉床，利用随形粉床进行逐层烧结粉末。
在一些实施例中，随形粉床与零件的横向间距H为10mm～30mm。
在一些实施例中，还包括：
步骤S3：将零件和基板一同进行热处理。
在一些实施例中，还包括：
步骤S4：利用线切割、激光切割或手工打磨，去除基板和支撑随炉试棒。
在一些实施例中，还包括：
步骤S5：利用喷砂或抛光表面处理工艺清理零件表面的污物和微小毛刺。
在一些实施例中，还包括：
步骤S6：利用三维扫描或三坐标测量方式进行零件的尺寸和变形检测。
在一些实施例中，还包括：
步骤S7：设计校形工装，对零件进行热校形。
在一些实施例中，还包括：
步骤S8：利用喷砂、抛光或磨粒流工艺清理热校形时零件表面产生的污物。
在一些实施例中，还包括：
步骤S9：利用着色渗透、荧光渗透或X射线检测手段检测零件的表面质量和内部质量。
在一些实施例中，还包括位于步骤S3和步骤S4之间和/或步骤S4和步骤S5之间的热等静压步骤。
在一些实施例中，在热等静压步骤中还包括：对带有空心结构的零件，在空心结构中塞装支撑物。
在一些实施例中，零件包括风扇叶片、压气机叶片或涡轮叶片。
本公开的一些实施例提供了一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行实现前述航空发动机部件的增材制造方法。
因此，根据本公开实施例，通过设计至少一根与零件高度相当的圆棒，后续截取多个高度的试棒，可检测不同高度、不同时刻的打印材料性能，更好地掌握整个零件的打印质量情况；通过设计随形粉床，减少粉末耗费，提高粉末利用率；通过设计支撑结构，使得零件顺利成型加工，并且在一定程度上控制部件的变形；通过三维扫描、三坐标检测等手段判断零件成型后的尺寸和变形；通过设计校形工装，对零件进行热校形，减小变形量，使得零件满足设计要求。
附图说明
此处构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。
参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：
图1是本公开航空发动机部件的增材制造方法的流程示意图；
图2是零件为风扇叶片的打印设计示意图；
图3是风扇叶片底部位置处的结构设计示意图；
图4是风扇叶片某一高度位置处的结构设计示意图；
图5是支撑随炉试棒的一些实施例的结构设计示意图；
图6是现有技术中规则形粉床的结构设计示意图；
图7和图8分别是利用本公开方法实施例中两个随形粉床的结构设计示意图；
图9是图8中A-A位置处的剖视图；
图10是带有空心结构的零件的结构设计示意图。
附图标记说明
1、零件；2、基板；3、圆棒；4、纵向随炉试棒；5、横向随炉试棒；6、加工余量；7、风扇叶片底部；8、支撑随炉试棒；9、风扇叶片某一高度位置结构；10、支撑随炉试棒；11、实心试棒；12、蜂窝结构；13、规则形粉床；14、随形粉床；15、随形粉床；16、风扇叶片截面线；17、随形粉床截面线；18、空心结构；19、空心壁板；20、支撑物。
具体实施方式
现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。
本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与其它器件直接连接而具有居间器件。
本公开使用的所有术语与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、装置和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、装置和设备应当被视为说明书的一部分。
结合图1～图4所示，本公开的一些实施例提供了一种航空发动机部件的增材制造方法，包括：
步骤S1：对待制造的零件1进行建模，且设计至少一根与零件1高度相当的圆棒3以作为随炉试棒，获得三维CAD模型；
步骤S2：将三维CAD模型放置于基板2上，通过规划的扫描路径逐层烧结粉末获得零件1的实体。
如图2所示，通过设计至少一根与零件1高度相当的圆棒3，后续截取多个高度的试棒，可检测不同高度、不同时刻的打印材料性能，更好地掌握整个零件的打印质量情况。
对于零件1的某些悬垂结构来说，需要设计支撑结构，在一些实施例中，如图3和图4所示，步骤S1还包括：对三维CAD模型中与水平面夹角小于预设角度α的悬垂结构面设计支撑随炉试棒8和10，以进行工艺支撑。α的值与打印参数和材料相关，一般情况下为45°。
为了便于移除试棒，如图5所示，在一些实施例中，支撑随炉试棒10包括实心试棒11和蜂窝结构12，实心试棒11的两端通过蜂窝结构12与悬垂结构面支撑连接。
对于大型薄壁异形复杂结构，在一些实施例中，步骤S2还包括：根据三维CAD模型设计随形粉床14和15，利用随形粉床14和15进行逐层烧结粉末，减少粉末的耗费。
在一些实施例中，该方法还包括：
步骤S3：将零件1和基板2一同进行热处理，去除内应力，提高工件性能。
步骤S4：利用线切割、激光切割或手工打磨，去除基板2和支撑随炉试棒8和10。
步骤S5：利用喷砂或抛光表面处理工艺清理零件1表面的污物和微小毛刺。
步骤S6：利用三维扫描或三坐标测量方式进行零件1的尺寸和变形检测，对增材制造零件进行量化的尺寸及变形检测，有助于评估产品成型效果。
步骤S7：设计校形工装，对零件1进行热校形，通常需要多次校形以达到设计要求，对直接成型后变形较大的零件校形，减少变形量，使得零件适于工程应用。
步骤S8：利用喷砂、抛光或磨粒流工艺清理热校形时零件表面产生的污物，获得要求的粗糙度。
步骤S9：利用着色渗透、荧光渗透或X射线检测手段检测零件1的表面质量和内部质量。
如图1所示，在一些实施例中，还包括位于步骤S3和步骤S4之间和/或步骤S4和步骤S5之间的热等静压步骤。
在一些实施例中，如图10所示，在热等静压步骤中还包括：对带有空心结构18的零件1，在空心结构18中塞装支撑物20。
该制造方法尤其适用于叶片打印制造，在一些实施例中，零件1包括风扇叶片、压气机叶片或涡轮叶片。下面以零件1为风扇叶片为例来说明其增材制造过程如下：
图2示出了零件1为风扇叶片的打印设计。打印前放置于基板2上。在3D打印前，需要对其进行评估，设计上不可避免的悬空结构增加支撑结构。这里悬垂结构是指与基板2的角度小于预设角度α的部分，α的值与打印参数以及材料等相关，一般情况下为45°。
如图2和图3所示，风扇叶片底部向下拉伸生成加工余量6，用于成型后切除基板2时的加工余量，若直接将叶片放置于基板2，切割时会破坏叶片底部结构。
如图2所示，通常情况下，打印零件1时要同时打印生长方向的纵向随炉试棒4和垂直于生长方向的横向随炉试棒5，以便于测试打印材料性能。由于风扇叶片为大尺寸零件，打印高度较高，打印时间较长，而纵向随炉试棒4和横向随炉试棒5在一定程度上只能代表低叶高、打印时间较短时的材料性能。因此，本公开通过设计至少一根与叶片高度相当的圆棒3，可截取多个高度的试棒，检测不同高度、不同时刻的打印材料性能，更好地掌握整个叶片的打印质量情况。
如图2所示，若风扇叶片类部件外型面曲率较小，则表面一般不添加支撑结构，以防止去支撑时损坏叶片表面质量，直接近净成型。若风扇叶片类部件某些位置曲率较大，使得外型面有部分区域处于悬空状态，可将随炉试棒与支撑结构融合设计，使得试棒起到支撑的作用，如图3～图5所示，风扇叶片底部7和风扇叶片某一高度位置结构9的曲率较大，通过设置支撑随炉试棒8和10，支撑随炉试棒8和10既可以作为支撑，又是随炉试棒。为了易于移除，如图5所示，支撑随炉试棒10包括实心试棒11和蜂窝结构12或者其他轻质结构相结合的结构。
将带加工余量6的风扇叶片以及圆棒3、纵向随炉试棒4和横向随炉试棒5的三维模型放置于基板2上，分层切片后通过规划的扫描路径逐层烧结粉末获得零件实体。
如图6所示，现有的3D打印设备粉床一般设计为呈正方形或长方形的规则形粉床13，要求包裹整个风扇叶片，打印时粉末需填满整个粉床，粉末耗费量大。虽然粉末可以多次利用，但回收后的粉末与新粉相比，性能会有一定差异。如图7和图8所示，本公开通过设计一种随形粉床14，底部由于打印零件较多，空间较大，后面随着叶高逐渐随形变化；另一种随形粉床15底部仍然为规则的正方形或长方形，在打印完纵向随炉试棒4和横向随炉试棒5后，逐渐随叶片形状变化。这样的设计可减少粉末耗费，进一步提高材料利用率，减少粉末的重复利用，保证材料的一致性。
如图9所示，在每一截面上，风扇叶片截面线16不与随形粉床截面线17贴合，而是留有一定的横向间距H，一方面横向间距H里的粉末可以在激光烧结时起到一定的散热作用，另一方面可以利于风扇叶片随基板2移动。在一些实施例中，横向间距H为10mm～30mm
打印完成后，将零件1取出，带基板2以及支撑一同放置于真空热处理炉中，进行热处理；去除基板及添加的支撑、通过表面处理工艺清理零件表面的污物、表面微小毛刺。到这一步，零件形状基本依赖于3D打印成型效果，变形一般较大，不适用于工程应用。因此，本公开引入三维扫描、三坐标检测等手段检测零件尺寸和变形，若变形较大，则引入热校形步骤，使得最后零件满足工程要求。
此外，如图1所示，在热处理后或者去除基板2和支撑后，增加一道热等静压工序，以提高工件韧性和抗疲劳的能力；如图10所示，对带有空心结构18的零件，热等静压时在空心结构18中塞装支撑物20，使空心壁板19在热等静压中不变形。
本公开的一些实施例提供了一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行实现前述航空发动机部件的增材制造方法。
至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。
虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。
Claims (16)
1.一种航空发动机部件的增材制造方法，包括：
步骤S1：对待制造的零件(1)进行建模，且设计至少一根与所述零件(1)高度相当的圆棒(3)以作为随炉试棒，获得三维CAD模型；
步骤S2：将三维CAD模型放置于基板(2)上，通过规划的扫描路径逐层烧结粉末获得所述零件(1)的实体。
2.根据权利要求1所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，所述步骤S1还包括：对三维CAD模型中与水平面夹角小于预设角度α的悬垂结构面设计支撑随炉试棒(8，10)，以进行工艺支撑。
3.根据权利要求2所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，所述支撑随炉试棒(10)包括实心试棒(11)和蜂窝结构(12)，所述实心试棒(11)的两端通过所述蜂窝结构(12)与所述悬垂结构面支撑连接。
4.根据权利要求2所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，所述步骤S2还包括：根据三维CAD模型设计随形粉床(14，15)，利用所述随形粉床(14，15)进行逐层烧结粉末。
5.根据权利要求4所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，所述随形粉床(14，15)与所述零件(1)的横向间距H为10mm～30mm。
6.根据权利要求1所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S3：将所述零件(1)和所述基板(2)一同进行热处理。
7.根据权利要求6所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S4：利用线切割、激光切割或手工打磨，去除所述基板(2)和支撑随炉试棒(8，10)。
8.根据权利要求7所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S5：利用喷砂或抛光表面处理工艺清理所述零件(1)表面的污物和微小毛刺。
9.根据权利要求8所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S6：利用三维扫描或三坐标测量方式进行所述零件(1)的尺寸和变形检测。
10.根据权利要求9所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S7：设计校形工装，对所述零件(1)进行热校形。
11.根据权利要求10所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S8：利用喷砂、抛光或磨粒流工艺清理热校形时零件表面产生的污物。
12.根据权利要求11所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括：
步骤S9：利用着色渗透、荧光渗透或X射线检测手段检测所述零件(1)的表面质量和内部质量。
13.根据权利要求12所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，还包括位于所述步骤S3和所述步骤S4之间和/或所述步骤S4和所述步骤S5之间的热等静压步骤。
14.根据权利要求13所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，在所述热等静压步骤中还包括：对带有空心结构(18)的零件(1)，在所述空心结构(18)中塞装支撑物(20)。
15.根据权利要求1所述的航空发动机部件的增材制造方法，其中，所述零件(1)包括风扇叶片、压气机叶片或涡轮叶片。
16.一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行实现权利要求1～15任一所述的航空发动机部件的增材制造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011052723.8A CN114309642B (zh) | 2020-09-29 | 2020-09-29 | 航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011052723.8A CN114309642B (zh) | 2020-09-29 | 2020-09-29 | 航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114309642A true CN114309642A (zh) | 2022-04-12 |
| CN114309642B CN114309642B (zh) | 2024-01-12 |
Family
ID=81011928
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202011052723.8A Active CN114309642B (zh) | 2020-09-29 | 2020-09-29 | 航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114309642B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114905278A (zh) * | 2022-05-23 | 2022-08-16 | 岳阳珞佳智能科技有限公司 | 金属增材制造打印件智能去支撑结构的装置以及方法 |
| CN116037925A (zh) * | 2022-12-22 | 2023-05-02 | 歌尔股份有限公司 | 开口件的制造方法 |
Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104626583A (zh) * | 2015-01-22 | 2015-05-20 | 合肥阿巴赛信息科技有限公司 | 一种三维打印支撑的生成系统及生成方法 |
| CN105269824A (zh) * | 2015-10-27 | 2016-01-27 | 上海航天精密机械研究所 | 航空发动机叶片x射线检测装置的快速成形方法 |
| CN106457394A (zh) * | 2014-04-11 | 2017-02-22 | 史密夫和内修有限公司 | Dmls矫形髓内装置及制造方法 |
| WO2018076876A1 (zh) * | 2016-10-25 | 2018-05-03 | 天津清研智束科技有限公司 | 实时检测粉床表面变形的增材制造方法及增材制造装置 |
| WO2018091000A1 (zh) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | 华中科技大学 | 一种适用于零件与模具的复合增材制造方法 |
| US20180200960A1 (en) * | 2017-01-15 | 2018-07-19 | Hexcel Corporation | Method for Analytically Determining Laser Power for Laser Sintering |
| CN108312547A (zh) * | 2018-01-30 | 2018-07-24 | 清华大学 | 在增材制造过程中实时监控零件形状的方法 |
| CN108480634A (zh) * | 2018-04-28 | 2018-09-04 | 上海第机床厂有限公司 | 零件深孔内壁激光3d打印金属成型温控系统 |
| CN108907190A (zh) * | 2018-07-25 | 2018-11-30 | 沈阳精合数控科技开发有限公司 | 一种碗形薄壁零件的3d打印增材制造方法 |
| WO2018233866A1 (de) * | 2017-06-20 | 2018-12-27 | Amsis Gmbh | Verfahren zur additiven fertigung von mindestens einem bauteil, stützstruktur oder element einer stützstruktur, bauteil mit derselben/demselben und anlage zur durchführung eines derartigen verfahrens |
| CN109532009A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-03-29 | 北京康普锡威科技有限公司 | 铺粉装置、粉末供给装置、3d打印设备以及方法 |
| CN110465658A (zh) * | 2018-05-10 | 2019-11-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 提高激光选区熔化成形复杂结构零件尺寸精度的方法 |
| CN110666170A (zh) * | 2019-10-28 | 2020-01-10 | 成都先进金属材料产业技术研究院有限公司 | 用于复杂零件slm成型的支撑结构设计方法 |
| CN110874503A (zh) * | 2019-11-22 | 2020-03-10 | 中国航发控制系统研究所 | 面向航空发动机控制系统产品的快速研制方法 |
| US20200130267A1 (en) * | 2018-12-29 | 2020-04-30 | Huazhong University Of Science And Technology | Method for controlling deformation and precision of parts in parallel during additive manufacturing process |
| US20200189000A1 (en) * | 2018-12-18 | 2020-06-18 | Molyworks Materials Corp. | Method For Manufacturing Metal Components Using Recycled Feedstock And Additive Manufacturing |
| CN211325893U (zh) * | 2019-07-18 | 2020-08-25 | 河北大洲智造科技有限公司 | 一种多孔钽支撑棒 |
-
2020
- 2020-09-29 CN CN202011052723.8A patent/CN114309642B/zh active Active
Patent Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106457394A (zh) * | 2014-04-11 | 2017-02-22 | 史密夫和内修有限公司 | Dmls矫形髓内装置及制造方法 |
| CN104626583A (zh) * | 2015-01-22 | 2015-05-20 | 合肥阿巴赛信息科技有限公司 | 一种三维打印支撑的生成系统及生成方法 |
| CN105269824A (zh) * | 2015-10-27 | 2016-01-27 | 上海航天精密机械研究所 | 航空发动机叶片x射线检测装置的快速成形方法 |
| WO2018076876A1 (zh) * | 2016-10-25 | 2018-05-03 | 天津清研智束科技有限公司 | 实时检测粉床表面变形的增材制造方法及增材制造装置 |
| WO2018091000A1 (zh) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | 华中科技大学 | 一种适用于零件与模具的复合增材制造方法 |
| US20180200960A1 (en) * | 2017-01-15 | 2018-07-19 | Hexcel Corporation | Method for Analytically Determining Laser Power for Laser Sintering |
| WO2018233866A1 (de) * | 2017-06-20 | 2018-12-27 | Amsis Gmbh | Verfahren zur additiven fertigung von mindestens einem bauteil, stützstruktur oder element einer stützstruktur, bauteil mit derselben/demselben und anlage zur durchführung eines derartigen verfahrens |
| CN108312547A (zh) * | 2018-01-30 | 2018-07-24 | 清华大学 | 在增材制造过程中实时监控零件形状的方法 |
| CN108480634A (zh) * | 2018-04-28 | 2018-09-04 | 上海第机床厂有限公司 | 零件深孔内壁激光3d打印金属成型温控系统 |
| CN110465658A (zh) * | 2018-05-10 | 2019-11-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 提高激光选区熔化成形复杂结构零件尺寸精度的方法 |
| CN108907190A (zh) * | 2018-07-25 | 2018-11-30 | 沈阳精合数控科技开发有限公司 | 一种碗形薄壁零件的3d打印增材制造方法 |
| US20200189000A1 (en) * | 2018-12-18 | 2020-06-18 | Molyworks Materials Corp. | Method For Manufacturing Metal Components Using Recycled Feedstock And Additive Manufacturing |
| CN109532009A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-03-29 | 北京康普锡威科技有限公司 | 铺粉装置、粉末供给装置、3d打印设备以及方法 |
| US20200130267A1 (en) * | 2018-12-29 | 2020-04-30 | Huazhong University Of Science And Technology | Method for controlling deformation and precision of parts in parallel during additive manufacturing process |
| CN211325893U (zh) * | 2019-07-18 | 2020-08-25 | 河北大洲智造科技有限公司 | 一种多孔钽支撑棒 |
| CN110666170A (zh) * | 2019-10-28 | 2020-01-10 | 成都先进金属材料产业技术研究院有限公司 | 用于复杂零件slm成型的支撑结构设计方法 |
| CN110874503A (zh) * | 2019-11-22 | 2020-03-10 | 中国航发控制系统研究所 | 面向航空发动机控制系统产品的快速研制方法 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114905278A (zh) * | 2022-05-23 | 2022-08-16 | 岳阳珞佳智能科技有限公司 | 金属增材制造打印件智能去支撑结构的装置以及方法 |
| CN116037925A (zh) * | 2022-12-22 | 2023-05-02 | 歌尔股份有限公司 | 开口件的制造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114309642B (zh) | 2024-01-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11731218B2 (en) | Repair of dual walled metallic components using braze material | |
| CN110666170B (zh) | 用于复杂零件slm成型的支撑结构设计方法 | |
| US9174312B2 (en) | Methods for the repair of gas turbine engine components using additive manufacturing techniques | |
| CN114309642A (zh) | 航空发动机部件的增材制造方法和可读存储介质 | |
| US20150321250A1 (en) | Method for forming a directionally solidified replacement body for a component using additive manufacturing | |
| CN109477580B (zh) | 流量阻尼器及其制造方法 | |
| EP2465623A1 (en) | Adaptive production method for mould | |
| Sinha et al. | A review on the processing of aero-turbine blade using 3D print techniques | |
| Rokicki et al. | The assessment of geometric accuracy of aircraft engine blades with the use of an optical coordinate scanner | |
| Long et al. | Numerical simulation of thermal behavior during laser metal deposition shaping | |
| Vaezi et al. | Gas turbine blade manufacturing by use of epoxy resin tooling and silicone rubber molding techniques | |
| Yasa et al. | Benchmarking of different powder-bed metal fusion processes for machine selection in additive manufacturing | |
| EP3085472A1 (en) | Manufacture of metal core by using rapid prototyping method and method for manufacturing precision parts through hot isostatic pressing using same, and turbine blisk for driving liquid rocket turbo pump using same | |
| CA3017810A1 (en) | Method for determining the orientation of a part to be additively manufactured, and computer-readable medium | |
| Jijotiya et al. | A survey of performance based advanced rapid prototyping techniques | |
| Alzyod et al. | Finite Element Modeling of Additive Manufacturing in Case of Metal Parts | |
| US20180297232A1 (en) | Turbine blade manufacturing method | |
| JP2017140650A (ja) | 格子構造物を使用して内部通路を有する部品を形成するための方法及びアセンブリ | |
| Jasik et al. | Sarzy nski | |
| Lee et al. | A layer-based mesh generator and scheme for 3d printing simulation | |
| Balyakin et al. | Application of additive technologies for manufacturing turbine stator parts in aircraft engines | |
| Niebling et al. | Analyzing the DMLS Process by a Macroscopic FE-Model | |
| Pradyumna et al. | Ceramic cores for turbine blades: a tooling perspective | |
| Abdillah et al. | Three dimensional stereolithography printer application for casting pattern development | |
| Warren et al. | Shrinkage prediction using machine learning for additively manufactured ceramic and metallic components for gas turbine applications |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |