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

本发明专利技术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。

An integral manufacturing method for the pin pin type sandwich shell of space engine

【技术实现步骤摘要】
一种航天发动机针栓式头部夹层壳体的整体制造方法
本专利技术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。
技术介绍
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，导致金属壳体失本文档来自技高网...

【技术保护点】
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：/n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；/n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；/n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...

【技术特征摘要】
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30～4...

【专利技术属性】
技术研发人员：李护林，杨欢庆，彭东剑，王琳，白静，雷玥，
申请(专利权)人：西安航天发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61