[发明专利]一种快速近净成形发动机燃烧室的复合制造方法

说明书

本发明公开了一种快速近净成形发动机燃烧室的复合制造方法，制造工艺步骤如下：(1)整体结构分割：使用三维造型软件将燃烧室模型分割为燃烧室主体和出口法兰两个部分；(2)主体加工：选区激光熔化成形燃烧室主体；(3)出口法兰加工：数控加工成形出口法兰；(4)主体与法兰连接：采用氩弧焊或激光焊方式连接燃烧室主体与出口法兰；(5)机加工：对两端法兰安装面进行机加工。本发明提出一种增、减材复合制造工艺方法，将选区激光熔化、数控加工和焊接组合应用到发动机燃烧室的生产制造中，既充分发挥了选区激光熔化成形在复杂异形构件的制造优势，也体现了传统机加工对简单法兰及结构制造周期短的特点。

技术领域

本发明涉及一种快速近净成形航天发动机燃烧室的复合制造方法，具体涉及的是选区激光熔化技术、数控加工与分体焊接技术的组合应用，属于增材制造领域。

背景技术

航天发动机燃烧室涉及环形内腔、喷注器和异性结构等复杂结构，一般地，其加工制造涉及铸造、数控加工、电火花打孔和焊接等多道工序，材料利用率低，因而生产成本居高不下；此外，航天发动机工作环境温度高，一般选用耐高温、抗腐蚀的合金进行生产，而此类金属具有难变形、难加工的特殊性质，采用上述传统工艺进行生产制造，风险大、难度高，制造周期难以保证。选区激光熔化技术具有高柔性、短周期、复杂结构一体成形的能力，高度契合具有内流道、异形曲面等复杂结构的航天发动机燃烧室的生产制造，然而，这种优势仍然受到诸如选区激光熔化设备成形尺寸、稳定性等客观因素困扰，使得选区激光熔化成形发动机燃烧室的实际应用受到限制；目前主流的金属选区激光熔化设备成形尺寸为600㎜×600㎜×600㎜或者650㎜×650㎜×800㎜，即使设备成形室尺寸可以满足零件空间要求，但零件的打印风险随着零件尺寸几何增长，一旦打印中途出现质量问题，其造成的时间和经济损失将难以承受。

作为航天器的核心组成部件，保持发动机技术的领先具有重要的战略意义，换言之，任何能显著缩短航天发动机“设计-制造-试验验证”周期以及提高可靠性的技术方案，都将极大地推动航天发动机技术的发展革新。因此，亟需寻求一种新的复合制造工艺，既满足发动机燃烧室复杂结构一体精确成形需求，也能保证发动机燃烧室整体制造的低成本、短周期和可行性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种快速近净成形发动机燃烧室的复合制造方法，主要是解决一些大尺寸发动机燃烧室制造的难题，如在制造尺寸为600㎜×600㎜×900㎜或更大尺寸的发动机燃烧室时，通过现有技术就难以制造，或制造成本较高、周期较长。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

(1)使用三维造型软件处理燃烧室模型，将燃烧室分割成燃烧室主体和出口法兰两个部分；

(2)采用选区激光熔化技术成形燃烧室主体，保证燃烧室主体复杂结构成形精度，

(3)采用数控加工成形出口法兰；

(4)采用氩弧焊或激光焊将燃烧室主体与出口法兰焊接为一体，得到完整的发动机燃烧室。

(5)对燃烧室进口和出口法兰的装配面采用数控机床进行精加工。

制造发动机燃烧室的材料选取具有焊接可行性的高温合金和不锈钢，如GH3625、GH3536、321L和1Cr18Ni9Ti等。

步骤(1)中，使用三维造型软件将超出选区激光熔化设备成形尺寸的燃烧室分割为两段，第一段为燃烧室主体，包含环形内腔和汇流槽等复杂结构，并且其高度不超过选区激光熔化设备成形高度极限；第二段为出口法兰，包含出口法兰和部分燃烧室腔体。燃烧室主体与出口法兰连接处需预留60～90°的焊接坡口，燃烧室主体和出口法兰需分别设置导向凸台与导向凹槽。

步骤(2)中，采用选区激光熔化技术一体化近净成形燃烧室主体，保证环形内腔和汇流槽的尺寸精度满足设计要求。