一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法及产品

文档序号：1439478 发布日期：2020-03-24 浏览：8次 >En<

阅读说明：本技术 一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法及产品 (Method for forming empennage to carry engine shell by adopting scandium-aluminum alloy and product ) 是由文世峰陈柯宇周燕史玉升陈道兵洪青锋李霏王楠于 2019-12-19 设计创作，主要内容包括：本发明属于3D打印领域,并公开了一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法及产品。该方法包括下列步骤：(a)选取铝合金粉末和金属钪作为原料,将二者球磨混合,以此获得混合粉末；(b)构建待成形尾翼搭载发动机壳体的三维模型,将所述混合粉末采用选择性激光熔化成形方法按照所述三维模型进行成形,以此获得尾翼搭载发动机壳体；(c)对所述尾翼搭载发动机壳体进行热处理和后处理,以此获得所需的产品。同时本发明还公开了上述方法获得的产品。通过本发明,提高尾翼搭载发动机壳体的机械强度,避免焊缝的服役失效,安全高效。(The invention belongs to the field of 3D printing, and discloses a method and a product for carrying an engine shell by adopting a scandium-aluminum alloy forming empennage. The method comprises the following steps: (a) selecting aluminum alloy powder and metal scandium as raw materials, and ball-milling and mixing the aluminum alloy powder and the metal scandium to obtain mixed powder; (b) constructing a three-dimensional model of the empennage-mounted engine shell to be formed, and forming the mixed powder according to the three-dimensional model by adopting a selective laser melting forming method so as to obtain the empennage-mounted engine shell; (c) and carrying out heat treatment and aftertreatment on the tail-mounted engine shell so as to obtain a required product. Meanwhile, the invention also discloses a product obtained by the method. By the aid of the method, mechanical strength of the tail carrying engine shell is improved, service failure of welding seams is avoided, and safety and high efficiency are achieved.)

技术领域

本发明属于3D打印领域，更具体地，涉及一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法及产品。

背景技术

随着对战术导弹高机动性能要求的提高，导弹在大气层中的飞行速度进一步增加，使得固体火箭发动机这一战术导弹的动力装置具有高质量比、高气动加热、高过载等特点。壳体作为发动机的重要组成部分，既是推进剂贮箱又是推进剂化学反应场所，又是弹体的一部分，为弹体其他部件(如电缆罩、翼等)提供支撑。当发动机工作时，壳体作为薄壁件，不仅承受高达10MPa左右的内压，还需承受来自全弹的外载荷，如轴压、弯矩、剪力等。因此，轻质、薄壁壳体承载着内压与外载荷的联合作用。而某型战术导弹因弹体气动结构的要求，尾翼由弹体舱段移至发动机壳体外表面，较大的气动载荷联合发动机自身高内压，导致壳体承载状况急剧恶劣。传统的钛钢合金材料已经无法满足尾翼搭载发动机壳体的服役环境对壳体材料轻质高强的要求，因而急需开发新的高强度铝合金材料。

钪是一种很活泼的金属，溶点为1539℃，沸点为2832℃，密度为2.995g/cm³。钪在铝合金中与铝形成弥散的高度稳定的Al3Sc金属间相，Al3Sc质点的晶体结构和晶格常数与铝相似，在铝合金内起沉淀强化剂、晶粒细化剂与再结晶抑制剂的作用。研究表明，合金中添加的Sc含量为0.1％～0.5％，在室温到300℃范围内，合金的室温拉伸强度、高温耐热性能及晶界腐蚀性能都得到了改善。另外，我国拥有非常丰富的钪资源，对钪的研究和生产已经有了一定的基础，含钪铝合金在高新尖端领域如航空航天、船舶、火箭导弹等的应用有十分广阔的前景。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法及产品，在尾翼搭载发动机壳体中选择加入金属钪元素，使得获得的产品结构机械性能增强，同时，通过采用3D打印一体化成形尾翼搭载发动机壳体，有效避免焊缝的服役失效，安全高效，且可根据服役环境更改尾翼和发动机壳体的结合方式与内在结构，灵活性高。

为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种采用钪铝合金成型尾翼搭载发动机壳体的方法，该方法包括下列步骤：

(a)选取铝合金粉末和金属钪作为原料，将二者球磨混合，以此获得混合粉末；

(b)构建待成形尾翼搭载发动机壳体的三维模型，将所述混合粉末采用选择性激光熔化成形方法按照所述三维模型进行成形，以此获得尾翼搭载发动机壳体；

(c)对所述尾翼搭载发动机壳体进行热处理和后处理，以此获得所需的产品。

进一步优选地，在步骤(a)中，所述铝合金粉末采用工业上常见的A6061、702A和YL102中的一种或多种，该铝合金粉末的粒径为20μm～60μm；所述混合粉末中钪的质量分数为0.05％～0.5％。

进一步优选地，在步骤(a)中，所述球磨的转速为200r/min～300r/min，时间为5.5h～6.5h。

进一步优选地，在步骤(b)中，所述选择性激光熔化成形中，激光功率为200W～300W，扫描速度为750mm/s～1350mm/s，层厚为30μm～40μm，扫描间距为70μm～110μm。

进一步优选地，在步骤(c)中，所述热处理包括先在温度为400℃～450℃下保温5h～6h时间，然后在温度为80℃～100℃下进行淬火，时间为50h～55h。

进一步优选地，在步骤(c)中，所述后处理为喷丸抛光，抛光时间为5min～10min。

按照本发明的另一方面，提供了一种上述所述的方法获得的产品。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

1、本发明中通过采用在原料中添加金属钪，然后采用3D打印的方式成形尾翼搭载发动机壳体，钪在铝合金中与铝形成弥散的高度稳定的Al₃Sc金属间相，Al₃Sc质点的晶体结构和晶格常数与铝相似，在铝合金内起沉淀强化剂、晶粒细化剂与再结晶抑制剂，以此使得获得的该产品，拉伸强度、高温耐热性能及晶界腐蚀性能得到明显的改善；

2、本发明通过采用选择性激光成型的方法一体化成形尾翼搭载发动机壳体，成功满足了尾翼搭载发动机壳体的服役环境对材料轻质高强性能的要求，一体化直接成形，省去了尾翼焊接与壳体的过程，流程简单，易于实施，灵活性较好，安全可靠。

附图说明

图1是按照本发明的优选实施例所构建的制备方法的流程图；

图2是按照发明的优选实施例所构建的制备的尾翼搭载发动机壳体的立体结构示意图；

图3是按照发明的优选实施例所构建的制备的尾翼搭载发动机壳体的俯视结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

请参阅图1、图2和图3所示，本发明提供的适用于含钪铝合金尾翼搭载发动机壳体的3D打印加工方法，该加工方法主要包括以下步骤：

步骤一，选取铝合金粉末与金属钪机械球磨混合，形成混合粉末。铝合金粉末采用工业上常见的A6061、702A和YL102中的一种或多种，粉末粒径：20～60μm；钪元素的质量分数为0.05％～0.5％。铝合金粉末和钪元素单质采用机械球磨法混合均匀，球磨时间为：5.5～6.5h，转速为：200～300r/min。适用于SLM成形的金属粉末粒径范围为：20～100μm，考虑到与钪元素的混合效果和激光光斑对粉末粒径的要求，选取的铝合金粉末粒径不宜太大，因此，选定为20～60μm；复合材料第二相掺杂要求掺杂相的掺杂量不宜过高，否则会导致第二相团聚，混合效果不理想，结合铝合金第二相强化的相关参考文献，选定较为理想的添加含量为质量分数：0.05％～0.5％；同样地，球磨混分时间过短，混合效果不好，导致成形试样机械性能较差，球磨时间过长，粉末容易发生氧化改性，同时对粉体本身也会有损伤，结合混合铝合金粉末的实际经验，将混粉时间选定为5.5～6.5h。

步骤二，采用采用SLM打印成形含钪铝合金尾翼搭载发动机零件。SLM工艺参数为：激光功率为200W～300W，扫描速度为750mm/s～1350mm/s，层厚为30μm～40μm，扫描间距为70～110μm。进一步地，成形基板预热温度为200℃，成形腔内通入氩气作为保护气。激光功率和扫描速度作为能量输入源，合理的功率和速度组合能保证金属粉末完全熔化，考虑到SLM成形铝合金粉末时，铝合金粉末熔点较高，激光反射率大，能量吸收率低的特点，应选择激光能量密度偏大(即激光功率大，扫描速度低)的组合，结合实际现场经验和大量的相关参考文献，将激光功率选定为200W～300W，扫描速度选定为750mm/s～1350mm/s；SLM成形时层厚选择通常由金属粉末的粉末粒径平均值决定，在前面有提到，粉末粒径的分布范围为20～60μm，那么粉末粒径的平均值也就在35μm左右，粉末层厚略大于此值即可，故选定为30μm～40μm；同时，扫描间距的确定需要保证铝合金每条熔化道的搭接率合理，结合相关经验，容易确定为70～110μm。

步骤三，对获得的零件进行热处理和后处理。热处理过程为将成形后的零件在400～450℃条件下下保温5～6h，然后淬火，淬火后在80～100℃下保温50～55h。后处理过程为喷丸抛光，抛光时间为5～10min。保温温度要在转变温度以上，结合铝合金的临界转变温度，将加热保温温度确定为400～450℃；保温时间选取为5～6h以确保工件热透或保证组织转变基本完成；淬火温度选取80～100℃，以大于临界冷却速度的速度急速冷却，以获得想要的组织，达到预期的内部组织与硬度；保温时间选择足够长的50～55h，方能使组织转变充分发生；铝合金试样材质较软，喷丸时间不宜太久，故选取为5～10min。

以下以几个具体实施例来对本发明进行进一步的详细说明：

实施例1