RU2752359C1 - Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method - Google Patents
Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2752359C1 RU2752359C1 RU2020133709A RU2020133709A RU2752359C1 RU 2752359 C1 RU2752359 C1 RU 2752359C1 RU 2020133709 A RU2020133709 A RU 2020133709A RU 2020133709 A RU2020133709 A RU 2020133709A RU 2752359 C1 RU2752359 C1 RU 2752359C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- workpiece
- blank
- temperature
- hours
- ceramic
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 239000000654 additive Substances 0.000 title claims abstract description 5
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 23
- 230000008018 melting Effects 0.000 claims abstract description 15
- 238000002844 melting Methods 0.000 claims abstract description 15
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 14
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000007598 dipping method Methods 0.000 claims abstract description 8
- 229910021529 ammonia Inorganic materials 0.000 claims abstract description 7
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 4
- 230000003746 surface roughness Effects 0.000 claims abstract description 4
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 8
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 8
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 abstract description 6
- 239000000956 alloy Substances 0.000 abstract description 6
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 abstract description 4
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract description 3
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 26
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 9
- 239000012188 paraffin wax Substances 0.000 description 9
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N Ammonia Chemical compound N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- BOTDANWDWHJENH-UHFFFAOYSA-N Tetraethyl orthosilicate Chemical compound CCO[Si](OCC)(OCC)OCC BOTDANWDWHJENH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000005275 alloying Methods 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 2
- 238000001354 calcination Methods 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000001035 drying Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 2
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 2
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 2
- 230000007062 hydrolysis Effects 0.000 description 2
- 238000006460 hydrolysis reaction Methods 0.000 description 2
- 238000007654 immersion Methods 0.000 description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 2
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 2
- 239000002002 slurry Substances 0.000 description 2
- 238000007711 solidification Methods 0.000 description 2
- 230000008023 solidification Effects 0.000 description 2
- 208000015943 Coeliac disease Diseases 0.000 description 1
- 229910000640 Fe alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- CWYNVVGOOAEACU-UHFFFAOYSA-N Fe2+ Chemical compound [Fe+2] CWYNVVGOOAEACU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 1
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 150000001247 metal acetylides Chemical class 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000012778 molding material Substances 0.000 description 1
- 150000004767 nitrides Chemical class 0.000 description 1
- 229910021652 non-ferrous alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 1
- 239000001993 wax Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
-
- 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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Способ относится к машиностроению и двигателестроению и может быть использован для изготовления деталей сложной пространственной формы из труднообрабатываемых металлов и сплавов. Способ может использоваться, например, для изготовления крыльчаток, применяемых в газотурбинных двигателях.The method relates to mechanical engineering and engine building and can be used to manufacture parts of complex spatial shape from difficult-to-machine metals and alloys. The method can be used, for example, for the manufacture of impellers used in gas turbine engines.
Известны методы изготовления деталей сложных форм с помощью литейных технологий. В настоящее время существует множество способов литья металлов, позволяющих получать заготовки разной формы, размеров, точности и выполняемых из различных материалов. Known methods of manufacturing parts of complex shapes using casting technologies. Currently, there are many methods of casting metals that allow you to get workpieces of different shapes, sizes, accuracy and made from different materials.
Существующие методы получения указанных выше деталей сложной пространственной формы, - например, крыльчаток газотурбинных двигателей, - имеют ряд недостатков, в первую очередь включающих в себя высокую стоимость и сложность механической обработки поверхности лопаток, также недостатками этих способов является относительно высокая стоимость формовочных материалов и сложность модельной оснастки.The existing methods of obtaining the above-mentioned parts of a complex spatial shape, for example, impellers of gas turbine engines, have a number of disadvantages, primarily including the high cost and complexity of machining the surface of the blades, and the disadvantages of these methods are the relatively high cost of molding materials and the complexity of the model. snap.
Известен метод литья, описанный в заявке на изобретение №94028834, опубл. 27.06.1996, в которой при изготовлении форм в качестве наполнителя огнеупорной суспензии также используется алюминиевый порошок в количестве 7% к весу наполнителя, формы изготавливаются с точностью, обеспечивающей получение отливок без механической обработки. Недостатками этих методов является сложность изготовления данной формы и относительная дороговизна используемых материалов. The known casting method is described in the application for invention No. 94028834, publ. 06/27/1996, in which, in the manufacture of molds, aluminum powder is also used as a filler for a refractory suspension in an amount of 7% by weight of the filler, the molds are made with precision, ensuring the production of castings without mechanical processing. The disadvantages of these methods are the complexity of the manufacture of this form and the relative high cost of the materials used.
Также известен способ изготовления лопатки турбины из сплава на основе титана, включающий образование защитного слоя, расположенного в зоне вершины пера лопатки, охватывающего его входную кромку и обладающего большей, чем материал пера, эрозионной стойкостью, путем обработки пера источником энергии, причем защитный слой получают путем легирования переплавкой сплава на основе титана, легирование осуществляют в атмосфере газа, образующего со сплавом бориды, карбиды и/или нитриды, а толщина защитного слоя 0,1…0,7 мм (Пат. РФ №2033526, опубл.20.04.1995).Also known is a method of manufacturing a turbine blade from a titanium-based alloy, including the formation of a protective layer located in the zone of the tip of the blade airfoil, covering its leading edge and having a greater erosion resistance than the feather material, by processing the feather with an energy source, and the protective layer is obtained by alloying by remelting a titanium-based alloy, alloying is carried out in a gas atmosphere that forms borides, carbides and / or nitrides with the alloy, and the thickness of the protective layer is 0.1 ... 0.7 mm (Patent RF No. 2033526, publ. 20.04.1995).
Недостатком этого способа является большая трудоемкость, а главное трудность в написании управляющей программы для направления движения лазера вдоль обрабатываемой кромки.The disadvantage of this method is the great complexity, and most importantly, the difficulty in writing a control program for guiding the laser along the processed edge.
Техническая задача изобретения - обеспечение точности и качества получаемых деталей сложной пространственной формы из жаропрочных материалов, используемых в газотурбинных двигателях при снижении трудоемкости изготовления. The technical objective of the invention is to ensure the accuracy and quality of the resulting parts of complex spatial shape from heat-resistant materials used in gas turbine engines while reducing the complexity of manufacturing.
Технический результат достигается за счет того, что способ изготовления деталей сложной формы гибридным литейно-аддитивным методом, согласно изобретения, включает селективную лазерную наплавку с помощью жаропрочных никелевых порошков, характеризуется тем, что первоначально задают линейные размеры заготовки детали с припуском на величину ее термической деформации, затем по заданным размерам изготавливают заготовку детали селективной порошковой лазерной наплавкой с помощью управляющей программы, получают оболочковую заготовку с неспеченным порошком внутри, которую покрывают слоем газифицируемого материала путем окунания в ванну с толщиной покрытия, превышающей величину термической деформации, заготовку с покрытием после остывания обрабатывают на высокоточном станке с числовым программным управлением до размеров и требуемой шероховатости поверхности готовой детали, полученную заготовку покрывают жаропрочной керамической суспензией толщиной 6-8 мм путем окунания 8-9 раз в ванну, слой суспензии сушат воздушно-аммиачным способом при температуре 20-25°С и влажности 60-70%, затем заготовку с керамическим покрытием прокаливают при температуре 950-1000°С не менее 4 ч, после чего заготовку в керамической форме помещают в индукционный плавильный комплекс, производят переплав неспеченного порошка при температуре 1200-1440°С не менее 4 часов, получают деталь с заданными размерами, которую охлаждают на воздухе в течение 3-4 часов. После чего керамическое покрытие удаляется. The technical result is achieved due to the fact that the method for manufacturing parts of complex shapes by the hybrid casting-additive method, according to the invention, includes selective laser surfacing using heat-resistant nickel powders, characterized by the fact that initially the linear dimensions of the workpiece are set with an allowance for the amount of its thermal deformation, Then, according to the specified dimensions, a blank of a part is made by selective powder laser surfacing using a control program, a shell blank with unsintered powder inside is obtained, which is coated with a layer of gasified material by dipping into a bath with a coating thickness exceeding the thermal deformation value, the coated blank after cooling is processed at a high-precision machine with numerical control to the size and required surface roughness of the finished part, the resulting workpiece is coated with a heat-resistant ceramic suspension 6-8 mm thick by dipping 8-9 times into a bath, a layer of sus the pensions are dried by the air-ammonia method at a temperature of 20-25 ° C and a humidity of 60-70%, then the workpiece with a ceramic coating is calcined at a temperature of 950-1000 ° C for at least 4 hours, after which the workpiece in a ceramic mold is placed in an induction melting complex, the unsintered powder is remelted at a temperature of 1200-1440 ° C for at least 4 hours, a part with specified dimensions is obtained, which is cooled in air for 3-4 hours. Then the ceramic coating is removed.
Изобретение поясняется следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:
На фиг. 1, вид А, В - изображена промышленная установка для аддитивного производства металлических изделий методом выборочного лазерного сплавления, SLM 500 HL. FIG. 1, view A, B - shows an industrial installation for the additive production of metal products by selective laser fusion, SLM 500 HL.
На фиг. 2 изображена заготовка детали 1 со слоем газифицируемого материала (парафин) 2, полученная с помощью операции селективного лазерного сплавления. FIG. 2 shows a workpiece blank 1 with a layer of gasified material (paraffin) 2, obtained using a selective laser fusion operation.
На фиг. 3 изображена заготовка детали 1 со схематически указанным слоем парафина 2 и керамической суспензии 3. FIG. 3 shows a blank of
Способ осуществляют следующим образом.The method is carried out as follows.
Для осуществления изобретения изготавливают профиль детали - крыльчатка (фиг.1,2,3), например, из жаропрочного никелевого порошка с применением технологий SLM (Selective Laser Melting - Селективное лазерное сплавление) - моделирования при помощи послойного наплавления детали из металлического порошка. To implement the invention, a part profile is made - an impeller (Figs. 1, 2, 3), for example, from a heat-resistant nickel powder using SLM technologies (Selective Laser Melting) - modeling by layer-by-layer deposition of a part from a metal powder.
Получение профиля крыльчатки осуществляют на установке селективного плавления SLM 500HL (Фиг.1), которая обладает камерой большого размера, позволяющей создавать крупногабаритные модели размером 500х280х325мм. Плавка осуществляется двумя лазерами мощностью 400Вт или 1000Вт каждый, минимальная толщина наносимого слоя составляет 20мкм. В качестве расходных материалов используются порошки из титана, алюминия, стали и других металлов и сплавов. Принтер оснащен контрольным модулем с Ethernet интерфейсом для подключения к локальной сети. На виде А - общий вид установки с изготавливаемой деталью, на виде В - показано укрупненное изображение рабочего стола установки с лазерной головкой и деталью (крыльчатка). Управление направлением луча лазера, определение его профиля, а также определение необходимого количества слоев, согласно рабочих параметров используемой машины, происходит при помощи встроенного модуля поддержки генератора SG +. Управляющая программа пишется в среде программного обеспечения SLM®Build Processor, который специально предназначен для взаимодействия с машинами SLM Solutions. Obtaining the profile of the impeller is carried out on a selective melting unit SLM 500HL (Fig. 1), which has a large chamber that allows you to create large-sized models with dimensions of 500x280x325mm. Melting is carried out with two lasers with a power of 400W or 1000W each, the minimum thickness of the applied layer is 20 microns. Powders from titanium, aluminum, steel and other metals and alloys are used as consumables. The printer is equipped with a control module with Ethernet interface for connecting to a local network. View A is a general view of the unit with the part being manufactured; View B shows an enlarged image of the working table of the unit with a laser head and a part (impeller). The control of the direction of the laser beam, the determination of its profile, as well as the determination of the required number of layers, according to the operating parameters of the machine used, is carried out using the built-in SG + generator support module. The control program is written in the SLM®Build Processor software environment, which is specifically designed to interact with SLM Solutions machines.
Процесс получения профиля оболочковой заготовки крыльчатки заключается в последовательном послойном расплавлении жаропрочного никелевого порошка посредством мощного лазерного излучения. В качестве расходных материалов используется, например, никелевый порошок марки ПНК или аналогичный. The process of obtaining the profile of the impeller shell blank consists in successive layer-by-layer melting of heat-resistant nickel powder by means of high-power laser radiation. As consumables used, for example, nickel powder grade PNK or similar.
В результате операции селективного лазерного плавления полученная заготовка - крыльчатка представляет собой оболочковую форму, внешним профилем полностью повторяющая профиль заданной детали. При получении детали простым методом селективного лазерного плавления порошок накладывается послойно с заданной дискретизацией по толщине слоя. Накладывание порошка происходит равномерно за счет разравнивания его валиком, встроенным в конфигурации установки селективного плавления на заданную толщину. Особенность предлагаемого способа заключается в оставлении при селективном плавлении неспеченного никелевого порошка во внутренней части заготовки, что существенно экономит затраты на производство. Достигается это за счет того, что направление лазера не затрагивает центральную часть получаемой заготовки, а пропекается только поверхностная часть. Это достигается с помощью специально разработанной управляющей программы, которая задает траекторию движения лазера. As a result of the selective laser melting operation, the resulting workpiece - the impeller is a shell shape, the outer profile completely repeating the profile of the given part. When obtaining a part by a simple method of selective laser melting, the powder is applied layer by layer with a given discretization along the layer thickness. The powder is applied evenly due to its leveling with a roller built into the configuration of the selective melting unit for a given thickness. The peculiarity of the proposed method consists in leaving, during selective melting, unsintered nickel powder in the inner part of the workpiece, which significantly saves production costs. This is achieved due to the fact that the direction of the laser does not affect the central part of the resulting workpiece, but only the surface part is baked. This is achieved using a specially developed control program that sets the trajectory of the laser.
При получении заготовки с неспеченным порошком внутри геометрические наружные размеры задают меньше размеров готовой детали на величину термической деформации, которая происходит на этапе последующей переплавки находящегося внутри заготовки никелевого порошка. When receiving a billet with unsintered powder inside, the geometric outer dimensions are set less than the dimensions of the finished part by the amount of thermal deformation that occurs at the stage of subsequent remelting of the nickel powder inside the billet.
Расчет размеров линейного увеличения детали производят перед проведением операции SLM плавления на основании данных, представленных в справочниках и с учетом размеров рассматриваемой детали. Известно, что средний коэффициент линейного расширения никелевых сплавов в диапазоне температуры 27…1473°С равен 16,2⋅10-6 град-1. Расчет линейного увеличения размеров проведен для крыльчатки из никелевого порошка ПНК с наружным диаметром ∅100-0,25 при повышении ее температуры с 27 до 1473°С [Ландсберг Г.С. Элементарный учебник физики. Т.1. Механика. Теплота. Молекулярная физика. - М.: Наука, 1985. - 606 c.].The calculation of the dimensions of the linear increase of the part is carried out before the SLM melting operation, based on the data presented in the reference books and taking into account the dimensions of the part in question. It is known that the average coefficient of linear expansion of nickel alloys in the temperature range of 27 ... 1473 ° C is 16.2⋅10 -6 deg -1 . The calculation of the linear increase in dimensions was carried out for an impeller made of nickel powder PNK with an outer diameter of ∅100 -0.25 with an increase in its temperature from 27 to 1473 ° C [Landsberg G.S. Elementary physics textbook. Vol. 1. Mechanics. Heat. Molecular physics. - M .: Nauka, 1985. - 606 p.].
Величина линейного расширения рассчитывается по формуле (1):The amount of linear expansion is calculated by the formula (1):
αТ - коэффициент линейного расширения для никелевых сплавов, Т2 - верхний предел температуры нагрева, Т1 - начальная температура, L - рассматриваемый размер крыльчатки. α Т - coefficient of linear expansion for nickel alloys, Т 2 - upper limit of heating temperature, Т 1 - initial temperature , L - considered impeller size.
Для заданного диаметра получена общая величина линейного расширения в размере 2,34 мм, что составляет 1,17 мм припуска по контуру. For a given diameter, the total linear expansion is 2.34 mm, which is 1.17 mm of the contour allowance.
Учитывая величину определенного по формуле (1) припуска, задают геометрические размеры заготовки детали, например, крыльчатки (фиг.2,3), и по соответствующей программе проводят SLM наплавку и получают оболочковую заготовку с неспеченным порошком внутри. Taking into account the size of the allowance determined by formula (1), the geometrical dimensions of the workpiece are set, for example, the impeller (Figs. 2, 3), and according to the corresponding program, SLM surfacing is carried out and a shell workpiece with green powder inside is obtained.
Затем поверхность полученной заготовки 1 (фиг.2) покрывается слоем газифицируемого материала (парафин) 2 толщиной, превышающей величину термической деформации (в примере - 2,34мм). Слой парафина наносят на заготовку путем ее окунания в парафиновую ванну. Then the surface of the obtained workpiece 1 (figure 2) is covered with a layer of gasified material (paraffin) 2 with a thickness exceeding the amount of thermal deformation (in the example, 2.34 mm). A layer of paraffin is applied to the workpiece by dipping it into a paraffin bath.
Нанесенный слой парафина 2 затем обрабатывается на высокоточном станке с числовым программным управлением (ЧПУ) для получения заготовки с требуемыми размерами для готовой детали, указанными в конструкторской документации, (без учета уменьшения на величину термического расширения -2,34мм) с выдерживанием требуемой шероховатости. Для этой цели применяют высокоточный станок с ЧПУ, позволяющий производить пяти осевую обработку, что обеспечивает размерную точность и шероховатость изготавливаемой модели. В качестве технологического оборудования можно использовать, например, пяти координатный фрезерно-обрабатывающий центр (ФОЦ) Mikron UCP600. Толщина слоя парафина после обработки должна равняться величине температурного расширения металла. Обеспечение параметров шероховатости необходимо для обеспечения параметра шероховатости на готовой детали.The applied paraffin layer 2 is then processed on a high-precision computer numerical control (CNC) machine to obtain a blank with the required dimensions for the finished part specified in the design documentation (excluding the reduction by the amount of thermal expansion of -2.34 mm) while maintaining the required roughness. For this purpose, a high-precision CNC machine is used, which allows for five-axis machining, which ensures the dimensional accuracy and roughness of the manufactured model. As technological equipment, you can use, for example, a five-axis milling and machining center (FOTS) Mikron UCP600. The thickness of the wax layer after processing should be equal to the value of the thermal expansion of the metal. Providing the roughness parameters is necessary to ensure the roughness parameter on the finished part.
Например, для изготовления заготовки из никелевого жаропрочного порошка приращение размеров составляет 2,34 мм для диаметра крыльчатки ∅100-0,25. For example, for the manufacture of a billet from a heat-resistant nickel powder, the increment in dimensions is 2.34 mm for an impeller diameter of ∅100 -0.25.
После обработки на станке полученная оболочковая заготовка (фиг.2,3), которая была предварительно покрыта слоем газифицируемого материала (парафин) 2 и обработана на ФОЦ с ЧПУ, покрывается специальной жаропрочной керамической суспензией 3 путем окунания заготовки в ванну с керамическим составом, который при застывании образует точную литейную форму рассматриваемой детали (фиг. 3). Для покрытия необходимо нанести не менее 8-9 слоев обмазки, толщина керамической формы при этом составляет от 6 до 8 мм. Количество наносимых слоев керамического материала обусловлено тем, что при нанесении менее 8 слоев возможно растрескивание формы при прокаливании, а нанесение 10 и более нанесенных слоев увеличивает расход материала.After processing on the machine, the resulting shell blank (Fig. 2, 3), which was pre-coated with a layer of gasified material (paraffin) 2 and processed on the FOC with CNC, is covered with a special heat-resistant
После этого слой суспензии необходимо обсушить воздушно-аммиачным способом с контролем влажности 60-70% и температурой в рабочем помещении 20-25°С. Такая сушка с применением аммиака используется для форм на основе этилсиликата, так как аммиак является сильным катализатором процесса гидролиза этилсиликата. При меньшем показателе влажности процесс гидролиза не сможет завершиться, так как не образуется связующее вещество и оболочка не сформируется. При превышении данного показателя процесс сушки может существенно затянуться.After that, the slurry layer must be dried using an air-ammonia method with a humidity control of 60-70% and a temperature in the working room of 20-25 ° C. Such drying with the use of ammonia is used for molds based on ethyl silicate, since ammonia is a strong catalyst for the hydrolysis of ethyl silicate. At a lower moisture content, the hydrolysis process cannot be completed, since a binder is not formed and a shell is not formed. If this indicator is exceeded, the drying process can be significantly delayed.
Затем проводится прокалка покрытия при рабочей температуре 950-1000°С не менее 4 ч. Прокалка проводится с целью дегидратации покрытия и возникновения веществ, являющихся связующим для оболочек. Большая температура и большее время нагрева и могут привести к разупрочнению оболочки, меньшая температура не позволит оболочке окончательно затвердеть.Then the coating is calcined at an operating temperature of 950-1000 ° C for at least 4 hours. Calcination is carried out in order to dehydrate the coating and the appearance of substances that are a binder for the shells. Higher temperatures and longer heating times can lead to softening of the shell, lower temperatures will not allow the shell to completely harden.
Следующим шагом является непосредственно переплавка изготовленной SLM-методом модели внутри керамической формы вместе с неспеченным металлическим порошком с помощью тигельной печи при температурных режимах в диапазоне 1200-1500°С. Данный режим применяется при переплавке жаропрочных никелевых сплавов, меньшая температура не позволит материалу достигнуть жидкого состояния, дальнейший нагрев нецелесообразен. Вследствие этого процесса достигается лучшая однородность структуры, снижается пористость материала, который, достигнув предела текучести, заполнит оставшиеся после операции SLM поры и трещины. После переплава в тигельной печи получается готовая деталь сложной пространственной формы в виде отливки с точными геометрическими размерами и нужной формой.The next step is to directly remelt the model made by the SLM method inside a ceramic mold together with unsintered metal powder using a crucible furnace at temperatures in the range 1200-1500 ° C. This mode is used when remelting heat-resistant nickel alloys, a lower temperature will not allow the material to reach a liquid state, further heating is inappropriate. As a result of this process, a better homogeneity of the structure is achieved, the porosity of the material is reduced, which, having reached the yield point, fills the pores and cracks remaining after the SLM operation. After remelting in a crucible furnace, a finished part of a complex spatial shape is obtained in the form of a casting with precise geometric dimensions and the desired shape.
Пример конкретного выполнения способа.An example of a specific implementation of the method.
Рассмотрим пример изготовления крыльчатки газотурбинного двигателя с габаритными размерами согласно конструкторской документации: диаметр D=100-0,25 мм, высота h=75-0,3 мм из порошка марки ПНК-УТ1. Перед проведением операции SLM плавления определяют линейные размеры заготовки по формуле (1): по контуру лопаток (-0,1 мм), для диаметра D крыльчатки (-2,34 мм).Consider an example of manufacturing a gas turbine engine impeller with overall dimensions according to design documentation: diameter D = 100 -0.25 mm, height h = 75 -0.3 mm from PNK-UT1 grade powder. Before carrying out the SLM melting operation, the linear dimensions of the workpiece are determined according to the formula (1): along the contour of the blades (-0.1 mm), for the impeller diameter D (-2.34 mm).
При помощи управляющей программы методом селективной порошковой лазерной наплавки производят изготовление оболочковой заготовки с неспеченным никелевым порошком внутри с указанными выше линейными размерами. Наплавку осуществляют лазером мощностью 400 Вт с толщиной наносимого составляет 20 мкм, данные характеристики указываются в управляющей программе. With the help of the control program by the method of selective powder laser surfacing, a shell blank with unsintered nickel powder inside with the above linear dimensions is produced. Surfacing is carried out with a 400 W laser with a thickness of 20 µm, these characteristics are indicated in the control program.
Порошок подаётся на платформу в камеру установки селективного плавления, где разравнивается специальным валиком на заданную толщину слоя.The powder is fed to the platform into the chamber of the selective melting unit, where it is leveled with a special roller to a predetermined layer thickness.
Полученную оболочковую заготовку необходимо оставить в камере установки до остывания, затем ее покрывают слоем парафина методом погружения в ванну при температуре 50-65°С минуты, толщина слоя равна толщине, превышающей величину термической деформации для диаметра D=100-0,25 мм (t=2,34мм) и по контуру лопаток l=2,5-0,06 мм (-0,1 мм). The resulting shell blank must be left in the installation chamber until it cools down, then it is covered with a paraffin layer by immersion in a bath at a temperature of 50-65 ° C for minutes, the layer thickness is equal to a thickness exceeding the thermal deformation value for a diameter of D = 100 -0.25 mm (t = 2.34 mm) and along the contour of the blades l = 2.5 -0.06 mm (-0.1 mm).
После высыхания слоя парафина заготовка подается на фрезерно-обрабатывающий центр (ФОЦ) Mikron UCP600, где производят обработку покрытия до размеров, указанных в конструкторской документации: l=2,5-0,06 мм - толщина стенки и D=100-0,25 мм - диаметр крыльчатки, шероховатость поверхности соответствует шероховатости готовой детали, равной Ra=3,2 мкм.After the paraffin layer has dried, the workpiece is fed to the Mikron UCP600 milling and machining center, where the coating is processed to the dimensions indicated in the design documentation: l = 2.5 -0.06 mm - wall thickness and D = 100 -0.25 mm - impeller diameter, surface roughness corresponds to the finished part roughness equal to Ra = 3.2 μm.
После обработки заготовки на ФОЦ с ЧПУ оболочковую заготовку покрывают жаропрочной керамической суспензией на основе раствора гидролизованного этилсиликата методом погружения в специальную емкость на время, не превышающее 5 минут. Данную процедуру повторяют 8-9 раз для получения покрытия толщиной 6-8 мм. После этого слой суспензии сушат воздушно-аммиачным способом с контролем влажности 60-70% и температурой в рабочем помещении 20-25°С. Затем проводится прокалка заготовки с покрытием при рабочей температуре 950-1000°С в течение не менее 4 часов в индукционном технологическом комплексе.After processing the workpiece at the FOC with CNC, the shell workpiece is coated with a heat-resistant ceramic suspension based on a solution of hydrolyzed ethyl silicate by immersion in a special container for a time not exceeding 5 minutes. This procedure is repeated 8-9 times to obtain a coating thickness of 6-8 mm. After that, the slurry layer is dried by the air-ammonia method with a humidity control of 60-70% and a temperature in the working room of 20-25 ° C. Then the coated workpiece is calcined at an operating temperature of 950-1000 ° C for at least 4 hours in an induction technological complex.
В результате получают литейную форму с линейными размерами толщины лопаток крыльчатки, равными l=2,5-0,06 мм и диаметра крыльчатки - D=100-0,25 мм.As a result, a casting mold is obtained with linear dimensions of the impeller blade thickness equal to l = 2.5 -0.06 mm and the impeller diameter - D = 100 -0.25 mm.
Полученную заготовку в керамической форме помещают в индукционный технологический комплекс для черных и цветных сплавов, производят переплав неспеченного порошка при температуре 1200-1500°С. Полученную деталь охлаждают на воздухе в течение 3-4 часов. После затвердевания и охлаждения отливки до заданной температуры форму выбивают, отливки очищают от остатков керамики и отрезают от них литники.The resulting workpiece in a ceramic mold is placed in an induction technological complex for ferrous and non-ferrous alloys, the unsintered powder is remelted at a temperature of 1200-1500 ° C. The resulting part is cooled in air for 3-4 hours. After solidification and cooling of the casting to a predetermined temperature, the mold is knocked out, the castings are cleaned of ceramic residues and the sprues are cut off from them.
В результате получают готовую крыльчатку с точными размерами и шероховатостью, соответствующими заданным в конструкторской документации. As a result, a finished impeller is obtained with exact dimensions and roughness corresponding to those specified in the design documentation.
С помощью применения предлагаемого метода обеспечивается точность размеров и качество поверхностного слоя изготавливаемых деталей. Полученные данным способом детали практически не требуют дальнейшей финишной обработки. За счет этого, а также за счет рационального использования установки селективного лазерного сплавления (Selective Laser Melting - SLM) достигается снижение трудоемкости их изготовления. By using the proposed method, the dimensional accuracy and quality of the surface layer of the manufactured parts is ensured. The parts obtained by this method practically do not require further finishing. Due to this, as well as due to the rational use of the Selective Laser Melting (SLM) installation, a decrease in the labor intensity of their manufacture is achieved.
Таким образом в конечном итоге получена отливка необходимой детали сложной формы, максимально приближенная по геометрическим характеристикам к показателям идеальной детали, практически не требующая дальнейшей механической обработки, и позволяющая снизить производственные затраты при изготовлении. Thus, in the end, a casting of the required part of a complex shape was obtained, which is as close as possible in geometric characteristics to the performance of an ideal part, which practically does not require further mechanical processing, and allows to reduce production costs during manufacturing.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020133709A RU2752359C1 (en) | 2020-10-14 | 2020-10-14 | Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020133709A RU2752359C1 (en) | 2020-10-14 | 2020-10-14 | Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2752359C1 true RU2752359C1 (en) | 2021-07-26 |
Family
ID=76989592
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020133709A RU2752359C1 (en) | 2020-10-14 | 2020-10-14 | Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2752359C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114799207A (en) * | 2022-03-31 | 2022-07-29 | 西安航天发动机有限公司 | Forming method of complex prefabricated part made of metal sweating material |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06287667A (en) * | 1993-04-02 | 1994-10-11 | Toshiba Corp | Heat resistant cast co-base alloy |
| JPH09157780A (en) * | 1995-12-05 | 1997-06-17 | Hitachi Ltd | High corrosion resistance Co-based alloy |
| US20160258298A1 (en) * | 2015-03-05 | 2016-09-08 | General Electric Company | Process for producing an article |
| RU2703670C1 (en) * | 2017-09-08 | 2019-10-21 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Cobalt-based alloy made from additive technology, article from cobalt-based alloy and method of making said alloy |
-
2020
- 2020-10-14 RU RU2020133709A patent/RU2752359C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06287667A (en) * | 1993-04-02 | 1994-10-11 | Toshiba Corp | Heat resistant cast co-base alloy |
| JPH09157780A (en) * | 1995-12-05 | 1997-06-17 | Hitachi Ltd | High corrosion resistance Co-based alloy |
| US20160258298A1 (en) * | 2015-03-05 | 2016-09-08 | General Electric Company | Process for producing an article |
| RU2703670C1 (en) * | 2017-09-08 | 2019-10-21 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Cobalt-based alloy made from additive technology, article from cobalt-based alloy and method of making said alloy |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114799207A (en) * | 2022-03-31 | 2022-07-29 | 西安航天发动机有限公司 | Forming method of complex prefabricated part made of metal sweating material |
| CN114799207B (en) * | 2022-03-31 | 2024-04-12 | 西安航天发动机有限公司 | Forming method of complex prefabricated member of metal perspiration material |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2366476B1 (en) | Method for Fabricating Turbine Airfoils and Tip Structures Therefor | |
| EP3241634B1 (en) | Method for fabricating a component having a directionally solidified microstructure or a single crystal microstructure | |
| CN105499499B (en) | A kind of Ti-Al series metal compounds casting method for precisely forming | |
| EP2540419B1 (en) | Methods for manufacturing engine components with structural bridge devices | |
| JP2003129862A (en) | Turbine blade production method | |
| EP3096900B1 (en) | Method of additive manufacturing of a mold | |
| EP2942424B1 (en) | Method for forming a directionally solidified replacement body for a component using additive manufacturing | |
| US9175568B2 (en) | Methods for manufacturing turbine components | |
| JP2008006502A (en) | Method for forming casting mold | |
| US20120213659A1 (en) | Method and device for producing a component of a turbomachine | |
| Huang et al. | Comparison study of fabrication of ceramic rotor using various manufacturing methods | |
| CN109365811A (en) | A kind of method of selective laser melting process forming Zinc-alloy | |
| JP5451463B2 (en) | Method for manufacturing turbine airfoil and tip structure thereof | |
| JP2003532539A (en) | Method for producing a net near shape mold | |
| Brotzu et al. | Production issues in the manufacturing of TiAl turbine blades by investment casting | |
| RU2752359C1 (en) | Method for manufacturing parts of complex shape by hybrid casting-additive method | |
| CN103506594B (en) | Precision casting method for engine vanes | |
| EP3365130B1 (en) | Turbine blade manufacturing method | |
| CN114150367A (en) | Laser cladding repair method and repair system for high-temperature alloy single crystal defects | |
| Shan et al. | Rapid manufacture of metal tooling by rapid prototyping | |
| Baranova et al. | Experience of using silica-free alumox binder in technology for preparing composite ceramic investment casting molds for superalloy directional solidification | |
| US20240058862A1 (en) | Build materials having a powder mixture comprising graphene, methods of producing articles therefrom, and articles produced therewith | |
| Negrau et al. | A brief overview of Additive Manufacturing | |
| CA2696274A1 (en) | Method for fabricating turbine airfoils and tip structures therefor | |
| Hiep et al. | An Evaluation of Some Specifications of Turbine Blades Made by 3D Printing Technology and Processed on CNC Milling Machines |