Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ С ВНУТРЕННЕЙ ЯЧЕИСТОЙ СТРУКТУРОЙ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ С ВНУТРЕННЕЙ ЯЧЕИСТОЙ СТРУКТУРОЙ И ЯЧЕИСТАЯ СТРУКТУРА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ

Изобретение относится к области аддитивного изготовления изделий космической и ракетно-авиационной техники, например, аэродинамических профилей из металлических порошков, в том числе порошка титана и его сплавов.

Из уровня техники известен способ изготовления объемных изделий по патенту РФ №2614291, приоритет от 19.11.2014, заключающийся в послойной насыпке, планаризации и спекании слоев сначала донной части и внешней оболочки объемного изделия, а затем заполнении внутренней полости полученной оболочки порошком с его спеканием на всю глубину. Недостатком данного способа является то, что он нацелен на получение заготовок без внутренних полостей, а значит, не позволяет качественно решить задачу минимизации массы конструкции по сравнению с субтрактивными способами изготовления.

Также известен способ изготовления заготовки из порошка титанового сплава по патенту РФ №2709694, приоритет от 08.11.2018, предусматривающий послойное наплавление слоев заготовки методом прямой лазерной наплавки с осцилляцией лазерного излучения. Недостатком данного способа, ввиду технологической необходимости применения порошка большей дисперсности (40-160 мкм) является более низкая точность получаемой заготовки (технически достижимое стабильное отклонение размеров заготовки от 3D модели ±0,3-0,5 мм) и качество поверхности (технически достижимая стабильная шероховатость Ra16-Ra40), чем у технологии селективного лазерного сплавления: точность получаемой заготовки (технически достижимое стабильное отклонение размеров заготовки от 3D модели ±0,1-0,3 мм) и качество поверхности (технически достижимая стабильная шероховатость Ra7-Ra12,5 при дисперсности применяемого порошка - 10-63 мкм). Кроме того, технология прямой лазерной наплавки не позволяет изготавливать трехмерные полости и консольные элементы заготовок, образующие «нависающие» поверхности и, следовательно, требующие построения сетки поддерживающих структур.

Кроме того, известен способ изготовления аэродинамического профиля методом селективного лазерного сплавления по патенту РФ №2719960, приоритет от 10.11.2016, наиболее близкий к предлагаемому способу и выбранный в качестве прототипа, при котором изготовляют преформу для аэродинамического профиля, в состав которой входят аэродинамический профиль и прикрепленная к нему, по меньшей мере, одна устраняемая опора. Недостатком данного способа является то, что способ не предусматривает получение заготовок с внутренними полостями и, соответственно, не позволяет качественно решить задачу минимизации массы конструкции.

Изобретение направлено на решение следующей технической проблемы: создание способа изготовления аэродинамического профиля, обладающего минимальной массой и повышенными жесткостью и прочностью конструкции при сохранении качества поверхности.

Для способа изготовления аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой техническая проблема решается за счет того, что создают трехмерную модель заготовки аэродинамического профиля, содержащего полость, заполненную периодической ячеистой структурой, при этом определяют конфигурацию ячеистой структуры таким образом, чтобы обеспечить заданное значение массы аэродинамического профиля при изготовлении, на основании заготовки с помощью аддитивных технологий из порошка металла по предварительно созданной трехмерной модели формируют заготовку аэродинамического профиля, включающую в себя, по меньшей мере, один опорный элемент, отделяют полученную заготовку от основания заготовки, удаляют, по меньшей мере, один опорный элемент с полученной заготовки, обрабатывают поверхности аэродинамического профиля, сопряженные с удаленными основанием заготовки и, по меньшей мере, одним опорным элементом, до обеспечения требуемой шероховатости поверхности.

В частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что в качестве аддитивной технологии для изготовления заготовки используют технологию селективного лазерного плавления.

В другом частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что для изготовления заготовки используют порошок титана или титанового сплава.

Изобретение позволяет достичь следующего технического результата: обеспечение жесткости, прочности и минимальной массы конструкции при сохранении качества поверхностей за счет формирования внутри аэродинамического профиля полости, заполненной ячеистой структурой.

Из уровня техники известна лопатка для турбомашины по патенту РФ №2602316, приоритет от 28.08.2014, содержащая внутреннее армирование, изготовленное аддитивным методом. Лопатка для турбомашины обладает следующим недостатком: внутреннее армирование лопатки и наружная часть изготовлены отдельно разными методами, что снижает технологичность лопатки и понижает жесткостные и прочностные характеристики.

Также из уровня техники известен аэродинамический профиль, преформа которого изготовлена методом селективного лазерного сплавления по патенту РФ №2719960, приоритет от 10.11.2016 и содержит, по меньшей мере, одну устраняемую опору, наиболее близкий к предлагаемому изобретению и выбранный в качестве прототипа. Недостатком известного аэродинамического профиля является высокая масса конструкции из-за отсутствия средств облегчения конструкции.

Изобретение направлено на решение следующей технической проблемы: создание аэродинамического профиля, обладающего минимальной массой, повышенными жесткостью и прочностью конструкции при сохранении качества поверхности.

Для аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой техническая проблема решается за счет того, что аэродинамический профиль с внутренней ячеистой структурой изготовлен с помощью аддитивных технологий из порошка металла, внутри аэродинамического профиля выполнена полость, заполненная периодической ячеистой структурой, состоящей из элементарных ячеек, каждая из которых имеет форму бипирамиды и образована из стержней, образующих ребра бипирамиды, соединенные в вершинах пирамид, образующих бипирамиду, и прямого стержня, соединяющего вершины пирамид, образующих бипирамиду, при этом конфигурация ячеистой структуры выполнена таким образом, чтобы обеспечить заданное значение массы аэродинамического профиля, при этом форма и расположение полости таковы, что минимальная толщина стенок аэродинамического профиля с полостью не ниже заданного значения.

В частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что аэродинамический профиль изготовлен с помощью технологии селективного лазерного плавления.

В другом частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что аэродинамический профиль выполнен из порошка титана или титанового сплава.

Изобретение позволяет достичь следующего технического результата: обеспечение жесткости, прочности и минимальной массы конструкции аэродинамического профиля при сохранении качества поверхностей за счет расположения внутри аэродинамического профиля полости, заполненной ячеистой структурой.

Из уровня техники известны ячеистые структуры из металлического порошкообразного титана и его сплавов, изготовленные с помощью аддитивных технологий лазерного спекания, например, ячеистые структуры с рандомизированными ячейками, например, по заявке ЕПВ №3097145 от 20.01.2015, заявке США №20100010638 от 18.09.2009 и заявкам ВОИС №2010056602 06.11.2009 и №2017005514 24.06.2016, и ячеистые структуры с однородными ячейками, например, по патенту РФ на полезную модель №202646, приоритет от 20.10.2020, и ячеистая структура имплантатов по патенту на изобретение №2708871, приоритет от 25.12.2018, наиболее близкая к предлагаемому изобретению и выбранная в качестве прототипа. Ячеистая структура имплантатов выполнена из титанового сплава в виде объемной решетки с расположением узлов на поверхности полых шаров, имеющих стенки, ограниченные наружной и внутренней сферическими поверхностями, с отверстиями в сферических поверхностях, образующих сквозные каналы. Ячеистая структура имплантатов обладает следующим недостатком: недостаточная прочность и жесткость ячеистой структуры при использовании в конструкции элементов аэродинамических профилей из-за характера формы ячеек.

Изобретение направлено на решение следующей технической проблемы: создание ячеистой структуры для использования в конструкции элементов аэродинамических профилей, позволяющей обеспечить прочность, жесткость и минимальную массу конструкции.

Для ячеистой структуры аэродинамического профиля техническая проблема решается за счет того, что ячеистая структура аэродинамического профиля выполнена в виде трехмерной монолитной решетки, изготовленной из порошка металла аддитивным методом и состоящей из регулярно повторяющихся элементарных ячеек, каждая из которых имеет форму бипирамиды и образована из стержней, образующих ребра бипирамиды, соединенные в вершинах пирамид, образующих бипирамиду, и прямого стержня, соединяющего вершины пирамид, образующих бипирамиду.

В частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что элементарная ячейка представляет собой правильный октаэдр, расположенный таким образом, что он вписан в куб, а его вершины расположены в центре каждой грани куба.

В другом частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что элементарная ячейка дополнительно содержит стержни, образующие грани куба, параллельные соединяющему вершины пирамид прямому стержню, которые соединяют вершины каждой грани куба с центром каждой грани куба.

В еще одном частном случае осуществления изобретения техническая проблема решается за счет того, что каждая из элементарных ячеек вписана в куб со стороной 2-4 мм, а толщина стержней каждой ячейки составляет 0,3-0,5 мм.

Изобретение позволяет достичь следующего технического результата: обеспечение прочности, жесткости и минимальной массы аэродинамического профиля, в конструкции которого использована ячеистая структура.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг. 1 изображена заготовка аэродинамического профиля, в частности, губы воздухозаборного устройства, с опорным элементом.

На фиг. 2 изображена заготовка аэродинамического профиля со стороны, свободной от опорного элемента.

На фиг. 3 изображена заготовка аэродинамического профиля без опорного элемента.

На фиг. 4 изображена возможная конфигурация элементарной ячейки ячеистой структуры, вид сбоку.

На фиг. 5 изображена возможная конфигурация элементарной ячейки ячеистой структуры, вид сверху.

На фиг. 6 изображена возможная конфигурация элементарной ячейки ячеистой структуры в изометрии.

На фиг. 7 изображена возможная конфигурация ячеистой структуры, вид сбоку.

На фиг. 8 изображена возможная конфигурация ячеистой структуры, вид сверху.

На фиг. 9 изображена возможная конфигурация ячеистой структуры в изометрии.

На фиг. 1-9 обозначены следующие позиции:

1 - аэродинамический профиль;

2 - основание заготовки;

3 - опорный элемент;

4 - полость;

5-7 - стержни ячеистой структуры.

Способ изготовления аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой заключается в следующем:

С помощью аэродинамического расчета определяют форму поверхностей аэродинамического профиля 1 любым известным методом аэродинамического расчета. По результатам расчета создают трехмерную модель заготовки аэродинамического профиля в системе автоматизированного проектирования, состоящую из основания заготовки 2, аэродинамического профиля 1, расположенного на основании заготовки 2, а также, по меньшей мере, одного опорного элемента 3, который может быть выполнен в виде периодической ячеистой структуры, соединенной с аэродинамическим профилем 1, при этом внутри аэродинамического профиля 1 выполнена полость 4. Аэродинамический профиль 1 представляет собой, например, консоль крыла или губу воздухозаборного устройства летательного аппарата. На фиг. 1 изображен вид заготовки аэродинамического профиля 1, выполненного в виде губы воздухозаборного устройства летательного аппарата, при этом заготовка снабжена одним опорным элементом 3, расположенным сбоку заготовки губы воздухозаборного устройства в той ее части, которая в готовом изделии будет частью внутренней стенки канала воздухозаборного устройства.

Форма и расположение полости 4 таковы, что минимальная толщина стенок аэродинамического профиля 1 с полостью не ниже заданного значения, которое определяют, исходя из соображений прочности конструкции аэродинамического профиля 1. Заполняют полость 4 периодической ячеистой структурой. Конфигурацию ячеистой структуры определяют с помощью итерационного метода таким образом, чтобы обеспечить заданное значение массы аэродинамического профиля при изготовлении.

Предварительно изготавливают основание заготовки 2 любым методом, например, литьем или штамповкой. С помощью аддитивных технологий, например, технологии селективного лазерного плавления, на основании заготовки 2 формируют заготовку аэродинамического профиля по предварительно созданной трехмерной модели заготовки, при этом, по меньшей мере, один опорный элемент 3 формируют одновременно с аэродинамическим профилем 1 и используют для того, чтобы обеспечить требуемую жесткость и устойчивость формируемой заготовки аэродинамического профиля в процессе создания, особенно для случаев аэродинамических профилей 1, внешняя поверхность которых имеет форму тонкой незамкнутой оболочки переменной толщины, таких, например, как губа воздухозаборного устройства. При формировании заготовки могут быть использованы установки для селективного лазерного плавления металлических порошков компании SLM Solutions, например, 3D-машина селективного лазерного сплавления изделий из металлических порошков SLM 280 HL. Для изготовления заготовки используют порошок металла, например титана или титанового сплава. Используют технологические режимы селективного лазерного плавления и термообработки в среде инертного газа, которые обеспечивают стабильность процесса производства и позволяют получить отклонение размеров заготовки аэродинамического профиля от теоретического контура в пределах 0,1-0,3 мм с шероховатостью поверхности Ra8-Ra12,5. За счет ячеистой структуры в составе заготовки аэродинамического профиля 1, в том числе ячеистой структуры в полости 4, и ячеистой структуры, в виде которой может быть выполнен опорный элемент 3, обеспечивают теплоотвод от заготовки аэродинамического профиля в процессе изготовления, что позволяет избежать деформации заготовки аэродинамического профиля, например, образования трещин.

Удаляют аэродинамический профиль 1 с основания заготовки 2 с помощью, например, электроэрозионной обработки, и удаляют, по меньшей мере, один опорный элемент 3 с аэродинамического профиля 1 с помощью, например, слесарной обработки. Обрабатывают поверхности аэродинамического профиля 1, с которыми контактировали основание заготовки 2 и, по меньшей мере, один опорный элемент 3, до обеспечения требуемой шероховатости поверхности, например, с помощью шлифовки.

Аэродинамический профиль 1 с внутренней ячеистой структурой представляет собой элемент конструкции изделия, например, консоль крыла или губу воздухозаборного устройства летательного аппарата. На фиг. 1-3 изображен вариант исполнения аэродинамического профиля 1 в виде губы воздухозаборного устройства летательного аппарата.

Аэродинамический профиль 1 изготовлен с помощью аддитивных технологий, например, технологии селективного лазерного плавления, из порошка металла, например, титана или титанового сплава.

Форма наружной поверхности аэродинамического профиля 1 определена с помощью аэродинамического расчета. Внутри аэродинамического профиля 1 выполнена полость 4, заполненная периодической ячеистой структурой, состоящей из элементарных ячеек, каждая из которых имеет форму бипирамиды и образована из стержней 5, образующих ребра бипирамиды, соединенные в вершинах пирамид, образующих бипирамиду, и прямого стержня 6, соединяющего вершины пирамид, образующих бипирамиду. Бипирамида (определение термина см. источник https://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/420045) представляет собой многогранник, образованный двумя пирамидами, являющимися зеркальным отражением друг друга и соединенными основаниями. Вершина каждой пирамиды - общая точка боковых граней, не лежащая в плоскости основания.

Форма и расположение полости 4 таковы, что минимальная толщина стенок аэродинамического профиля 1 с полостью 4 не ниже заданного значения, определяемого из соображений прочности конструкции. Конфигурация ячеистой структуры выполнена таким образом, чтобы обеспечить заданное значение массы аэродинамического профиля 1.

Изготавливают аэродинамический профиль 1 с помощью аддитивных технологий, например, технологии селективного лазерного плавления, из порошка металла, например, титана или титанового сплава. Для этого используют трехмерную модель заготовки аэродинамического профиля, состоящую из основания заготовки 2, выполненного, например, в виде плиты построения, аэродинамического профиля 1, расположенного на основании заготовки 2, и, по меньшей мере, одного опорного элемента 3, который может быть выполнен в виде ячеистой структуры, моделируют полость 4 внутри аэродинамического профиля и заполняют ячеистой структурой. Ячеистая структура, которая входит в состав аэродинамического профиля 1 и в виде которой также может быть выполнен, по меньшей мере, один опорный элемент 3, обеспечивает теплоотвод от заготовки аэродинамического профиля в процессе аддитивного производства, в частности, селективного лазерного плавления, что позволяет избежать деформации заготовки аэродинамического профиля, например, образования трещин.

Срезают заготовку аэродинамического профиля с основания заготовки 2 и удаляют, по меньшей мере, один опорный элемент 3 с поверхности аэродинамического профиля 1. Обрабатывают поверхности аэродинамического профиля 1 до достижения заданной шероховатости поверхности.

Устанавливают аэродинамический профиль 1 на изделие, например, летательный аппарат. Производят эксплуатацию изделия, например, летательного аппарата, при этом аэродинамический профиль 1, например, консоль крыла или губа воздухозаборного устройства, участвует в обтекании изделия потоком и обеспечивает требуемые свойства, например, несущие свойства крыла или параметры потока воздуха в канале воздухозаборного устройства, необходимые для работы двигательной установки.

Ячеистая структура аэродинамического профиля выполнена в виде трехмерной монолитной решетки, состоящей из регулярно повторяющихся элементарных ячеек. Каждая из элементарных ячеек имеет форму бипирамиды и образована из стержней 5, образующих ребра бипирамиды, соединенные в вершинах пирамид, образующих бипирамиду, и прямого стерженя 6, соединяющего вершины пирамид, образующих бипирамиду.

Возможны разнообразные варианты конфигурации системы стержней элементарной ячейки, основанные на базовой конфигурации, описанной выше, например, как показано на фиг. 4-9, элементарная ячейка представляет собой правильный октаэдр, расположенный таким образом, что он вписан в куб, а его вершины расположены в центре каждой из граней куба, также элементарная ячейка дополнительно может содержать стержни 7, образующие грани куба, параллельные соединяющему вершины пирамид прямому стержню 6, которые соединяют вершины каждой грани куба с центром каждой грани куба. Сторона куба, в который вписана элементарная ячейка, составляет, например, 2-4 мм, а толщина стержней составляет 0,3-0,5 мм.

Выбор любой конкретной конфигурации элементарной ячейки осуществляется на основании расчета ячеистой структуры на прочность, напряжения, температурное нагружение.

Ниже приведен один из возможных, но не единственный, пример реализации ячеистой структуры аэродинамического профиля. При создании трехмерной модели аэродинамического профиля 1 (см. фиг. 1-3), например, консоли крыла или губы воздухозаборного устройства, моделируют полость 4 внутри аэродинамического профиля 1. Заполняют полость 4 ячеистой структурой, при этом итерационным способом выбирают конфигурацию элементарной ячейки и подбирают диаметр стержней, исходя из требований к прочности, жесткости и массе конструкции аэродинамического профиля с ячеистой структурой, в каждой итерации проводят расчет ячеистой структуры на прочность, напряжения, температурное нагружение при дальнейшем изготовлении. Дополнительно снабжают трехмерную модель аэродинамического профиля 1 опорным элементом 3, выполненным в виде ячеистой структуры.

По созданной трехмерной модели с помощью аддитивных технологий, например, технологии селективного лазерного плавления, формируют заготовку аэродинамического профиля, при этом, по меньшей мере, один опорный элемент 3 формируют одновременно с аэродинамическим профилем 1 и используют для того, чтобы обеспечить требуемую жесткость и устойчивость формируемой заготовки аэродинамического профиля в процессе создания, особенно для случаев аэродинамических профилей 1, внешняя поверхность которых имеет форму тонкой незамкнутой оболочки переменной толщины, таких, например, как губа воздухозаборного устройства. За счет ячеистой структуры в полости 4, и ячеистой структуры, в виде которой может быть выполнен опорный элемент 3, обеспечивают теплоотвод от заготовки аэродинамического профиля в процессе изготовления, что позволяет избежать деформации заготовки аэродинамического профиля, например, образования трещин.

Способ изготовления аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой, аэродинамический профиль с внутренней ячеистой структурой и ячеистая структура аэродинамического профиля предназначены для применения в области аддитивного изготовления изделий космической и ракетно-авиационной техники, в том числе аэродинамических профилей из титановых сплавов и позволяют обеспечить жесткость, прочность и минимальную массу конструкции аэродинамического профиля при сохранении качества поверхностей, а также повышение технологичности способа изготовления аэродинамического профиля в процессе формирования заготовки за счет использования в процессе изготовления аэродинамического профиля полости, заполненной ячеистой структурой.