CN106002088A - 一种翼身融合整体舱段制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种翼身融合整体舱段制造方法，包括：基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测；对翼身融合舱段铸件依次经过加工测量基准等形成翼身壳体毛坯进行毛坯3D扫描检测；加工出粗加工基准并根据粗加工基准粗加工壳体外形；检测粗加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第一形位3D扫描检测粗加工后翼身壳体的形位公差；基于第一形位3D扫描加工出精加工基准并根据精加工基准对粗加工后翼身壳体进行精加工壳体外形，检测精加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第二形位3D扫描检测精加工后翼身壳体的形位公差；对精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理。本发明有效解决了现有翼身融合整体舱段的产品机械加工难以控制的技术问题，进而保证了翼身融合整体舱段的总体质量。

Description

一种翼身融合整体舱段制造方法

技术领域

本发明涉及大型机械制造领域，尤其涉及一种翼身融合整体舱段制造方法。

背景技术

随着我国航天产品的更新换代，武器型号突防能力、精确打击能力、毁伤能力、射程能力、机动能力等性能的提升，对结构件整体性、壁厚、尺寸精度、材料性能等要求的不断提高，大型翼身融合整体钛合金构件的需求越来越大。大型翼身融合整体钛合金构件具有以下特点：(1)壳体外形尺寸大、壁薄、刚性弱；(2)壳体铸造存在变形和收缩，铸造后轮廓度、壁厚均匀性、加工余量等与理论状态有较大差异；(3)壳体骨架机械加工时协调关系多，基准协调难度大，且存在加工变形；(4)壳体采用蒙皮、骨架焊接而成，焊缝长度长，焊接变形大；(5)产品存在铸造应力、焊接应力、装夹应力和切削应力，气动外形难以控制。

为适应产品研制的需要，大型翼身融合整体钛合金构件主要采用钛合金铸造+机械加工+焊接等工序制造而成。

现有工艺方法无法全面检测铸件尺寸，因此铸件质量和铸件余量不能有效评估；翼身融合整体舱段的产品机械加工难以控制。

发明内容

本发明实施例通过提供一种翼身融合整体舱段制造方法，解决了现有翼身融合整体舱段的产品机械加工难以控制的技术问题。

本发明实施例提供的一种翼身融合整体舱段制造方法，包括：基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测；对所述翼身融合舱段铸件依次经过加工测量基准、找平壳体后端面、找正壳体后端框外侧和粗加工铸件外形以形成翼身壳体毛坯；根据找平后壳体后端面所确定的检测坐标系对所述翼身壳体毛坯进行毛坯3D扫描检测；基于所述检测坐标系找正后和基于所述毛坯3D扫描检测确定的协调关系进行坐标系偏置后，加工出粗加工基准并根据所述粗加工基准粗加工壳体外形，形成粗加工后翼身壳体；检测所述粗加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第一形位3D扫描检测所述粗加工后翼身壳体的形位公差；基于所述第一形位3D扫描检测加工出精加工基准并根据所述精加工基准对所述粗加工后翼身壳体进行精加工壳体外形以形成精加工后翼身壳体；检测所述精加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第二形位3D扫描检测所述精加工后翼身壳体的形位公差；对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段。

优选的，所述基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测，包括：基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件；对所述翼身融合舱段铸件依次经过第一铸件3D扫描检测、热等静压处理、第二铸件3D扫描检测和真空退火后去除混合浇铸系统；对所述翼身融合舱段铸件进行第三铸件3D扫描检测及铸件缺陷检测。

优选的，所述热等静压处理具体为：带着所述混合浇铸系统在压力100Mpa，温度≥800℃的环境下进行的热等静压处理。

优选的，在所述基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件之前，所述翼身融合整体舱段制造方法还包括：基于预设几何尺寸数控加工出内型石墨模具块、外型石墨模具块；对所述内型石墨模具块和所述外型石墨模具块均进行模具3D扫描检测；将所述内型石墨模具块与所述外型石墨模具块通过过定位连接以轴向拼装为整体石墨模具；整体精加工所述整体石墨模具，以形成所述翼身融合铸造模具。

优选的，所述基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件，包括：在浇铸前控制所述铸炉内的真空度<1000Pa后，通过所述混合浇铸系统以预设计铸件图进行钛合金真空浇铸入所述翼身融合铸造模具，其中，在进行所述钛合金真空浇铸时控制所述铸炉内在恒温180度的时长≥4小时；浇铸后控制所述铸炉内温度冷却至室温后开炉。

优选的，在浇铸前控制所述铸炉内恒温时间≥6小时。

优选的，浇铸前钛合金铸钛液的重量至少为所述翼身融合舱段铸件与所述混合浇铸系统的总重量的1.5倍。

优选的，所述预设计铸件图具体为：基于长的收缩率0.4％～0.6％、宽的收缩率0.3％～0.5％、高的收缩率0.6％～0.8％、外型面单边5mm加工余量和轴向8mm加工余量设计。

优选的，所述对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段包括：在所述舱段热处理之前对所述精加工后翼身壳体依次进行的如下蒙皮激光焊接步骤：步骤1：蒙皮修配至与所述精加工后翼身壳体之间的单边对接焊缝间隙<0.2mm后进行点焊以及进行第一焊接3D扫描检测，其中，所述点焊的间距为所述蒙皮的长宽尺寸的5％-10％；步骤2：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行50％对称定位焊之后进行第二焊接3D扫描检测；步骤3：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行100％对称定位焊之后进行第三焊接3D扫描检测；步骤4：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行30％对称连续焊之后进行第四焊接3D扫描检测；步骤5：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行60％反对称连续焊之后进行第五焊接3D扫描检测；步骤6：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行100％对称连续焊以形成焊接后翼身舱段之后进行第六焊接3D扫描检测；步骤7:检测所述焊接后翼身舱段的焊缝。

优选的，所述对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段包括：在所述蒙皮激光焊接之后对所述精加工后翼身壳体依次进行的如下舱段热处理步骤：将所述焊接后翼身舱段与定位工装装配为封闭整体后进行整体3D扫描检测；对所述封闭整体进行真空热处理后进行热处理3D扫描检测；将所述定位工装拆除后得到热处理后翼身舱段；对热处理后翼身舱段进行3D扫描检测。

本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例中翼身融合整体舱段制造方法，一方面由于在粗加工前进行毛坯3D扫描检测、在粗加工后进行第一形位3D扫描检测以及在精加工后进行第二形位3D扫描检测，因此能及时在每个数控机械步骤后检测出机械加工变形，以准确控制后续数控机械加工，因此有效避免了数控机械加工中的变形累积。另一方面先以粗加工基准粗加工壳体外形后以精加工基准精加工壳体外形，实现了数控机械加工中的基准特征转换，使得每次机械加工的基准更准确，结合上述两方面有效解决了现有翼身融合整体舱段的产品机械加工难以控制的技术问题，进而保证了翼身融合整体舱段的总体质量。

进一步的，在翼身融合舱段铸件的浇铸成型阶段采用石墨型铸造，能够通过多个模具模块拼装出浇铸翼身融合舱段铸件的铸造模具，从而有效规避了大型钛合金铸件融模铸造的缺点，而通过热等静压处理有效保证铸件内部组织的致密性，进而确保了产品的疲劳性能和可靠性一致，还在对翼身融合舱段铸件进行浇铸成型阶段进行多次3D扫描检测(第一、第二、第三3D扫描检测)，因此能及时在每个铸造步骤检测外形轮廓度，有利于全面有效评估翼身融合舱段铸件的尺寸、质量、加工余量。结合这三点对浇铸成型阶段有效控制了变形和收缩，进一步提高了翼身融合整体舱段的总体质量。

进一步，由于在蒙皮激光焊接阶段依次在点焊、50％对称定位焊、100％对称定位焊、30％对称连续焊、60％反对称连续焊、100％对称连续焊后均进行焊接3D扫描检测(第一至第六焊接3D扫描检测)，因此实现了在激光焊接过程动态监测焊接外形轮廓度，有利于及时补救焊接变形，进一步提高了翼身融合整体舱段的总体质量。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中翼身融合整体舱段制造方法的流程图；

图2为本发明实施例中翼身融合整体舱段的结构图；

图3为图1中S101的细化流程图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参考图1，本发明实施例提供了一种翼身融合整体舱段制造方法，应用于制造翼身融合整体舱段，特别是大型翼身融合整体舱段。该翼身融合整体舱段的结构如图2所示。该翼身融合整体舱段制造方法包括依次执行的如下步骤S101～S108：

S101、基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测；

S102、对翼身融合舱段铸件依次经过加工测量基准、找平壳体后端面、找正壳体后端框外侧和粗加工铸件外形以形成翼身壳体毛坯。

S103、根据找平后壳体后端面所确定的检测坐标系对翼身壳体毛坯进行毛坯3D扫描检测。

具体的，检测坐标系为根据找平后的壳体后端面确定。毛坯3D扫描检测具体为：对S102所形成的翼身壳体毛坯的壳体内形、壳体外形均进行3D扫描得到壳体扫描模型后，再以壳体内形为基准将该壳体扫描模型与壳体铸件理论模型进行最佳拟合。

S104、基于检测坐标系找正后和基于毛坯3D扫描检测确定的协调关系进行坐标系偏置后，加工出粗加工基准并根据粗加工基准粗加工壳体外形，形成粗加工后翼身壳体。

其中，加工出粗加工基准，具体为：找正检测坐标系，再以S102得到的最佳拟合以确定协调关系进行检测坐标系偏置，再对壳体前端面和壳体后端面进行加工，从而加出工粗加工基准。

S105、检测粗加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第一形位3D扫描检测粗加工后翼身壳体的形位公差。具体的，S105中采用现有尺寸检测方法检测粗加工后翼身壳体的壳体尺寸。

S106、基于第一形位3D扫描检测加工出精加工基准并根据精加工基准对粗加工后翼身壳体进行精加工壳体外形，以形成精加工后翼身壳体2。精加工后翼身壳体2的结构如图2中所示。

加工出精加工基准之后且在进行精加工壳体外形之前还需要根据翼身壳体毛坯的壳体内形的余量的均匀性协调精加工基准。

S107、检测精加工后翼身壳体2的壳体尺寸以及经第二形位3D扫描检测精加工后翼身壳体2的形位公差。具体的，S107中采用现有尺寸检测方法检测精加工后翼身壳体2的壳体尺寸。

S108、对精加工后翼身壳体2进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成翼身融合整体舱段。

下面参考图3所示，对S101的实施方式进行具体描述，S101包括如下步骤S1011～S1016：

S1011、基于预设几何尺寸数控加工出内型石墨模具块和外型石墨模具块,对加工出的内型石墨模具块和外型石墨模具块均进行模具3D扫描检测。

通过对内型石墨模具块进行3D扫描检测以确保内型石墨模具块的外形轮廓度和尺寸精度，对内型石墨模具块的检测标准设为翼身融合舱段铸件的内型面不再加工。对外型石墨模具块进行3D扫描检测或其他常规尺寸检测，检测标准设为翼身融合舱段铸件的外形加工余量在满足外型石墨模具块的外形轮廓度的前提下尽量小，减少了后续机械加工周期。

具体来讲，对内型石墨模具块进行3D扫描检测的实施方式为：将对内型石墨模具块进行3D扫描的点云与模具理论三维模型进行拟合对比，以判断内型石墨模具块与模具理论三维模型是否一致。在具体实施过程中，将内型石墨模具块拟合后的点云中红色和黄色的高点区域切削除去，确保了内型石墨模具块与模具理论三维模型95％以上面积的区域一致。

S1012、将内型石墨模具块与外型石墨模具块通过过定位连接以轴向拼装为整体石墨模具。

具体的，过定位连接具体为采用1个主连接销和多个辅助连接销配合进行定位连接，比如“1个主连接销+4个辅助连接销”，其中的主连接销采用不锈钢销轴。进一步的，还通过十字滑槽配合进行内型石墨模具块与外型石墨模具块之间的装配，更稳妥可靠。

各网格筋的镶块采用密度大于内型石墨模具块与外型石墨模具块的石墨材料，镶块的高密度减少了凝固时的变形收缩，进而保证了翼身融合舱段铸件上各网格筋的宽度、高度、厚度以及保证各网格筋之间的位置度。

S1013、整体精加工整体石墨模具以形成翼身融合铸造模具。通过精加工保证了大型的整体石墨模具的型面精度。

S1014、基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出翼身融合舱段铸件。

具体的，S1014中真空浇铸采用的浇铸系统为“底注式+顶注式”的混合浇铸系统，“底注式+顶注式”的混合浇铸系统为采用了多种铸造模拟软件进行模拟分析后择优确定的浇铸系统，能规避铸造时可能出现的裂纹、宿松、缩孔等铸造缺陷，同时还规避了混合浇铸系统凝固后刚性过强或者刚性过弱而导致后续铸件热等静压、真空退火、去除混合浇铸系统等阶段的大变形风险。

具体的，S1014中真空浇铸采用的浇铸方式具体为重力浇铸或离心浇铸，浇铸前钛合金铸钛液的重量至少为翼身融合舱段铸件与混合浇铸系统的总重量的1.5倍。

具体的，S1014中真空浇铸包括浇铸前控制、浇铸中控制和浇铸后控制。

其中，浇铸前控制具体为：在浇铸前控制铸炉内的真空度<1000Pa，在浇铸前控制铸炉内恒温时间≥6小时。通过浇铸前铸炉内恒温时间≥6小时满足了大型翼身融合铸造模具所需大量热量。钛合金铸钛液的重量至少为翼身融合舱段铸件与混合浇铸系统的总重量的1.5倍。溶化铸钛液的坩埚容量≥500公斤，以确保冲型的压力和速度。

其中，浇铸中控制具体为：在浇铸前控制铸炉内的真空度<1000Pa后，通过混合浇铸系统以预设计铸件图进行钛合金真空浇铸入翼身融合铸造模具。其中，在进行钛合金真空浇铸时控制铸炉内在恒温180度的时长≥4小时。

其中，预设计铸件图具体为基于长的收缩率为0.4％～0.6％、宽的收缩率0.3％～0.5％、高的收缩率0.6％～0.8％设计。比如，长宽高的收缩率分别为0.5％、0.4％、0.7％。预设计铸件图基于外型面单边5mm加工余量和轴向8mm加工余量设计。轴向8mm余量一方面是由于翼身融合舱段铸件的轴向尺寸较大，其次是后续对翼身融合舱段铸件进行机械加工过程中壳体前、后端面的平面度、平行度、同轴度和外形轮廓度。

浇铸后控制具体为：浇铸后控制铸炉内温度冷却至室温后开炉。

S1015、对翼身融合舱段铸件依次经过第一铸件3D扫描检测、热等静压处理、第二铸件3D扫描检测和真空退火后去除混合浇铸系统。

第一铸件3D扫描检测具体为：清除石墨和翼身融合舱段铸件的外型面上的浇铸系统后，对翼身融合舱段铸件的外型面进行第一铸件3D扫描，第一铸件3D扫描的点云与铸件三维理论外形进行拟合对比，以分析出翼身融合舱段铸件的外形轮廓度作为后续加工余量和收缩率优化的依据。

热等静压处理具体为：带着混合浇铸系统在压力100Mpa、温度≥800℃的环境下进行热等静压处理，从而保证了热等静压前铸件的刚性足够。

第二铸件3D扫描检测，具体为：对翼身融合舱段铸件再次进行第二铸件3D扫描，第二铸件3D扫描的点云与壳体铸件理论模型拟合对比，以分析出热等静压处理后的翼身融合舱段铸件的外形轮廓度，用以判断出热等静压处理后翼身融合舱段铸件是否发生了热压变形，热等静压处理的热压变形控制在外形轮廓度变形<0.5mm。

去除混合浇铸系统，具体为：火焰切割、机械切割、线切割中的一种，其中，火焰切割时多余的焊瘤通过打磨工序除去；采用机械切削或线切割时不需要后续打磨工序。

S1016、对翼身融合舱段铸件进行第三铸件3D扫描检测及铸件缺陷检测。

第三铸件3D扫描检测，具体为：清除翼身融合舱段铸件的内型面上的浇铸系统后，第三铸件3D扫描的点云与去除浇铸系统前的理论模型之间以翼身融合舱段铸件的内型面为基准拟合对比，以比较得出真空退火和去除混合浇铸系统时因刚度衰减而导致的变形量，进一步将第三铸件3D扫描的点云与理论几何尺寸目标值进行对比的对比结果作为最终铸件变形量和几何尺寸验收的判据。

铸件缺陷检测具体为：通过X光和荧光检查出疏松、缩孔、裂纹是否存在；在存在疏松、缩孔或裂纹时能依据铸件缺陷决策进行补焊等修补措施。

下面对S108的实施方式进行具体描述，S108包括如下在舱段热处理之前依次对精加工后翼身壳体2进行的如下蒙皮激光焊接步骤1～步骤7：

步骤1：蒙皮1修配至与精加工后翼身壳体2之间的单边对接焊缝间隙<0.2mm后进行点焊以及进行第一焊接3D扫描检测，其中，点焊的间距为蒙皮1的长宽尺寸的5％-10％。

具体的，蒙皮1通过激光切割或者线切割后与精加工后翼身壳体2进行修配。由于线切割加工过程中放电腐蚀氧化钛合金会形成一层蓝色的氧化物对蒙皮激光焊接略有影响，在具体实施过程中优先采用激光切割。通过点焊将蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行了定位同时保证了对接间隙和贴合间隙。点焊的焊缝为对接焊或T型穿透性，点焊的间距为蒙皮1的长宽尺寸的5％-10％；点焊后进行第一焊接3D扫描检测，以探测点焊对精加工后翼身壳体2的变形是否有影响。

步骤2：对蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行50％对称定位焊之后进行第二焊接3D扫描检测。

具体的，50％对称定位焊的焊接面顺序：精加工后翼身壳体2上第一面、与第一面对称的第二面、精加工后翼身壳体2上第一侧面、与第一侧面对称的第二侧面。依次进行步骤21～步骤23：步骤21、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2精加工后翼身壳体2上第一面之间的50％定位焊，焊接顺序为：先中间后四周，先焊精加工后翼身壳体上的纵向T型加强筋后焊精加工后翼身壳体2上的横向矩形筋；步骤22、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二面之间的50％定位焊；步骤23、先进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2的第一侧面之间的50％定位焊，再进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2的第二侧面之间的50％定位焊。在步骤21～步骤23中每个面上50％定位焊的焊缝长度均为10-30mm，50％定位焊为定位焊焊缝长度的50％，经过步骤21～步骤23后进行第二焊接3D扫描检测，以探测50％对称定位焊对精加工后翼身壳体2的变形是否有影响。

步骤3：对蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行100％对称定位焊之后进行第三焊接3D扫描检测。

具体的，100％对称定位焊的焊接面顺序仍然为：精加工后翼身壳体2上第一面、与第一面对称的第二面、精加工后翼身壳体2上第一侧面、与第一侧面对称的第二侧面。依次进行步骤31～步骤33：步骤31、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一面之间的100％定位焊，焊接顺序为：先中间后四周，先焊精加工后翼身壳体2上的纵向T型加强筋后焊精加工后翼身壳体2上的横向矩形筋；步骤32、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二面之间的100％定位焊；步骤33、先进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一侧面之间的100％定位焊，再进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二侧面之间的100％定位焊。步骤31～步骤33中每个面上100％定位焊的焊缝长度均为10-30mm，100％定位焊为定位焊焊缝长度的100％。经过步骤31～步骤33后再进行第三焊接3D扫描检测，以探测100％对称定位焊对精加工后翼身壳体2的变形是否有影响。

步骤4：对蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行30％对称连续焊之后进行第四焊接3D扫描检测。

具体的，30％对称连续焊的焊接面顺序仍然为：精加工后翼身壳体2上第一面、与第一面对称的第二面、精加工后翼身壳体2上第一侧面、与第一侧面对称的第二侧面。具体进行步骤41～步骤43:步骤41、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一面之间的30％连续焊后，步骤42、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二面之间的30％连续焊，步骤43、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2的第一、二侧面之间的30％连续焊；步骤41～步骤43中每个面上的30％连续焊的顺序均是：先中间后四周，先焊精加工后翼身壳体2上的纵向T型加强筋后进行四周的对接焊。步骤41～步骤43后再进行第四焊接3D扫描检测。其中，30％连续焊为连续焊焊缝长度的30％。

步骤5：对蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行60％反对称连续焊之后进行第五焊接3D扫描检测。

具体的，步骤5相对于步骤4的焊接面的顺序相反，依次为：与第一侧面对称的第二侧面、第一侧面、与第一面对称的第二面、第一面。60％反对称连续焊具体为进行步骤51～步骤53:步骤51、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二侧面之间的60％连续焊；步骤52、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一侧面之间的60％连续焊；步骤53、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二面之间的60％连续焊，进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一面之间的60％连续焊；步骤51～步骤53中每个面上的60％连续焊的顺序均是：先中间后四周，先焊精加工后翼身壳体2上的纵向T型加强筋后进行四周的对接焊。步骤51～步骤53后再进行第五焊接3D扫描检测。其中，60％连续焊为连续焊焊缝长度的60％。

步骤6：对蒙皮1与精加工后翼身壳体2之间进行100％对称连续焊以形成焊接后翼身舱段之后进行第六焊接3D扫描检测。

具体的，步骤6相对于步骤5将焊接面相反，依次为：第一面、与第一面对称的第二面、第一侧面、与第一侧面对称的第二侧面。具体为进行步骤61～步骤63:步骤61、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一面之间的100％连续焊；步骤62、进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二面之间的100％连续焊，步骤63、先进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第一侧面之间的100％连续焊，再进行蒙皮1与精加工后翼身壳体2上第二侧面之间的100％连续焊。步骤61～步骤63中每个面上的100％连续焊的顺序均是：先中间后四周，先焊精加工后翼身壳体2上的纵向T型加强筋后进行四周的对接焊。步骤61～步骤63后再进行第六焊接3D扫描检测。其中，100％连续焊为连续焊焊缝长度的100％。经过试验验证，经步骤6焊接后，变形量小于0.5mm。

在具体实施过程中，第一至第六焊接3D扫描检测均为进行相同或相似的3D扫描的点云与其对应的理论模型进行拟合对比。

步骤7：检测焊接后翼身舱段的焊缝。

具体的，通过荧光和X光检测焊接焊缝的裂纹；通过气密配合肥皂水检测气孔。

在经步骤1～步骤7的蒙皮激光焊接之后对精加工后翼身壳体2依次进行如下舱段热处理步骤：

将焊接后翼身舱段与定位工装装配为封闭整体后进行整体3D扫描检测封闭整体；对封闭整体进行真空热处理后进行热处理3D扫描检测；将定位工装拆除后得到热处理后翼身舱段；对热处理后翼身舱段进行3D扫描检测。

具体的，定位工装的刚度大于焊接后舱段本体的刚度，通过封闭连接将定位工装与焊接后翼身舱段装配形成一个封闭整体，从而控制了热处理变形。定位工装与焊接后翼身舱段之间的连接所用连接销均为钛合金材料。

具体的，整体3D扫描检测用于记录焊接后翼身舱段的外形轮廓度，并作为后续检测的基准。热处理3D扫描检测的结果以整体3D扫描检测为基准进行拟合对比，从而判断焊接后翼身舱段与定位工装装配后是否发生变形。

对热处理后翼身舱段进行3D扫描检测，并将扫描结果与焊接后翼身舱段进炉前的状态进行对比，从而检测出了真空热处理产生的变形量，进而能有效进行焊接后翼身舱段的应力均匀化，同时避免了热处理带来的变形风险。

通过上述本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例中翼身融合整体舱段制造方法，一方面由于在粗加工前进行毛坯3D扫描检测、在粗加工后进行第一形位3D扫描检测以及在精加工后进行第二形位3D扫描检测，因此能及时在每个数控机械步骤后检测出机械加工变形，以准确控制后续数控机械加工，因此有效避免了数控机械加工中的变形累积。另一方面先以粗加工基准粗加工壳体外形后以精加工基准精加工壳体外形，实现了数控机械加工中的基准特征转换，使得每次机械加工的基准更准确，结合上述两方面有效解决了现有翼身融合整体舱段的产品机械加工难以控制的技术问题，进而保证了翼身融合整体舱段的总体质量。

进一步的，在翼身融合舱段铸件的浇铸成型阶段采用石墨型铸造，能够通过多个模具模块拼装出浇铸翼身融合舱段铸件的铸造模具，从而有效规避了大型钛合金铸件融模铸造的缺点，而通过热等静压处理有效保证铸件内部组织的致密性，进而确保了产品的疲劳性能和可靠性一致，还在对翼身融合舱段铸件进行浇铸成型阶段进行多次3D扫描检测(第一、第二、第三3D扫描检测)，因此能及时在每个铸造步骤检测外形轮廓度，有利于全面有效评估翼身融合舱段铸件的尺寸、质量、加工余量。结合这三点对浇铸成型阶段有效控制了变形和收缩，进一步提高了翼身融合整体舱段的总体质量。

进一步，由于在蒙皮激光焊接阶段依次在点焊、50％对称定位焊、100％对称定位焊、30％对称连续焊、60％反对称连续焊、100％对称连续焊后均进行焊接3D扫描检测(第一至第六焊接3D扫描检测)，因此实现了在激光焊接过程动态监测焊接外形轮廓度，有利于及时补救焊接变形，进一步提高了翼身融合整体舱段的总体质量。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，包括：

基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测；

对所述翼身融合舱段铸件依次经过加工测量基准、找平壳体后端面、找正壳体后端框外侧和粗加工铸件外形以形成翼身壳体毛坯；

根据找平后壳体后端面所确定的检测坐标系对所述翼身壳体毛坯进行毛坯3D扫描检测；

基于所述检测坐标系找正后和基于所述毛坯3D扫描检测确定的协调关系进行坐标系偏置后，加工出粗加工基准并根据所述粗加工基准粗加工壳体外形，形成粗加工后翼身壳体；

检测所述粗加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第一形位3D扫描检测所述粗加工后翼身壳体的形位公差；

基于所述第一形位3D扫描检测加工出精加工基准并根据所述精加工基准对所述粗加工后翼身壳体进行精加工壳体外形以形成精加工后翼身壳体；

检测所述精加工后翼身壳体的壳体尺寸以及经第二形位3D扫描检测所述精加工后翼身壳体的形位公差；

对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段。

2.如权利要求1所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述基于石墨型浇铸成型翼身融合舱段铸件并检测，包括：

基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件；

对所述翼身融合舱段铸件依次经过第一铸件3D扫描检测、热等静压处理、第二铸件3D扫描检测和真空退火后去除混合浇铸系统；

对所述翼身融合舱段铸件进行第三铸件3D扫描检测及铸件缺陷检测。

3.如权利要求2所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述热等静压处理具体为：带着所述混合浇铸系统在压力100Mpa，温度≥800℃的环境下进行的热等静压处理。

4.如权利要求2所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，在所述基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件之前，所述翼身融合整体舱段制造方法还包括：

基于预设几何尺寸数控加工出内型石墨模具块、外型石墨模具块；

对所述内型石墨模具块和所述外型石墨模具块均进行模具3D扫描检测；

将所述内型石墨模具块与所述外型石墨模具块通过过定位连接以轴向拼装为整体石墨模具；

整体精加工所述整体石墨模具，以形成所述翼身融合铸造模具。

5.如权利要求2所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述基于翼身融合铸造模具进行钛合金真空浇铸出所述翼身融合舱段铸件，包括：

在浇铸前控制所述铸炉内的真空度<1000Pa后，通过所述混合浇铸系统以预设计铸件图进行钛合金真空浇铸入所述翼身融合铸造模具，其中，在进行所述钛合金真空浇铸时控制所述铸炉内在恒温180度的时长≥4小时；

浇铸后控制所述铸炉内温度冷却至室温后开炉。

6.如权利要求5所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，在浇铸前控制所述铸炉内恒温时间≥6小时。

7.如权利要求5所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，浇铸前钛合金铸钛液的重量至少为所述翼身融合舱段铸件与所述混合浇铸系统的总重量的1.5倍。

8.如权利要求5所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述预设计铸件图具体为：基于长的收缩率0.4％～0.6％、宽的收缩率0.3％～0.5％、高的收缩率0.6％～0.8％、外型面单边5mm加工余量和轴向8mm加工余量设计。

9.如权利要求1所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段包括：在所述舱段热处理之前对所述精加工后翼身壳体依次进行的如下蒙皮激光焊接步骤：

步骤1：蒙皮修配至与所述精加工后翼身壳体之间的单边对接焊缝间隙<0.2mm后进行点焊以及进行第一焊接3D扫描检测，其中，所述点焊的间距为所述蒙皮的长宽尺寸的5％-10％；

步骤2：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行50％对称定位焊之后进行第二焊接3D扫描检测；

步骤3：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行100％对称定位焊之后进行第三焊接3D扫描检测；

步骤4：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行30％对称连续焊之后进行第四焊接3D扫描检测；

步骤5：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行60％反对称连续焊之后进行第五焊接3D扫描检测；

步骤6：对所述蒙皮与所述精加工后翼身壳体之间进行100％对称连续焊以形成焊接后翼身舱段之后进行第六焊接3D扫描检测；

步骤7:检测所述焊接后翼身舱段的焊缝。

10.如权利要求1所述的翼身融合整体舱段制造方法，其特征在于，所述对所述精加工后翼身壳体进行蒙皮激光焊接与舱段热处理，以形成所述翼身融合整体舱段包括：在所述蒙皮激光焊接之后对所述精加工后翼身壳体依次进行的如下舱段热处理步骤：

将所述焊接后翼身舱段与定位工装装配为封闭整体后进行整体3D扫描检测；

对所述封闭整体进行真空热处理后进行热处理3D扫描检测；

将所述定位工装拆除后得到热处理后翼身舱段；

对热处理后翼身舱段进行3D扫描检测后，得到所述翼身融合整体舱段。