CN106363067B - 一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置及其成形方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置及其成形方法，本发明公开的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置包括：压机系统、凸模、充液室、压边圈和大容积液室压力控制系统；所述充液室内充满液体，板料覆盖在充液室顶部，并用压边圈固定；所述凸模凸面与板料正对，凸模向下运动过程中，板料在流体高压支撑下拉深成形。通过本发明提供的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置刚性好，承载力强。

Description

一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置及其成形方法

技术领域

本发明涉及航天器贮箱形成工艺，特别涉及一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置及其成形方法。

背景技术

航天器燃料贮箱箱底属于大型深腔薄壁构件，典型现役运载火箭贮箱直径达到3350mm，采用热处理强化铝合金，壁厚4-6mm，为空间椭球曲面零件。目前，航天领域采用传统的“分块成形+组装拼焊”的方法，如图1所示，顶盖压制、瓜瓣拉形后，多块拼焊组成椭球冠形，再与型材框组合。

这种拼焊结构存在尺寸精度低、工作量大、材料利用率低，减重受到限制，结构承载能力差、可靠性差，生产成本高等问题，具体体现在：1）壁厚均匀性指标难以达到设计要求，现有的瓜瓣壁板成形方法为拉形成形或压制成形，壁厚6mm 左右的瓜瓣其厚度偏差可达1-1.5mm，壁厚减薄率大（超过20%），难以达到设计要求；2）传统的瓜瓣壁板成形方法回弹大、尺寸一致性差，强制装配焊接易导致焊接区域（接头强度系数0.5-0.65 左右）存在较大内应力、焊接应力和焊接变形将引起构件承载能力下降；3）箱底减重受到限制，焊缝区域为箱底力学性能薄弱区域，目前仍通过局部加厚来实现与母材等强，加厚区的存在限制了结构的进一步减重效果。

在大型复杂薄壁结构的制造工艺技术方面，整体式制造技术是该领域的发展趋势。目前美国、欧洲、日本采用整体强力旋压技术成形出直径达5m的运载火箭贮箱箱底，而箱底旋压过程中容易出现失稳起皱，材料受热不均，后续机加工量过大等问题。本发明提供一种航天器贮箱箱底流体高压成形方法，解决薄壁曲面构件整体成形问题。

发明内容

本发明解决的问题是现有技术形成的航天器燃料贮箱箱底质量差，为解决所述问题，本发明提供一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置及其成形方法。

本发明提供的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，包括：压机系统、凸模、充液室、压边圈和大容积液体压力控制系统；所述充液室内充满液体，板料覆盖在充液室顶部，并用所述压边圈将板料压住；所述凸模凸面与板料正对，凸模向下运动过程中，板料在流体高压支撑下拉深成形。

进一步，所述的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，其特征在于在板料一侧放置有充液室，液室容积超过2000L。所述充液室内设置有出液孔，所述出液孔与大容积液体压力控制系统连接。

进一步，所述的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，其特征在于，所述大容积压力控制系统可设定容积超过2000L充液室内压力的变化曲线，并满足充液室液体排出的最大流量要求。

进一步，所述充液室压力控制阀的最大流量不小于

，

贮箱箱底为椭球球冠状，V为椭球球冠体积，a为长半轴长度，b为短半轴长度，为凸模运动速度，t为时间。

进一步，所述板料覆盖各种热处理状态的铝合金和铝锂合金。

本发明提供的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置的成形方法为，充液室充满液体，板料覆盖于充液室顶部，凸模垂直板料朝充液室底部运动时，板料在流体高压支撑下拉深成形。

本发明的优点包括:

本发明所述燃料箱底整体成形方法适用于各类大型复杂薄壁曲面构件，相比于旋压成形只能成形轴对称零件的局限，该方法可成形各类变曲率、非对称薄壁零件，且成形零件最小壁厚优于旋压和其他压力加工方法，有助于运载器的实现结构减重，提高有效载重量。

本发明方法可大幅缩短运载器燃料贮箱制造周期并提高成形质量。

附图说明

图1通过现有技术形成的航天器燃料贮箱箱底的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的航天器燃料贮箱箱底成形装置的结构示意图。

图3是本发明实施例提供的航天器燃料贮箱箱底成形装置的形成的整体燃料贮箱箱底结构示意图。

图4为燃料贮箱箱底直径分别为2250mm和3350mm时充液室内液体排量随凸模下压量的变化趋势。

图5（a）为凸模下行速度为1mm/s时，充液室压力控制阀流量随凸模下行时间变化曲线；（b）为凸模下行速度为2mm/s时，充液室压力控制阀流量随凸模下行时间变化曲线。

具体实施方式

下文中，结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。

如图2所示，本发明提供的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，包括：压机系统1、凸模2、压边圈3、充液室4、大容积的液体压力控制系统5。所述充液室4内充满液体，板料覆盖在充液室4顶部，并用压边圈3将板料压住；所述凸模1凸面与板料正对，凸模向下运动过程中，板料在液体压力支撑下拉深成形。

所述凸模的运动速度和方向通过压机系统1控制。压机系统在本实施例采用万吨级普通双动液压机，为大型箱底拉深提供驱动力。所述凸模形状根据欲形成的航天器燃料贮箱箱底尺寸确定。

继续参考图2，充液室4初始状态下填充满水介质或油介质，随凸模2行程增加液体逐渐排除充液室4，充液室内压力由大容积液体压力控制系统5实时控制，大容积压力控制系统可设定容积超过2000L充液室内压力的变化曲线，并满足充液室液体排出的最大流量要求。

图3为采用本发明所提供的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置所形成的整体燃料贮箱箱底示意图。

本发明中高压液体容积达到数千升，远高于国内外传统板料液力成形设备，且随着凸模行程增加，液体瞬时流量逐渐增加，对大流量液室压力精确控制提出较高要求。

本发明中椭球型面箱底成形过程液体流量计算如下：

椭球球冠体积计算公式如下式所示，

（1）

其中V为椭球球冠体积，a为长半轴长度，b为短半轴长度，y为下压量。

假设凸模匀速运动，令y=vt，v为凸模运动速度，则球冠体积对时间t的一阶导数为：

（2）

以直径分别为φ3350和φ2250两种椭球型面箱底为例，球冠体积随凸模下压量的变化如图4所示。从中可见，液体排量随下压量增加其变化率逐渐增大。

直径3350时，当下压量达868mm时液体排量为4567.8L。

直径2250时，当下压量达612mm时液体排量为1379.9L。

根据充液室内液体流量峰值选择符合流量要求的液体压力控制阀组和控制系统，本领域技术人员可以计算椭球冠直径确定和凸模下压速度确定时，充液室流量和时间的关系，如图5所示，对于直径3350椭球冠，当凸模下压速度为1mm/s时流量峰值为8.5L/s；当下压速度为2mm/s时流量峰值为17L/s。本实施例中，如图2所示，充液室压力控制阀组采用主阀40mm大通径的NG40 型号的压力控制阀组，实现对充液室4中大流量液体介质被动排出时压力控制；控制系统原理图如图2所示。

所述板料覆盖各种热处理状态的铝合金和铝锂合金。

本发明的优点是：本发明所述燃料箱底整体成形方法适用于各类大型复杂薄壁曲面构件，相比于旋压成形只能成形轴对称零件的局限，该方法可成形各类变曲率、非对称薄壁零件，且成形零件最小壁厚优于旋压和其他压力加工方法，有助于运载器的实现结构减重，提高有效载重量。

本发明方法可大幅缩短运载器燃料贮箱制造周期并提高成形质量。传统“分块成形+拼焊”结构贮箱箱底制造周期在28天左右，而采用整体成形方法后，箱底制造周期可缩短至3天，大幅提高制造效率。同时，传统“分块成形+拼焊”结构贮箱箱底存在较大的焊接残余应力，变形大，尺寸一致性差，焊缝的存在会降低产品的承载能力，部分焊接缺陷甚至会成为导致产品整体失效的主要因素，而采用整体成形箱底零件，结构刚度和可靠性均得到大幅提高。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，所述航天器燃料贮箱箱底整体成形装置包括压机系统、凸模、充液室、压边圈和液体压力控制系统；所述充液室内充满液体，板料覆盖在所述充液室顶部，并用所述压边圈将所述板料压住；所述凸模凸面与所述板料正对，所述压机系统驱动所述凸模垂直所述板料朝所述充液室底部运动过程中，所述板料在流体高压支撑下拉深成形；所述充液室容积超过2000L；所述充液室内设置有出液孔，所述出液孔与所述液体压力控制系统连接；所述充液室内压力由所述液体压力控制系统实时控制，所述液体压力控制系统设定容积超过2000L的充液室内压力的变化曲线，并满足所述充液室液体排出的最大流量要求；所述充液室排出液体体积随凸模下压量增加其变化率逐渐增大；充液室压力控制阀组实现对充液室中大流量液体介质被动排出时压力控制；

根据充液室内液体流量峰值选择符合流量要求的充液室压力控制阀组和液体压力控制系统；所述充液室压力控制阀的最大流量不小于

贮箱箱底为椭球球冠状，V为椭球球冠体积，a为长半轴长度，b为短半轴长度，v为凸模运动速度，t为时间；

所述航天器燃料贮箱箱底为深腔薄壁构件，壁厚4-6mm。

2.依据权利要求1所述的航天器燃料贮箱箱底整体成形装置，其特征在于，所述板料覆盖各种热处理状态的铝合金和铝锂合金。