CN106777613A - 一种优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航天飞行器结构设计领域，提供一种优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法。该制备方法在已有运载火箭捆绑支座基础上，对其更换为Ti‑TC11材料后，对结构进行静力分析，根据分析结果，在不改变试样阶段捆绑支座的整体结构形式及其装配接口的前提条件下，将应力较低处的材料扣除，再修改模型，重新进行结构应力水平分析和结构失稳载荷分析；此过程循环若干次，至捆绑支座结构在设计载荷下的应力水平整体比较均匀且接近Ti‑TC11材料的极限应力，同时失稳载荷略大于或等于设计载荷时为止。本发明适合于大推力捆绑运载火箭传力点的捆绑支座设计，有利于缩短产品生产周期、降低生产成本、减少捆绑结构重量，提高运载效率。
Description
技术领域
本发明属于航天飞行器结构设计领域，涉及优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法。
背景技术
在捆绑运载火箭的芯级和每一个助推器上分别有一个主传力捆绑支座，二者通过爆炸分离螺栓连接，主传力捆绑支座将助推器的推力传递至芯级，作为重要的承力和传力部件，捆绑支座结构形式对火箭壳体局部强度有着非常重大的影响。我国已有型号的主传力点均采用方块状的捆绑支座，通过连接螺栓的抗剪作用将推力从捆绑支座传递至芯级壳体。已有型号助推推力设计载荷在100吨左右，而CZ-5主传力点设计载荷为330吨，分析表明，仍然沿用原来的结构形式，捆绑支座及其连接螺栓、火箭壳体很难同时满足结构轻量化及设计载荷要求，所以，CZ-5试样阶段研制了一种扇状中间镂孔的捆绑支座，结构材料为钢锻件30CrMnSiNi2A。
这种捆绑支座提高了大推力捆绑运载火箭主传力点捆绑集中载荷扩散效率，解决了捆绑支座自身、连接螺栓、火箭壳体捆绑局部区域的结构强度问题。但由于材料为钢锻件，捆绑支座结构重量较重(单个为105kg，4个捆绑支座和420kg)，且生产加工周期较长，加工工艺复杂、加工量大导致加工成本过高，难以满足CZ-5结构进一步减重以及快速、低成本生产要求，必须研制新型捆绑支座。
发明内容
为了进一步对现有的扇状捆绑支座进行结构减重，改变捆绑支座的材料和生产工艺，满足捆绑支座进一步减重以及快速、低成本生产的技术要求，本发明提供一种轻质钛合金快速成型的运载火箭捆绑支座。本发明适合于大推力捆绑运载火箭传力点的捆绑支座设计，有利于缩短产品生产周期、降低生产成本、减少捆绑结构重量，提高运载效率。
为了达到上述目的，本发明的技术方案为：
一种优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法，是在已有运载火箭捆绑支座基础上，对其更换材料后进行拓扑优化、设计优化，形成新的局部优化结构形式；并采用激光增材快速成型方法制备得到轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座。
将原始运载火箭捆绑支座模型的模型材料替换为Ti-TC11，对结构进行静力分析，根据分析结果，在不改变试样阶段捆绑支座的整体结构形式及其装配接口(所有的连接螺栓孔不能改变)的前提条件下，将应力较低处的材料扣除，再修改模型，重新进行结构应力水平分析和结构失稳载荷分析，将此过程循环若干次，直至捆绑支座结构在设计载荷下的应力水平整体比较均匀且接近Ti-TC11材料的极限应力，同时失稳载荷略大于或等于设计载荷时为止。
本发明的有益效果为：采用本发明专利前、后产生如下效果：1)产品生产工艺由钢锻件机加制造改为激光增材快速成型制造；2)产品材料由钢锻件30CrMnSiNi2A改为Ti-TC11，结构重量由105kg下降至56kg，结构重量下降49kg，下降幅度为46.6％；3)产品的生产周期由180天下降至35天，金属切削加工量由900kg下降至40kg；4)产品的承载能力、与其他结构的装配关系、承受集中载荷后的扩散效率等特征指标基本保持不变。此项发明大幅度降低了捆绑支座的结构重量、缩短了生产周期、降低了加工成本，同时保持了原捆绑支座产品性能，可应同时用于CZ-5芯级及助推捆绑支座设计，还可以推广重型捆绑系列运载火箭。
附图说明
图1为根据应力分布状态(一半模型)确定的可扣除材料区域；
图2为一半模型的失稳波形图；
图3为本发明的捆绑支座结构模型图；
图4为本发明的捆绑支座结构模型的内侧视图。
具体实施方式
该发明专利已经由专利研制单位组织实施，应用于CZ-5火箭芯级前捆绑支座的设计，后续可实施于重型运载型号。
本发明的技术方案主要包含两点：⑴在已有捆绑支座基础之上的进一步拓扑优化、设计优化；⑵采用激光增材制造技术的轻质钛合金快速成型生产工艺。
1)对CZ-5前捆绑进行了多部段联合优化后，捆绑支座和芯级壳体各部段整体结构形式已经呈优化状态，各部段之间装配、传力关系已经固定。本发明的优化是在原结构基础上进行改变，并同时更换与原结构材料强度相当的轻质钛合金。
具体优化方法为：将模型捆绑支座部分的模型材料替换为Ti-TC11，对结构进行静力分析，根据分析结果，将应力较低处的材料扣除，再修改模型，重新进行结构应力水平分析和结构失稳载荷分析，将此过程循环若干次，直至捆绑支座结构在设计载荷下的应力水平整体比较均匀且接近Ti-TC11材料的极限应力，同时失稳载荷略大于或等于设计载荷时为止。根据本发明专利设计的最终的捆绑支座结构形式见图3、图4。
2)芯级捆绑支座激光增材快速成型生产工艺按MPM-TY-GF-001A《航空用钛合金构件激光成形工艺规范》的要求进行；
激光快速成形制粉用粉末的化学成分，按照GJB2744A-2007《航空用钛及钛合金锻件规范》中相应要求执行。成分分析方法按GB/T4698-1985《海绵钛、钛及钛合金化学分析方法》执行；
热处理按MPM-TY-GF-007A《激光成形TC11钛合金构件热处理工艺规范》要求进行；
超声波检验按照GJB1580A-2004《变形金属超声检查方法》进行，参照锻件超声波检验A级标准；
力学性能检测按表1规定的内容进行，检测试样从芯级捆绑支座边料理化取样料上采取。检测方法按GB/T228-2002《金属材料室温拉伸试验方法》执行；
力学性能检测按表1规定的内容进行，检测试样从芯级捆绑支座边料理化取样料上采取。检测方法按GB/T228-2002《金属材料室温拉伸试验方法》执行；
表1激光成形TC11芯级捆绑支座试样的室温力学性能
| 状态 | 取向 | Rm/MPa | Rp0.2/MPa | A/％ | Z/％ |
| 去应力退火态 | L、T | 930～1130 | ≥855 | ≥6 | ≥12 |
注：L(纵向)为激光沉积增高方向。T垂直于L。
Claims (1)
1.一种优化的轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座的制备方法，其特征在于，所述的制备方法是在已有运载火箭捆绑支座基础上，对其更换材料后进行拓扑优化、设计优化，形成新的局部优化结构形式；并采用激光增材快速成型方法制备得到轻质钛合金快速成型运载火箭捆绑支座，具体为：
将原始运载火箭捆绑支座模型的模型材料替换为Ti-TC11，对结构进行静力分析；根据分析结果，在不改变试样阶段捆绑支座的整体结构形式及其装配接口的前提条件下，将应力较低处的材料扣除；再修改模型，重新进行结构应力水平分析和结构失稳载荷分析，将此过程循环若干次，直至捆绑支座结构在设计载荷下的应力水平整体比较均匀且接近Ti-TC11材料的极限应力，同时失稳载荷大于或等于设计载荷时为止。
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