CN107695238A - 重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置，解决了负角度集合器上盖整体成形难题，能够实现重型火箭发动机负角度集合器上盖整体成形，减少焊接工序，提高零件的可靠性。成形装置包括上模、下模、压头、芯模。上模、下模上加工有与集合器上盖形状相吻合的型面。上模、下模、压头、芯模形成性一个封闭的腔用来装载固体颗粒，在高温下芯模挤压固体颗粒产生压力，坯料在压力的作用下贴靠上下模成形。该方法采用耐热颗粒介质作为传压介质，从而解决管材热态内高压胀形工艺过程中所面临的传热、密封等难题。

Description

重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置

技术领域

本发明属于塑性加工技术领域，涉及一种负角度集合器上盖成形方法及装置。

背景技术

集合器上盖是火箭发动机中的重要零件，工作环境温度低、压力大、振动强烈，工作环境非常恶劣。因此其原材料采用了镍基高温合金GH4169，常温下具有很高的强度。现役型号中的产品是采用普通拉深成形工艺来成形。由于材料强度高，成形后零件回弹很大，造成尺寸超差，报废率非常高。

随着火箭发动机运载能力的提高，其对产品可靠性要求越来越高。重型火箭发动机的集合器上盖尺寸较大，结构尺寸如图1所示。通过与现役型号发动机对比发现，重型火箭发动机集合器上盖成形难度主要体现在以下几点：

(1)与现役型号产品不同，其分型面与水平面成15°，零件存在冲压负角，无法采用常规拉深工艺一次整体成形；

(2)产品回转直径为与现役型号相比尺寸增大较多，成形后零件的回弹将更大，尺寸精度控制难度更大；

(3)产品翻边孔轴线与水平面成75°，需要根据产品特点设计特殊结构的凸孔模具；

(4)产品壁厚增加至6mm，常温成形变形抗力大，成形困难。

综上所示，重型火箭发动机负角度集合器上盖无法使用现有常规工艺实现其整体成形。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置，能够很好地解决负角度集合器上盖整体成形难题，能够实现重型火箭发动机集合器上盖整体成形，减少焊接工序，提高零件的可靠性。

本发明所采用的技术方案是：一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置，包括：下模、上模、压头、芯模；上模为环形结构，下模表面开有环形凹槽，凹槽底面为弧形，上模和下模合模后，形成与集合器上盖外轮廓面相吻合的型面；使用时，芯模安装在上模内，固定安装在下模中部；压头为环形结构，使用时，压头底部插入上模、芯模之间的间隙内，沿上模内壁上下移动。

所述压头底面为弧形。

还包括螺栓，芯模通过穿过芯模中心的螺栓与下模连接。

一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，包括步骤如下：

步骤一、采用激光切割的方法制出圆形平板坯料；

步骤二、采用拉深方法加工出预成形坯料；预成形坯料为圆筒形壳体，底面边缘向外凸起形成环形结构，环形结构截面为弧线；

步骤三、将上模安装在双动热成形机的压边滑块上，下模安装在双动热成形机的下平台上，压头安装在双动热成形机的拉深滑块上；

步骤四、将步骤二中获得的预成形坯料放置在下模上，预成形坯料下端环形结构与下模的环形凹槽对应放置；

步骤五、将芯模放置在预成形坯料上，并通过螺栓与下模连接在一起；在预成形坯料内装入高温颗粒介质，控制上模下行与下模闭合；

步骤六、对上摸、下模、芯模及预成形坯料的组合件进行整体加热，达到设定温度后保温设定的时间；

步骤七、保温时间到后，控制压头下行挤压高温颗粒介质，使得预成形坯料在压力的作用下贴靠上模、下模，然后保温设定的时间；

步骤八、停止加热，待温度降至设定温度时，控制压头上行，拆除芯模、上摸，取出零件；

步骤九、在步骤八中获得的零件边缘环形凸起结构内加工出翻边孔的预制孔；

步骤十、将零件放置于凹模上，预制孔对准凹模的通孔，控制压边圈下行压住零件，控制凸模对准凹模通孔下行，冲出翻边孔；

步骤十一、将步骤十中获得的零件切除多余的部分形成集合器上盖。

所述步骤五中装入的高温颗粒介质为氧化锆颗粒，直径为

所述步骤六中设定的温度为800℃～900℃，保温时间为30分钟。

所述步骤七中产生的压力不小于50MPa，保温时间为30分钟。

所述步骤八中设定的温度为350℃。

所述步骤九中预制孔的形状为椭圆形，长轴尺寸为18mm，短轴尺寸为10mm。

所述上模为环形结构，下模表面开有环形凹槽，凹槽底面为弧形，上模和下模合模后，形成与集合器上盖外轮廓面相吻合的型面。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明针对负角度集合器上盖无法采用常规工艺实现整体成形的特点，创新性的提出了高温固体颗粒柔性凸模成形方法，从而解决了刚性凸模无法成形冲压负角的难题；

(2)本发明采用高温固体颗粒柔性凸模成形方法，利用高温下材料强度降低的特点，解决了高温合金在常温下强度高，零件成形后回弹大的难题，大大提高了产品成形精度；

(3)本发明采用高温固体颗粒柔性凸模成形方法，利用耐热固体颗粒介质作为传压介质，从而解决了内高压成形等其他柔性成形工艺无法实现高温成形及密封困难的难题。

附图说明

图1(a)、图1(b)为重型火箭发动机负角度集合器上盖结构示意图；

图2为本发明负角度集合器上盖成形的工艺流程图；

图3为本发明通过拉深工艺获得的预成形坯料示意图；

图4(a)为本发明负角度集合器上盖成形模具成形前结构示意图；

图4(b)为本发明负角度集合器上盖成形模具成形后结构示意图；

图5为本发明翻边孔的凸孔模具示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做具体的介绍。

如图1(a)、图1(b)所示，为重型火箭发动机负角度集合器上盖结构示意图，重型火箭发动机负角度集合器上盖为圆盘结构，边缘截面形状为半圆形，过半圆形两端点的直径与集合器上盖端口平面的夹角为15°，边缘开有1个翻边孔；

一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置，如图4(a)、图4(b)所示，包括：下模1、上模4、压头5、芯模6；上模4和下模1开有与集合器上盖理论形状相吻合的型面；预成形坯料2放置在下模1上，芯模6通过螺栓7与下模1连接；下模1、上模4、压头5、芯模6安装完成后形成封闭的腔体。芯模6为圆柱形，压头5为环形，压头5底面为弧形。

上模4为环形结构，上摸4与下模1的接触面一侧的内孔边缘为向内凹陷的弧形，下模1表面开有环形凹槽，凹槽底面为弧形，上模4和下模1合模后，上摸4内孔的端口边缘与下模1上的环形凹槽外轮廓相吻合，共同形成与集合器上盖外轮廓面理论形状相吻合的型面。

图2为本发明负角度集合器上盖成形方法的工艺流程图，如图2所示，使用重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置制造负角度集合器上盖的方法，包括如下步骤：

步骤一、采用激光切割的方法制出圆形平板坯料，直径

步骤二、采用普通拉深方法加工出预成形坯料2，其示意图如图3所示；

步骤三、将上模4、下模1、压头5分别装在双动热成形机的压边滑块、下平台、拉深滑块上，分别用压板将上模4、下模1、压头5固定在双动热成形机的压边滑块、下平台、拉深滑块上；

步骤四、将步骤二中获得的预成形坯料2放置于下模1内，将芯模放置于预成形坯料2上，并通过螺栓7与下模1连接在一起；

步骤五、在预成形坯料2内装入高温颗粒介质3，直径为的氧化锆颗粒，将上模4下行与下模1闭合；模具及坯料整体加热，加热温度为800℃～900℃，保温时间为30分钟；保温时间到后，压头5下行挤压高温颗粒介质，产生压力不小于50MPa，预成形坯料2在压力的作用下贴靠上模4、下模1，然后保温30分钟；保温结束后，停止加热，待模具温度降至350℃时，开模取件；

步骤六、将步骤八中获得的零件加工出翻边孔的预制孔，预制孔的形状为椭圆形，长轴尺寸为18mm，短轴尺寸为10mm；

步骤七、将加工完预制孔后的零件放置于凹模10上，压边圈9下行压住坯料，然后凸模8下行完成凸孔成形，其示意图如图5所示；

步骤八、将步骤十中获得的零件11切除多余的部分形成最终需要的集合器上盖，其示意图如图1(a)所示。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置，其特征在于，包括：下模(1)、上模(4)、压头(5)、芯模(6)；上模(4)为环形结构，下模(1)表面开有环形凹槽，凹槽底面为弧形，上模(4)和下模(1)合模后，形成与集合器上盖外轮廓面相吻合的型面；使用时，芯模(6)安装在上模(4)内，固定安装在下模(1)中部；压头(5)为环形结构，使用时，压头(5)底部插入上模(4)、芯模(6)之间的间隙内，沿上模(4)内壁上下移动。

2.根据权利要求1所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置，其特征在于：所述压头(5)底面为弧形。

3.根据权利要求1或2所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形装置，其特征在于：还包括螺栓(7)，芯模(6)通过穿过芯模(6)中心的螺栓(7)与下模(1)连接。

4.一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于，包括步骤如下：

步骤一、采用激光切割的方法制出圆形平板坯料；

步骤二、采用拉深方法加工出预成形坯料(2)；预成形坯料(2)为圆筒形壳体，底面边缘向外凸起形成环形结构，环形结构截面为弧线；

步骤三、将上模(4)安装在双动热成形机的压边滑块上，下模(1)安装在双动热成形机的下平台上，压头(5)安装在双动热成形机的拉深滑块上；

步骤四、将步骤二中获得的预成形坯料(2)放置在下模(1)上，预成形坯料(2)下端环形结构与下模(1)的环形凹槽对应放置；

步骤五、将芯模(6)放置在预成形坯料(2)上，并通过螺栓(7)与下模(1)连接在一起；在预成形坯料(2)内装入高温颗粒介质(3)，控制上模(4)下行与下模(1)闭合；

步骤六、对上摸(4)、下模(1)、芯模(6)及预成形坯料(2)的组合件进行整体加热，达到设定温度后保温设定的时间；

步骤七、保温时间到后，控制压头(5)下行挤压高温颗粒介质(3)，使得预成形坯料(2)在压力的作用下贴靠上模(4)、下模(1)，然后保温设定的时间；

步骤八、停止加热，待温度降至设定温度时，控制压头(5)上行，拆除芯模(6)、上摸(4)，取出零件(11)；

步骤九、在步骤八中获得的零件边缘环形凸起结构内加工出翻边孔的预制孔；

步骤十、将零件放置于凹模(10)上，预制孔对准凹模(10)的通孔，控制压边圈(9)下行压住零件，控制凸模(8)对准凹模(10)通孔下行，冲出翻边孔；

步骤十一、将步骤十中获得的零件(11)切除多余的部分形成集合器上盖。

5.根据权利要求4所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述步骤五中装入的高温颗粒介质为氧化锆颗粒，直径为

6.根据权利要求4或5所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述步骤六中设定的温度为800℃～900℃，保温时间为30分钟。

7.根据权利要求6所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述步骤七中产生的压力不小于50MPa，保温时间为30分钟。

8.根据权利要求7所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述步骤八中设定的温度为350℃。

9.根据权利要求4或5所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述步骤九中预制孔的形状为椭圆形，长轴尺寸为18mm，短轴尺寸为10mm。

10.根据权利要求4所述的一种重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法，其特征在于：所述上模(4)为环形结构，下模(1)表面开有环形凹槽，凹槽底面为弧形，上模(4)和下模(1)合模后，形成与集合器上盖外轮廓面相吻合的型面。