CN111673152B - 适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法 - Google Patents

适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，首先对飞行器舱体各零件制造加工，对核心零件的关键对接接口预制并预留工艺余量，非核心零件按设计图样加工到位；其次零件成形过程中保留最终对接特征的情况下制作单个舱体部件；再次在舱体部件装配过程中借助型架完成飞行器舱体各零件的装配；最后在整体加工过程中采用实时精密测量技术，在飞行器舱体装配后，针对飞行器舱体对接接口及设备安装接口进行整舱段级机械加工，实现飞行器舱体达到需要的尺寸精度，本发明有效提高了对接接口、安装接口的定位精度，解决了现有技术中因变形而导致无法高精度对接的问题，满足了飞行器舱体结构、卫星平台结构舱段制造加工应用的需求。

Description

适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法
技术领域
本发明涉及空间飞行器产品制造领域，具体地，涉及一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法。
背景技术
依据我国探月工程三期计划，将发射嫦娥五号探测器，完成月面着陆及自主采样返回任务。探测器包括轨道器、返回器、着陆器、上升器组成；其中，轨道器包括推进舱、支撑舱、对接舱。
推进舱、支撑舱是轨道器的主要部段，承担结构力学承载及设备安装等功能。支撑舱上端与着陆器有器间对接接口；推进舱下端与运载火箭有器箭对接接口，舱内与返回器、推进系统模块有对接接口；支撑舱与推进舱有舱间对接分离面。其内外诸多接口的对接精度直接影响到舱段连接及分离的可靠性。推进舱结构由一个圆柱筒形件、内部支撑连接构件等构成，支撑舱由一个圆锥形筒、上下框环等零件构成；对接舱由蜂窝箱板、金属支撑角、上下对接平台等零部件构成。上述三种舱体构型不同，但都不仅需要一定的结构强度，而且对各对接接口的形位尺寸都提出了较高的精度要求。传统的制造方法采用零件加严控制精度、再借助高精度装配型架来实现，存在着诸多的问题，如对接孔、设备安装孔最终状态下尺寸及位置精度难以保证，其中最主要的原因就在于装配后变形大以及尺寸精度偏差大，难以满足高精度要求下的产品指标。
专利文献CN104234435A公开了一种方舱的制作方法和系统，所述方舱包括舱体外框架，所述舱体外框架包括骨架结构、方舱支撑板和隔舱框架；所述的方法包括：采用钢管搭建骨架结构；采用铝型材在所述骨架结构上搭建方舱支撑板和隔舱框架；依据所述舱体外框架设置方舱内部设备，但该方法无法解决舱体精确的问题，设计不合理。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法。
根据本发明提供的一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，包括如下步骤：
步骤一：对飞行器舱体各零件制造加工，对核心零件的关键对接接口进行预制并预留工艺余量，并将预留工艺余量在后续工序中逐步去除，非核心零件按设计图样加工到位；
步骤二：在零件成形过程中，在保留最终对接特征的情况下，制作单个舱体部件，所述单个舱体部件暂时保留对接特征的中间尺寸状态，同时具有符合设计图样要求的非对接接口特征；
步骤三：在舱体部件装配过程中，通过型架实现飞行器舱体各零件的组装装配，装配过程中使用过渡阶段定位特征；
步骤四：在整体加工过程中，采用实时精密测量技术，在飞行器舱体装配后，针对飞行器舱体对接接口及设备安装接口进行整舱段级机械加工，实现飞行器舱体最终对接接口及安装接口达到需要的尺寸精度。
优选地，所述核心零件为飞行器舱段内外最终接口特征的零件；
所述非核心零件包括蒙皮、埋件以及纵梁；
所述关键对接接口包括零件的对接面、对接孔以及安装孔；
所述非对接接口特征包括加强筋、减轻内槽以及舱体内壁面。
优选地，所述步骤一中所述的预留工艺余量为3-5mm，其中，所述对接孔的单边余量为5-8mm。
优选地，所述单个舱体部件的制作采用胶接、铆接、螺接中的任一种或任多种固化装配成形方式，固化装配定位基准以已加工的端面、舱体外壁面、定位底孔为准。
优选地，所述实时精密测量技术包括采用激光跟踪仪进行形位尺寸精度的实测。
优选地，所述加工的端面、舱体外壁面的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，其中所述铣削刀具切削进给量不大于0.3mm/次；
所述加工的定位底孔的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，所述铣削刀具切削进给量不大于0.2mm/次。
优选地，所述整舱段级机械加工前的精密测量为舱体竖直放置于高精度平台上，采用激光跟踪仪对舱段高度、平行度、上端面平面度、下端面平面度、轴线垂直度、上端面对接孔位置度、下端面对接孔位置度进行精度测量，判断舱体变形量，从而得出下阶段舱体整体加工的工艺量。
优选地，所述高精度平台是指平面度优于0.1mm。
优选地，还包括龙门加工中心或大型镗铣床，所述整舱段级机械加工借助龙门加工中心或大型镗铣床并采用铣削主轴及刀具，对单个舱体上、下端面上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态；
对单个舱体内支架及部件上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态，此时加工进给量不大于0.15mm/次，最终形成符合产品图样要求的对接面平面度、平行度、高度以及对接孔位置度。
优选地，所述飞行器舱体包括圆柱筒形、圆锥筒形以及立方体型。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过分阶段去除对接接口的工艺余量，客观上增加了应力释放次数，延长因加工、装配导致的应力释放时间，提高了应力释放效果，降低了因胶接固化、铆接和/或螺接装配等客观变形对接口最终形位尺寸精度的影响，有效提高对接接口、安装接口的定位精度，解决了现有技术中因过程变形而导致无法满足高精度对接要求等问题，满足了飞行器结构舱段制造加工应用的需求。
2、本发明在零件状态下仅加工制出非关键接口特征，预留高精度接口暂不加工，从而降低了零件加工的难度和加工成本，缩减了零件加工周期。
3、本发明在舱体固化或装配时，高精度接口尚留有加工余量，降低了对型架的精度和装配操作的要求，提高了装配的可操作性，从而降低了舱体固化、装配的难度，缩减了固化或装配的周期。
4、本发明在零件加工、组件成形、部件装配等环节过程指标相对独立，可避免精度过高导致尺寸链无法分解实施的问题，尤其适用于大尺寸高精度飞行器舱体结构的制造。
5、本发明不但适用于飞行器结构舱段的制造加工，同时也适用于其他空间飞行器结构、卫星结构平台的加工应用，应用范围广泛。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明中飞行器舱体制造方法流程示意图；
图2为本发明零件制造示意图；
图3为本发明部件制造示意图；
图4为本发明舱体整体加工示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供了一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，如图1所示，首先，对飞行器舱体各零件制造加工，对核心零件的关键对接接口进行预制并预留工艺余量，并将预留工艺余量3-5mm，具体可依据结构形式及相应精度要求进行调整选取，并在后续工序中逐步去除，非核心零件按设计图样加工到位；其次，在零件成形过程中，在保留最终对接特征的情况下，制作单个舱体部件，所述单个舱体部件暂时保留对接特征的中间尺寸状态，即预留工艺余量的状态，其中，所述对接孔的单边余量5-8mm；同时具有符合设计图样要求的非对接接口特征；再次，在舱体部件装配过程中，视上一步骤成形精度，对舱体整体进行尺寸余量的机械加工，包括车削、铣削、镗削以及钻削，通过借助高精度型架实现飞行器舱体各零件的组装装配，装配过程中使用过渡阶段定位特征；最后，在整体加工过程中，采用实时精密测量技术，在飞行器舱体装配后，针对飞行器舱体对接接口及设备安装接口进行整舱段级机械加工，主要是铣削、镗削以及钻削加工，并辅以小量进给切削，实现飞行器舱体最终对接接口及安装接口达到需要的尺寸精度。
具体地，所述最终对接特征是位于飞行器舱体本体上且与其物理连接的其他独立功能舱体之间的实体接口特征，主要起到端面接触、力学承载支撑、空间位置定位、连接解锁及分离等作用，这些特征包括飞行器舱体的前端面、后端面(按飞行轴线方向)上的对接面、对接及分离孔、定位销孔、基准线等，以及飞行器舱内涉及与外部其他舱体的支撑支架上、转接支架上的对接面、对接及分离孔、定位销孔、基准线等特征，例如图4中单个舱体301上、下端面上的对接孔、对接面，第一支架302、第二支架303上的对接孔、对接面，舱内部件304上的对接孔等。
具体地，所述中间尺寸状态是相对于飞行器舱体产品最终尺寸状态而言，属于满足工艺过程尺寸的一种客观物理状态，一般在飞行器舱体前(后)端面、对接孔、设备安装孔等预留3-5mm余量，例如图3中筒形舱体201加工完成后的状态。
具体地，过渡阶段定位特征是相对于飞行器舱体最终对接特征，属于制造过程中某个主要加工、装配阶段，起到初步定位、支撑、连接等作用的特征，包括飞行器舱体的对接端面、对接孔、基准刻线等特征。例如图3中的筒形舱体201上、下端面、对接孔、基准刻线等。
本发明中所述零件制造，主要是完成核心零件的预加工，但暂时保留对精度要求较高的特征，同时使用中间尺寸状态接口满足后续组件装配所需必要接口；核心零件一般为涉及到飞行器舱段内外最终接口特征的零件；接口特征包括但不限于对接面、分离连接孔、设备安装孔；接口特征涉及指标包括但不限于：舱段高度、平行度、轴线垂直度、对接面平面度、对接圆柱面圆度、对接孔位置度、设备安装孔位置度；对于不涉及接口特征的非核心零件，直接加工到产品图样状态。
具体地，所述部件成形是指将核心零件、非核心零件等通过固化胶接、铆接和/或螺接装配为一个独立部件；所述组件装配，将舱段所属零件借助高精度型架工装装配连接为一个独立舱段；所述整体加工是指针对整个舱体将对接接口等加工至产品设计尺寸状态。
具体地，所述核心零件包括涉及飞行器舱段内外最终接口特征的零件，所述非核心零件包括蒙皮、埋件以及纵梁，所述关键对接接口包括零件的对接面、对接孔以及安装孔，所述非对接接口特征包括加强筋、减轻内槽以及舱体内壁面。
具体地，所述单个舱体部件的制作采用胶接、铆接和/或螺接固化装配成形方式，固化装配定位基准以已加工的端面、舱体外壁面、定位底孔为准。
具体地，所述实时精密测量技术包括采用激光跟踪仪进行形位尺寸精度的实测，如果不满足要求，再根据具体需要进行再次补充精细加工直到满足产品指标要求。
具体地，所述加工过程中端面、舱体外壁面的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，其中所述铣削刀具切削进给量不大于0.3mm/次，所述加工过程定位孔的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，所述铣削刀具切削进给量不大于0.2mm/次。
具体地，所述整舱段级机械加工前的精密测量为舱体竖直放置于高精度平台上，所述高精度平台是指平面度优于0.1mm，采用激光跟踪仪对舱段高度、平行度、上下端面平面度、轴线垂直度、对接孔位置度进行精度测量，判断舱体变形量，从而得出下阶段整舱整体加工的工艺量。
具体地，还包括龙门加工中心或大型镗铣床，所述整舱段级机械加工借助龙门加工中心或大型镗铣床并采用铣削主轴及刀具，对单个舱体上、下端面上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态，对单个舱体内支架及部件上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态，此时加工进给量不大于0.15mm/次，其中最后阶段加工进给量一般不大于0.05mm/次，最终形成符合产品图样要求的对接面平面度、平行度、高度以及对接孔位置度。
实施例：
如图2-4所示，并以圆柱筒型结构的飞行器舱体为例，采用本发明中的制造方法制作：
step1：对前框环101、后框环102等核心零件进行预加工，在核心零件的端面、外圆柱面、设备安装台阶面等部位留单边3mm-5mm余量暂不制出，对接孔仅制出用于后续工序装配定位用的中间尺寸状态底孔，单边余量5-8mm；其余非对接接口特征如加强筋、减轻内槽、内圆柱面等依据产品图样加工到要求尺寸，如蒙皮103、埋件、纵梁等非核心零件按产品图样加工到位。
step2：将前框环101、后框环102、蒙皮103及其他零件进行装配，采用胶接整体固化形式进行成形，形成单个圆柱筒形舱体201；固化装配定位基准以已加工的端面、外圆柱面、定位底孔为准。
step3：采用激光跟踪仪检测筒形舱体201形位精度，如高度、平行度、平面度、圆度、定位孔位置度等，判断筒体变形量，拟定加工量，在5m立车202上安装铣削刀具203并对筒段舱体前框环101、后框环102的外圆柱面、对接面进行车削加工，加工出装配所需的过渡阶段定位面，但未到产品最终尺寸状态；去除余量一般为1.5mm-2.5mm，具体加工量依据变形情况及余量状态而定；切削进给量一般不大于0.3mm/次。
在龙门加工中心401上，借助铣削主轴及刀具402，对筒形舱体前框环101、后框环102进行铣削加工，制出装配所需的过渡阶段定位孔，并预留1.5-2.5mm余量，未到产品最终尺寸状态；切削进给量一般小于0.2mm/次；保证下道工序所需的形位尺寸及装配接口。
step4：在装配型架上，对舱体各部件进行装配连接。采用前框环101、后框环102上的相应过渡定位孔、定位面作为基准，进行装配连接；装配过程中，借助激光跟踪仪进行各部件装配尺寸的实时监测，及时调整装配参数；装配完成后形成单个舱体301。
step5：对上述装配后的舱体301，竖直放置于高精度平台上(平面度优于0.1mm)，采用激光跟踪仪，对舱段高度、平行度、上下端面平面度、轴线垂直度、对接孔位置度等特征进行精度测量，判断舱体变形量，拟定下阶段整舱整体加工的工艺量。
step6：在龙门加工中心401上，借助铣削主轴及刀具402，对单个舱体301上、下端面上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态；对其舱内第一支架302、第二支架303上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态；对舱内部件304上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态；此阶段加工进给量一般不大于0.15mm/次，其中最后阶段加工进给量一般不大于0.05mm/次；最终形成符合产品图样要求的对接面平面度、平行度、高度、对接孔位置度等。
本发明涉及飞行器舱体包括核心零件、非核心零件、连接件等零部件，加工过程中首先对所有零件进行制造加工，其中核心零件主要接口特征先预留适量工艺余量，仅制出中间过渡状态；其次将核心零件、非核心零件、连接件等零件组装并装配(或胶接固化)连接形成单一舱体部件；然后视上一步骤的成形精度，对成形后舱体部件进行接口特征余量的补充加工，制出后续装配用过渡阶段定位特征；接着进行飞行器整舱的结构装配；最终对飞行器整舱主要接口特征进行整体机加工直到产品设计图样状态。
本发明方法能实现圆柱筒形、锥形、长方体型、多面体型、框(桁)架类等多种规则或不规则的构型舱段的制造，尤其适用于较大轮廓尺寸、较高形位尺寸且精度要求指标较高的条件下复杂结构飞行器、卫星舱体的制造及精度保证，有利实现了探月工程三期轨道飞行器舱体的制造加工。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：对飞行器舱体各零件制造加工，对核心零件的关键对接接口进行预制并预留工艺余量，并将预留工艺余量在后续工序中逐步去除，非核心零件按设计图样加工到位；
步骤二：在零件成形过程中，在保留最终对接特征的情况下，制作单个舱体部件，所述单个舱体部件暂时保留对接特征的中间尺寸状态，同时具有符合设计图样要求的非对接接口特征；
步骤三：在舱体部件装配过程中，通过型架实现飞行器舱体各零件的组装装配，装配过程中使用过渡阶段定位特征；
步骤四：在整体加工过程中，采用实时精密测量技术，在飞行器舱体装配后，针对飞行器舱体对接接口及设备安装接口进行整舱段级机械加工，实现飞行器舱体最终对接接口及安装接口达到需要的尺寸精度。
2.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述核心零件为飞行器舱段内外最终接口特征的零件；
所述非核心零件包括蒙皮、埋件以及纵梁；
所述关键对接接口包括零件的对接面、对接孔以及安装孔；
所述非对接接口特征包括加强筋、减轻内槽以及舱体内壁面。
3.根据权利要求2所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述步骤一中所述的预留工艺余量为3-5mm，其中，所述对接孔的单边余量为5-8mm。
4.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述单个舱体部件的制作采用胶接、铆接、螺接中的任一种或任多种固化装配成形方式，固化装配定位基准以已加工的端面、舱体外壁面、定位底孔为准。
5.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述实时精密测量技术包括采用激光跟踪仪进行形位尺寸精度的实测。
6.根据权利要求4所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述加工的端面、舱体外壁面的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，其中铣削刀具切削进给量不大于0.3mm/次；
所述加工的定位底孔的过渡阶段定位特征的去除余量为1.5-2.5mm，铣削刀具切削进给量不大于0.2mm/次。
7.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述整舱段级机械加工前的精密测量为舱体竖直放置于高精度平台上，采用激光跟踪仪对舱段高度、平行度、上端面平面度、下端面平面度、轴线垂直度、上端面对接孔位置度、下端面对接孔位置度进行精度测量，判断舱体变形量，从而得出下阶段舱体整体加工的工艺量。
8.根据权利要求7所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述高精度平台是指平面度优于0.1mm。
9.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，还包括龙门加工中心或大型镗铣床，所述整舱段级机械加工借助龙门加工中心或大型镗铣床并采用铣削主轴及刀具，对单个舱体上、下端面上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态；
对单个舱体内支架及部件上的对接孔、对接面进行铣削加工至产品图样状态，此时加工进给量不大于0.15mm/次，最终形成符合产品图样要求的对接面平面度、平行度、高度以及对接孔位置度。
10.根据权利要求1所述的适用于月球探测轨道飞行器舱体的制造方法，其特征在于，所述飞行器舱体包括圆柱筒形、圆锥筒形以及立方体型。
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