CN112276494A - 适用于空间飞行器的弱刚性薄壁环框整体加工制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于空间飞行器的弱刚性薄壁环框制造方法，其制造工艺步骤为：(1)粗加工出表面；(2)无损探伤；(3)半精加工零件轮廓形状；(4)去应力时效稳定化处理；(5)半精加工零件结构特征；(6)去应力时效稳定化处理；(7)精车或精铣最终加工所用的基准平面；(8)去应力时效稳定化处理；(9)精加工所有最终结构特征等制造工艺步骤组成。其中(5)、(6)工序可循环2～3次。本发明方法能实现3m级及以上尺寸弱刚性大径宽比薄壁环框的整体加工制造，尤其适用于较大轮廓尺寸、较高形位尺寸精度要求指标条件下复杂结构飞行器环框零件制造及精度保证。

Description

适用于空间飞行器的弱刚性薄壁环框整体加工制造方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器结构产品制造领域，具体地，涉及一种适用于空间飞行器的弱刚性薄壁环框整体加工制造方法。

背景技术

我国探月工程嫦娥五号探测器，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。其前/后端框不仅需要一定的结构强度，而且对各对接接口的形位尺寸提出了较高精度要求，主要指标：对接面平面度≯0.5mm，18组孔位置度≯Φ0.2mm。环框为锻环整体机加工而成，直径超过3.2m，截面轮廓不超过60mm×60mm，径宽比超过50，最小壁厚2mm，整件重量不超过30kg，为弱刚性薄壁环框。

传统的制造方法采用钣金环框弯曲成形、再铆接装配成整环框的方式来实现，存在着一些问题，如对接平面、对接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铆接装配后因装配应力导致变形大，难以满足高精度要求时产品指标。据文献报道一些卫星承力筒或承载平台采用了环框或矩形框整体加工形式，但其轮廓尺寸一般不超过2.5m，且精度相对较低。而国外针对此类弱刚性薄壁环框整体加工制造，因技术保密等原因，相关报道很少。

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空间飞行器的弱刚性薄壁环框整体加工制造方法。

根据本发明提供的一种空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，包括如下步骤：

粗加工步骤：对铝锻环坯料粗加工出原材料毛坯表面；

无损检测步骤：对材料毛坯进行检验探伤，验证材料有无缺陷，若判断结果是有缺陷，则不对材料毛坯操作，若判断结果是无缺陷，则作为零件半成品进入半精加工步骤；

半精加工轮廓步骤：对零件半成品进行轮廓形状半加工，并进行去应力时效稳定化处理；

半精加工结构特征步骤：对零件半成品进行结构特征半加工，并进行去应力时效稳定化处理；

精加工基准平面步骤：对零件半成品进行基准平面精加工，并进行去应力时效稳定化处理；

精加工结构特征步骤：对零件半成品进行结构特征精加工，并进行去应力时效稳定化处理形成零件成品；

检验步骤：对精加工的零件成品进行检验。

优选地，半精加工轮廓步骤中对零件半成品进行轮廓形状半加工后形成的最大外包络并预留至少5～7mm单边的状态。

优选地，半精加工结构特征步骤中对零件半成品进行结构特征半加工后单边余量3～5mm。

优选地，对零件半成品进行结构特征精加工的切削量≯0.1mm/次。

优选地，对半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤循环若干次。

优选地，在加工制造过程中，具有较高形位尺寸精度要求的结构特征，工序设置在精加工结构特征步骤中。

优选地，在制造过程中，穿插设置若干次去应力时效稳定化处理工序，包括人工时效和自然时效，其中精加工阶段不采用人工时效。

优选地，精加工基准平面步骤、精加工结构特征步骤中的去应力时效稳定化处理是采用热处理设备对零件半成品进行自然时效一定时间，促进材料内应力或加工应力释放的过程。

优选地，半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤中的去应力时效稳定化处理是采用热处理设备对零件半成品进行人工时效一定时间，促进材料内应力或加工应力释放的过程。

优选地，粗加工步骤、半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤、精加工基准平面步骤中采用车削或者铣削方式对零件半成品进行加工；

精加工结构特征步骤中采用铣削方法加工结构特征。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

(1)本发明方法采用整体大型锻环材料，通过分阶段去除材料毛坯工艺余量，客观上增加了应力释放次数，延长加工过程应力释放时间，提高了应力释放效果，降低了加工变形对接口最终形位尺寸精度的影响，有效提高产品质量。

(2)本发明在粗加工阶段采用大切削量，以尽快释放应力，并提高加工效率；而在精加工阶段采用小切削量，降低加工应力，保证最终精度。通过精准分配加工量，降低了变形影响，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)本发明在粗加工、半精加工、精加工等确定了相关余量及其加工切削量，兼顾了加工余量及变形的匹配关系，可避免前道工序加工过度、余量偏少导致后续工序中变形后因余量不足无法加工的问题，尤其适用于弱刚性薄壁复杂结构高精度框类零件的制造。

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为适用于空间飞行器的弱刚性薄壁整体环框制造方法主要流程图；

图2为本发明制造方法工艺流程图；

图3为本发明零件轮廓截面示意图；

图4为本发明车削加工示意图；

图5为本发明铣削加工示意图。

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。

如图1至图5所示，根据本发明提供的一种空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，包括粗加工出表面、无损探伤、半精加工零件轮廓形状、去应力时效稳定化处理、半精加工零件结构特征、去应力时效稳定化处理、精车或精铣最终加工所用的基准平面、去应力时效稳定化处理、精加工所有最终结构特征等制造工艺步骤组成。粗加工出表面，是采用车削或铣削方法加工出原材料毛坯表面，为后续无损探伤提供平面；无损检测，是在加工开始前，采用超声波或射线检验等方式，对材料毛坯进行检验探伤，验证材料有无缺陷，要求对材料100％检测覆盖；半精加工零件轮廓，是采用车削或铣削方法加工出最终零件所形成的最大外包络并预留至少5～7mm单边的状态，一般采用大切削量(1～1.5mm/次)去除余量；去应力时效稳定化处理，是采用热处理设备对零件半成品进行人工时效，或自然时效一定时间(一般为7～10天)，促进材料内应力或加工应力释放的过程，具体依据零件去应力时效后变形情况而定；半精加工零件结构特征，是采用车削或铣削方法加工零件局部各处面、孔等特征的过程，切削量0.5～1.0mm/次，期间可以穿插实施去应力时效稳定化处理，结束后一般单边余量3～5mm；精车或精铣最终加工所用的基准平面，是采用车削或铣削方法加工零件上的面、孔等可用作下道精加工所需基准的过程，一般平面度≯0.1mm，或者孔位置度≯Φ0.1mm；精加工所有最终结构特征，是采用铣削方法加工零件各处面、孔等结构特征的过程，一般加工切削量≯0.1mm/次，且这些面、孔一般为具有较高形位尺寸精度、应优先保证的。

本发明在加工制造过程中，工艺流程为粗加工(单边余量约5～7mm)、半精加工(单边余量约2～3mm)、精加工(单边余量0～0.5mm)工序；且具有较高形位尺寸精度要求的结构特征(如平面、孔等)，工序设置在最后精加工阶段进行。在切削方式的选择方面，为了减小变形，从粗加工到精加工，切削量相应从大量切削(1～1.5mm/次)转为精细切削(≯0.1mm/次)，使得加工应力尽可能的在加工过程中释放，减小加工过程中的变形对最终形位尺寸精度的影响。在制造过程中，穿插设置3～5次去应力时效稳定化处理工序，包括人工时效和自然时效，其中精加工阶段不采用人工时效。

更为具体的工艺包括以下步骤：

(1)粗车加工外表面；

(2)超声波探伤；

(3)粗车及轮廓型面；

(4)去应力人工时效处理；

(5)粗铣台阶面及内槽；

(6)去应力人工时效处理；

(7)半精车削外圆、内圆柱面及轮廓型面；

(8)半精铣台阶面、内槽(单边余量5mm)；

(9)去应力人工时效处理；

(10)半精铣台阶面、内槽、内圆柱面(单边余量2mm)；

(11)去应力自然时效处理(7～10天)；

(12)精车削底部端面、外圆柱面；

(13)精铣台阶面、内槽、内圆柱面；

(14)钻铣各处孔；

(15)检验、精测。

其中如图4所示，车削加工时，零件半成品101放置在立车转动工作台103上，通过均布的4处卡爪102，对零件半成品101进行夹紧及圆周定位；通过周向均布的12处千斤顶104支撑零件半成品101下平面，对零件半成品101进行水平方向的调平。

其中如图5所示，铣削加工时，零件半成品201放置在龙门铣床工作台203上，通过周向均布的12处压板202及等高垫块204对零件进行夹紧及定位。

综上所述，本发明提供了一种能满足3m级较高尺寸精度要求下大型弱刚性环框制造工艺方法，具体是制造一种大型环框，解决因过程变形而导致无法满足高精度对接要求等问题，实现探月工程轨道飞行器舱体的制造加工。本发明也适用于其他空间飞行器或卫星平台大型整体框制造加工应用需求。

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)

1.一种空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，包括如下步骤：

粗加工步骤：对铝锻环坯料粗加工出原材料毛坯表面；

无损检测步骤：对材料毛坯进行检验探伤，验证材料有无缺陷，若判断结果是有缺陷，则不对材料毛坯操作，若判断结果是无缺陷，则作为零件半成品进入半精加工步骤；

半精加工轮廓步骤：对零件半成品进行轮廓形状半加工，并进行去应力时效稳定化处理；

半精加工结构特征步骤：对零件半成品进行结构特征半加工，并进行去应力时效稳定化处理；

精加工基准平面步骤：对零件半成品进行基准平面精加工，并进行去应力时效稳定化处理；

精加工结构特征步骤：对零件半成品进行结构特征精加工，并进行去应力时效稳定化处理，形成零件成品；

检验步骤：对精加工的零件成品进行检验。

2.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，半精加工轮廓步骤中对零件半成品进行轮廓形状半加工后形成的最大外包络并预留至少5～7mm单边的状态。

3.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，半精加工结构特征步骤中对零件半成品进行结构特征半加工后单边余量3～5mm。

4.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，对零件半成品进行结构特征精加工的切削量≯0.1mm/次。

5.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，对半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤循环若干次。

6.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，在加工制造过程中，具有较高形位尺寸精度要求的结构特征，工序设置在精加工结构特征步骤中。

7.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，

在制造过程中，穿插设置若干次去应力时效稳定化处理工序，包括人工时效和自然时效，其中精加工阶段不采用人工时效。

8.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，精加工基准平面步骤、精加工结构特征步骤中的去应力时效稳定化处理是采用热处理设备对零件半成品进行自然时效一定时间，促进材料内应力或加工应力释放的过程。

9.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤中的去应力时效稳定化处理是采用热处理设备对零件半成品进行人工时效一定时间，促进材料内应力或加工应力释放的过程。

10.根据权利要求1所述的空间飞行器弱刚性薄壁整体环框制造方法，其特征在于，粗加工步骤、半精加工轮廓步骤、半精加工结构特征步骤、精加工基准平面步骤中采用车削或者铣削方式对零件半成品进行加工；

精加工结构特征步骤中采用铣削方法加工结构特征。

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