CN112719804A - 一种训练用空空导弹吊挂组合的加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，针对多吊挂的安装精度以及多吊挂组成的滑道精度要求，采用组合加工的方法解决了吊挂滑道的尺寸一致性问题，解决了训练弹空空导弹吊挂可拆卸和可更换的难题，降低了训练弹的成本。同时，设计制造吊挂组合加工芯棒，采用组合加工的方法，解决了吊挂滑道加工一致性问题，并采用模拟挂架对吊挂组合的滑道进行鉴定性检验，确保了吊挂组合装配精度满足与载机挂架的配合要求。

Description

一种训练用空空导弹吊挂组合的加工方法

技术领域

本发明涉及空空导弹弹体结构部分吊挂的加工技术领域，尤其是前吊挂、中吊挂、后吊挂组成的吊挂组合的加工方法。

背景技术

空空导弹是从飞行器上发射攻击空中目标的导弹，是歼击机、歼击轰炸机、强击机、武装直升机的主要空战武器。空空导弹由制导装置、战斗部、动力装置、弹体与弹翼等组成，它与机载火力控制、发射装置和测试设备等构成空空导弹武器系统。其中吊挂组合是连接空空导弹与载机的关键部件，在发射装置中起着重要的作用。

训练用空空导弹是专门用于战机挂弹训练的特殊导弹，由于导弹需要与载机反复挂装和分离，吊挂与飞机挂架长期使用后存在磨损，需要对吊挂进行特殊设计以确保长期使用磨损后整个弹体仍能继续使用，仅对吊挂进行更换降低整个训练弹的成本。

针对训练用空空导弹的特殊要求及成本因素，因此吊挂与弹体设计为可拆卸式结构并采用螺钉连接，方便长期使用情况下吊挂滑道磨损后能及时更换。

一般空空导弹弹体上分布有3个吊挂(前/中/后)组成的吊挂组合，如何保证前/中/后吊挂加工质量及装配到弹体后，吊挂组合滑道的质量及一致性，从而保证弹体能与载机挂架顺利挂装和分离是迫切需要解决的问题。同时，吊挂反复挂装的使用特殊性，对其选用何种材料来保证其在海洋等特殊环境下的耐蚀性等也提出了新的要求，需要采用高强不锈钢同时满足强度和耐蚀性要求。

发明内容

针对背景技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种确保吊挂组合的加工质量和精度，保证吊挂组合与载机挂架的安装要求的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法。

为达到上述目的，本发明设计的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，包括如下步骤：

S1，坯料锻造；

S2，坯料线切割下料；

S3，固溶处理；

S4，时效强化；

S5，内外型面线切割；

S6，各吊挂安装孔及弧面加工；

S7，各吊挂滑道组合铣加工；

S8，采用模拟挂架检测装配后的吊挂组合滑道；

S9，表面钝化及除氢处理。

进一步地，所述步骤1中，吊挂组合的前吊挂、中吊挂、后吊挂均采用17-4PH沉淀硬化不锈钢锻棒一坯多件加工，以提高原材利用率和加工效率。

进一步地，所述步骤1中，为了消除17-4PH沉淀硬化不锈钢锻造后的带状组织，提高组织均匀性、降低δ-自由铁素体含量，采用十字镦拔+轴向拔长和镦粗的综合锻造工艺。

进一步地，所述步骤2中，将锻棒采用线切割方式进行前/中/后吊挂的下料。

进一步地，所述步骤2中，前/中/后吊挂外形线切割时，滑道部位、配合型面及内外弧面等各要素单边均留有2～3mm余量。

进一步地，所述步骤3中，为保证坯料内部质量和晶粒度不小于6级要求采用循环固溶的方式进行热处理为后续时效强化创造良好的组织条件。

进一步地，所述步骤3中，循环固溶热处理制度为：首次固溶1020℃～1040℃保温T1时间，水冷；二次固溶830℃～850℃保温T2时间，水冷；其中保温时间根据坯料有效壁厚计算。

更进一步地，保温时间T＝A+B·D，其中：A为常数，一般取10～30min；B为加热系数，一般取1.8～2.0min/mm；D为零件有效厚度。

进一步地，所述步骤4中，对坯料进行时效强化，时效强化制度为480℃～500℃保温4h然后出炉空冷，使基体中析出细小弥散分布的析出相，得到良好的综合力学性能，保证需要的强度和硬度。

进一步地，所述步骤4中，对于能直接在零件上检测硬度的前/后吊挂坯料，对于不能直接在零件上检测硬度的中吊挂，采用随炉试样进行检测，硬度需满足37～41HRC要求。

进一步地，所述步骤5中，再次采用线切割的方式逐件加工前/中/后吊挂的内外弧面，消除前期固溶过程中的变形保证内外弧面尺寸满足设计图纸要求；以中吊挂为例，加工R1、R2、R3三个弧面到零件最终要求。

进一步地，所述步骤5中，加工前/中/后吊挂的内外弧面的同时，同步采用线切割的方式对滑道相关尺寸去余量，为后续吊挂组合滑道的组合加工创造条件。

进一步地，所述步骤6中，加工前/中/后吊挂上定位销孔和安装孔。

进一步地，所述步骤6中，加工前/中/后吊挂上定位销孔和安装孔时分别采用以凸台两侧端面为基准分中，钻并铰孔，同时铣加工另一侧腰形孔至尺寸；铣两侧沉头向心孔。

进一步地，所述步骤7中，前/中/后吊挂各1件组成吊挂组合，组合在一起对滑道进行组合加工，保证由前/中/后吊挂组成的滑道尺寸的一致性和形位公差精度，确保吊挂组合与载机挂架的装配要求。

进一步地，所述步骤7中，前/中/后吊挂装配在芯棒上组合加工，通过吊挂上的销孔和安装孔采用螺钉与芯棒装配。

进一步地，所述步骤7中，吊挂与芯棒装配时，螺钉的装配力矩需保持与吊挂与弹体产品装配时的力矩保持一致；M6、M8、M10螺钉的力矩分别为8N·m、12N·m、15N·m。

进一步地，所述步骤7中，前/中/后吊挂组合加工完成后，采用激光标刻的方式分别对前/中/后吊挂标刻完全相同的内容：年号-生产单位编号-顺序号，例：2019-JB-001。并标刻好“前”“后”，保证前/中/后吊挂3个零件为一套。

进一步地，所述步骤8中，为验证前/中/后吊挂组合加工的精度及尺寸要求，采用模拟挂架对装配后的吊挂组合进行鉴定性检验。

进一步地，所述步骤8中，每50组吊挂组合随机抽取1套进行鉴定性检验，模拟挂架结构与载机挂架的结构一致。

进一步地，所述步骤9中，对前/中/后吊挂进行钝化表面处理，进一步提高吊挂的耐蚀性，同时保证吊挂的表观质量。

本发明的有益效果在于：本发明采用一系列技术措施，创新了一种吊挂与弹体非焊接可拆卸式的安装结构，同时针对多吊挂的安装精度以及多吊挂组成的滑道精度要求，采用组合加工的方法解决了吊挂滑道的尺寸一致性问题，解决了训练弹空空导弹吊挂可拆卸和可更换的难题，降低了训练弹的成本。同时，设计制造吊挂组合加工芯棒，采用组合加工的方法，解决了吊挂滑道加工一致性问题，并采用模拟挂架对吊挂组合的滑道进行鉴定性检验，确保了吊挂组合装配精度满足与载机挂架的配合要求。

本发明创新了一种吊挂与弹体非焊接可拆卸式的安装结构，同时针对多吊挂的安装精度以及多吊挂组成的滑道精度要求，采用组合加工的方法解决了吊挂滑道的尺寸一致性问题，解决了训练弹空空导弹吊挂可拆卸和可更换的难题，降低了训练弹的成本。同时，设计制造吊挂组合加工芯棒，采用组合加工的方法，解决了吊挂滑道加工一致性问题，并采用模拟挂架对吊挂组合的滑道进行鉴定性检验，确保了吊挂组合装配精度满足与载机挂架的配合要求。

附图说明

图1是本发明一种前吊挂立体示意图；

图2是本发明一种中吊挂立体示意图；

图3是本发明一种后吊挂立体示意图；

图4是本发明实施例前、后吊挂下料示意图；

图5是本发明实施例中吊挂下料示意图；

图6是本发明实施例前、后吊滑道示意图；

图7是本发明实施例中吊滑道示意图；

图8是本发明实施例组合芯棒结构示意图；

图9是图8中的P向视图。

具体实施方式

下面通过图1～图9以及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1～图9所示：针对弹径203mm的某空空导弹训练弹吊挂组合(前/中/后吊挂)的加工，如图1所示前吊挂、图2所示中吊挂、图3所示后吊挂，本发明设计的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法步骤如下：

步骤1：坯料锻造

1)为了提高原材料利用率，前/中/后吊挂均采用锻棒加工；

2)17-4PH沉淀硬化不锈钢锻棒采用循环固溶的方式进行热处理，是为了改善锻造后的不均匀组织并细化晶粒，同时得到过饱和的马氏体组织；

3)严格控制坯料锻造后的硬度≤363HBW,为后续粗加工创造良好条件。

步骤2：坯料线切割下料

1)为提高前/中/后吊挂的加工效率，各型吊挂均采用线切割排料的方式进行切割下料，如图3和图4所示；

2)线切割下料仿形各型吊挂的外形，包括吊挂与发动机配合安装的内外弧面、吊挂滑道的外形等；

3)线切割时，各型面均留2～3mm余量，供后续粗加工和精加工。

步骤3：固溶处理

1)锻棒原材料为整支棒料进行固溶处理，存在固溶不充分的风险和隐患；

2)因此采用线切割排料后，对其再次进行固溶处理，保证零件内部组织均匀，进一步得到过饱和马氏体组织；

3)17-4PH沉淀硬化不锈钢零件的固溶制度为1040℃，保温40～60min，空冷或水冷。

步骤4：时效强化

1)采用空气炉中温时效强化，控制装炉量，确保加热充分均匀；

2)时效制度为480℃，2h，空冷；

3)时效后逐件检测硬度，要求硬度为40～47HRC。

步骤5：内外型面线切割

1)为消除固溶和时效处理时坯料的变形，特别是消除固溶处理后的变形，再次对各型吊挂外形进行线切割去余量；

2)线切割时，各型吊挂的内外弧面加工到位，而滑道部位仍留1mm余量供后续组合加工。

步骤6：各吊挂安装孔及弧面加工

1)采用铣加工方式加工各型吊挂与发动机的安装孔和定位销孔；

2)对内外弧面进行抛光，消除线切割割痕，避免产生应力集中区域。

步骤7：各吊挂滑道组合铣加工

1)将前/中/后吊挂各1件进行标记，组成吊挂组合；

2)设计制造吊挂组合加工芯棒，芯棒结构见图；

3)芯棒上设计有定位销孔，将各型吊挂采用定位销定位在新榜上，然后采用螺钉紧固；

4)螺钉的紧固力矩保持与吊挂与发动机安装时一致，M6、M8、M10螺钉的拧紧力矩分别为8N·m、12N·m、15N·m；

5)在数控立式加工中心上加工前/中/后吊挂的滑道，保持各吊挂滑道的一致性；

6)对加工完成的前/中/后吊挂组合包装，组成一组吊挂组合，防止混用。

步骤8：采用模拟挂架检测装配后的吊挂组合滑道

1)前/中/后吊挂组成的吊挂组合需要与载机的挂架进行匹配，以验证加工精度和形位公差是否满足装配要求；

2)模拟载机的挂架结构设计吊挂组合综合量规，对吊挂组合进行鉴定性检验；

3)吊挂组合综合量规结构见图；

4)对与吊挂组合综合量规局部卡滞的滑到部位进行修磨，保证能综合量规能顺利进出。

步骤9：表面钝化及除氢处理

1)为提高各型吊挂的表面耐蚀性，对其进行钝化处理Ct.P；

2)因吊挂硬度较高，钝化处理后存在氢脆的风险，需在钝化后4h内进行低温烘烤进行除氢；

3)除氢处理制度为190℃保温2h。

本领域技术人员容易理解，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不以限制本发明，凡在本发明的精神和原则下所做的任何修改、组合、替换、改进等均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1，坯料锻造；

S2，坯料线切割下料；

S3，固溶处理；

S4，时效强化；

S5，内外型面线切割；

S6，各吊挂安装孔及弧面加工；

S7，各吊挂滑道组合铣加工；

S8，采用模拟挂架检测装配后的吊挂组合滑道；

S9，表面钝化及除氢处理。

2.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S1中，采用17-4PH沉淀硬化不锈钢锻棒一坯多件加工。

3.根据权利要求2所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：采用十字镦拔、轴向拔长和镦粗的综合锻造工艺对胚料进行锻造。

4.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S2中，采用线切割方式对前吊挂、中吊挂、后吊挂进行下料，并且在前吊挂、中吊挂、后吊挂的各要素单边均留有2～3mm余量。

5.根据权利要求4所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：各要素单边包括滑道部位、配合型面及内外弧面。

6.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S3中，采用循环固溶的方式进行热处理；循环固溶热处理制度为：首次固溶1020℃～1040℃保温T1时间，水冷；二次固溶830℃～850℃保温T2时间，水冷；其中保温时间根据坯料有效壁厚计算。

7.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S4中，时效强化制度为480℃～500℃保温4小时然后出炉空冷。

8.根据权利要求7所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S4中，时效强化后，随炉对试样进行检测，必须满足37～41HRC硬度要求。

9.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S7中，将前吊挂、中吊挂、后吊挂装配在芯棒上组合加工，并在数控立式加工中心上加工它们的滑道，且保证各吊挂的滑道一致性。

10.根据权利要求1所述的训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，其特征在于：S9中，钝化后4h内进行低温烘烤进行除氢；除氢处理制度为190℃保温2h。

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