CN113369362A - 一种航天用套罩成形方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航天用套罩成形方法。包括：步骤一、成形准备；步骤二、轨迹绘制；步骤三、旋压成形；步骤四、校形；步骤五、车切。与现有技术相比，本发明的积极效果是：1、与现有成形技术相比，本发明通过数控程序记录了合格零件旋压过程的全部信息，实现了工艺参数的固化，使得零件合格率得到极大提高，保证零件成形质量稳定、可靠，产品合格率＞99％。2、与现有普通旋压技术相比，本发明从旋压成形的机理出发，即进程旋压拉应力比回程压应力更能使零件壁厚减薄，极大减少了旋压过程进程阶段与坯料的接触，并给出了能有效降低起皱风险的详细回程参数，零件减薄率得到了有效控制，实现数控普旋工艺加工的套罩壁厚减薄率≤25％。

Description

一种航天用套罩成形方法
技术领域
本发明主要应用于航天装备用各类套罩成形技术领域，特别是厚度1.2、 1.5mm，筒壁直径150～230mm，高度60～110mm，法兰宽度10～15mm的铝制套罩数控普通旋压成形工艺方法。
背景技术
在航天装备领域，套罩是箭体重要结构件之一。长期以来套罩采用手工旋压-修正-校形-车切的生产方式，手工旋压受生产者技艺水平和工作状态影响严重，壁厚减薄率介于25％～40％之间(要求不大于34.5％)，产品质量一致性差，合格率往往在50％～90％之间；且耗费时间长、劳动强度大。
目前国内未有机构或个人公开纯铝套罩类零件成形方法，相近现有技术有：曾超等在期刊《锻压技术》发表了一篇名为《旋压轨迹和工艺参数对多道次拉深旋压成形质量的影响研究》的文章，研究了不同轨迹的道次曲线和工艺参数对厚度分别为2、1mm的AL6061、SPCC薄板多道次拉深旋压成形质量的影响，两者最优参数下的最小减薄率分别为9％、7％；但是，其成形产品尺寸为直径φ68mm、高度未说明的不带法兰筒形件，所使用坯料直径为φ140mm；而本发明针对零件尺寸为直径φ150～230mm、高度60～110mm，法兰宽度15mm 左右的带法兰筒形件，所使用坯料直径在φ250～380mm，两者在控制减薄率上的难度存在显著差异。
为解决手工旋压成形时耗时费力、稳定性差、合格率低的问题，本发明提出了一种套罩成形方法，主要特点是将手工旋压成形改进为数控普旋工艺成形，并给出了数控旋压工艺轨迹绘制方法及工艺参数的选择。通过本发明可有效降低劳动强度，提升加工效率，减薄率可控制在25％以内，保证零件合格率达到99％以上。
发明内容
为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种航天用套罩成形方法。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种航天用套罩成形方法，包括以下步骤：
步骤一、成形准备：
1.1概算旋压坯料尺寸
Figure BDA0003102881520000021
1.2选择旋轮圆角半径R；
1.3使用激光切割下坯料，尺寸按旋压坯料尺寸
Figure BDA0003102881520000022
1.4将旋压模及旋轮安装于数控旋压机；
步骤二、轨迹绘制：
2.1确定轨迹内、外轮廓线；
2.2绘制多道次旋压轨迹；
步骤三、旋压成形：
3.1设置旋轮转速500～600r/min和进给比0.5～3mm/r；
3.2根据多道次旋压轨迹、旋轮转速和进给比参数编制数控程序；
3.3设定X，Z向旋轮刀具磨损值；
3.4将坯料装夹在数控旋压机上，车切成所需直径
Figure BDA0003102881520000023
并去毛刺，涂抹润滑油；
3.5将主轴及进给倍率调至100％旋压成形零件；
步骤四、校形：
4.1将零件法兰修正至水平状态；
4.2使用校形工装成形法兰圆角R；
步骤五、车切：
5.1将旋压模、上垫块、零件装夹在车床上，车切零件法兰D0及内孔
Figure BDA0003102881520000031
5.2使用砂纸、光洁布打磨零件表面至平整、光亮。
与现有技术相比，本发明的积极效果是：
1、与现有成形技术相比，本发明通过数控程序记录了合格零件旋压过程的全部信息，实现了工艺参数的固化，使得零件合格率得到极大提高，保证零件成形质量稳定、可靠，产品合格率＞99％。
2、与现有普通旋压技术相比，本发明从旋压成形的机理出发，即进程旋压拉应力比回程压应力更能使零件壁厚减薄，极大减少了旋压过程进程阶段与坯料的接触，并给出了能有效降低起皱风险的详细回程参数，零件减薄率得到了有效控制，实现数控普旋工艺加工的套罩壁厚减薄率≤25％。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是套罩零件示意图；
图2是旋轮示意图；
图3是内轮廓线确定方法；
图4是单道次旋压轨迹图解；
图5是多道次旋压轨迹及内、外轮廓线；
图6是成形过程(坯料-旋压-修正-校形车切)示意图；
图7是校形工装示意图。
其中，附图标记包括：模具型面1、旋轮2、模具端面3、轨迹内轮廓线4、单道次往复轨迹5、外轮廓线6、旋轮轨迹基准点7、旋压模8、上垫块9、下垫块10、通用垫环11。
具体实施方式
一种航天用套罩成形方法的主要技术方案如下：
1、成形准备
1.1根据产品图纸通过下式概算旋压坯料尺寸
Figure BDA0003102881520000042
Figure BDA0003102881520000041
式中t1为旋压成形后的直壁实际平均厚度值，1.5mm名义厚度铝板取1.2、 1.2mm名义厚度铝板取0.9；
t2为旋压成形后的法兰实际平均厚度值，1.5mm名义厚度铝板取1.5、 1.2mm名义厚度铝板取1.2；
δ为坯料实际厚度值；
H为零件高度；
d为零件底部直径；
D为零件口部直径；
D0为零件法兰直径；
如所示。
1.2根据零件尺寸选择旋轮圆角半径R：d尺寸150～250mm、H在50～110mm 的零件旋轮半径R取8～14mm。
1.3使用激光切割下坯料，尺寸按旋压坯料尺寸
Figure BDA0003102881520000043
材料A1035M。
1.4将旋压模(图7中的8)及旋轮2(结构如图2所示)安装于数控旋压机，并使用千分表测量径向圆跳动公差，旋压模要求圆跳动公差值≤0.1mm、旋轮要求圆跳动公差值≤0.02mm，旋轮安装攻角45°。
2、轨迹绘制
2.1确定轨迹内、外轮廓线：内轮廓需考虑旋轮圆角半径补偿，确定方法如图3，以模具型面1轮廓线偏移距离S(等于旋轮圆角半径R)，在端点画半径为S的圆，取圆竖直及水平线交点，过交点作与模具型面1轮廓线的垂线，以垂线长度△S偏移模具轮廓线，以所偏移线和圆竖直线为交点水平延伸至模具端面线，所偏移线与水平延伸线即为内轮廓线4；外轮廓线6为椭圆线，椭圆中心位于内轮廓线与模具端面线交点，短、长轴数值a、b通过下式计算：
a＝(D0-D)/2+H
Figure BDA0003102881520000051
2.2绘制多道次旋压轨迹(图5)：初始起旋角α为13～16°；如图4所示，单道次往复轨迹5的进程线形为“直”线，回程采用“凹”弧线，回程端点与进程起点水平相距△X、距内轮廓线1～2mm，△X从0.3逐渐增加至5mm，回程“凹”线高点与进程直线距离△T在2～3mm；下一道次起点为上一道次回程终点，进程终点通过道次下压量△Y及进程线与上道次回程线交点位置共同确定，△Y从4mm逐渐减少为1.5mm，交点位置距离保持在进程长度L距终点 (1/4～1/3)L处；如此循环直至Z值约等于0.95倍零件高度H，X值为0.8倍法兰宽度，即完成往复多道次旋压轨迹绘制；终道次采用单向式旋压轨迹，轨迹以内轮廓线与模具端面3为起点，路径沿内轮廓线至距模具端面线0.95H位置为中点，以中点为起点，绘制圆弧，圆弧终点应在往复轨迹终道次进程端点外侧，且圆弧半径应略小于终道次回程半径，以1.1倍为宜。
3、旋压成形
3.1旋轮转速500～600r/min，进给比0.5～3mm/r。首道次进给比选择低档，多道次往复旋压选择高档，终了道次选择低档。
3.2按2.2轨迹及3.1参数编制数控程序。
3.3设定X，Z向旋轮刀具磨损值，即旋轮与模具间隙，取材料实际厚度的 90％。
3.4将坯料装夹在数控旋压机上并车切成所需直径
Figure BDA0003102881520000065
并去毛刺，涂抹润滑油。
3.5将主轴及进给倍率调至100％旋压成形零件。
4、校形
4.1将零件法兰修正至水平状态(图6)。
4.2使用校形工装成形法兰圆角R。其中：校形工装的结构如图7所示，包括：旋压模8、上垫块9、下垫块10和通用垫环11。
5、车切
5.1将旋压模、上垫块、零件装夹在车床上，车切零件法兰D0及内孔
Figure BDA0003102881520000064
5.2使用砂纸打磨零件表面。
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明主要采用一种数控普旋-修正-校形-车切的方法来制备航天装备用各类套罩。
尺寸D0＝248、D＝218、d＝213、
Figure BDA0003102881520000061
R＝2、坯料名义厚度为 1.5mm的铝制套罩成形主要包括以下步骤：
1、成形准备
1.1根据产品图纸通过下式概算旋压坯料尺寸
Figure BDA0003102881520000063
Figure BDA0003102881520000062
式中t1取1.2、t2取1.5、δ为坯料实际厚度值1.38，其余按图纸尺寸。
1.2旋轮尺寸R＝10、R1＝122.2、R2＝188.5、B＝45、L＝160，其中 R1为旋轮进程复合型面圆角，R2为旋轮退程复合型面圆角，B为旋轮宽度，L为旋轮直径，单位mm。
1.3使用激光切割下坯料，尺寸
Figure BDA0003102881520000071
材料A1035M。
1.4将旋压模(图7)及旋轮(图2)安装于数控旋压机，并使用千分表测量径向圆跳动公差，旋压模要求圆跳动公差值≤0.1mm、旋轮要求圆跳动公差值≤0.02mm，旋轮安装攻角45°。
2、轨迹绘制
2.1确定轨迹内、外轮廓线：内轮廓需考虑旋轮圆角半径补偿，确定方法如图3，以模具型面1轮廓线偏移距离S＝10mm(等于旋轮圆角半径R10)，在端点画半径为S＝10mm的圆，取圆竖直及水平线交点，过交点作与模具型面1轮廓线的垂线，以垂线长度△S＝2.5mm偏移模具轮廓线，以所偏移线和圆竖直线为交点水平延伸至模具端面线，所偏移线与水平延伸线即为内轮廓线；外轮廓线为椭圆线，椭圆中心位于内轮廓线与模具端面线交点，短、长轴数值a、b 通过下式计算：
a＝(D0-D)/2+H＝69.5mm
Figure BDA0003102881520000072
2.2绘制多道次旋压轨迹(图5)：初始起旋角α为14°；如图4所示，单道次为往复路径，进程线形为“直”线，回程采用“凹”弧线，回程端点与进程起点水平相距△X、距内轮廓线1mm，△X从0.2逐渐增加至5mm，回程“凹”线高点与进程直线距离△T在3mm左右；下一道次起点为上一道次回程终点，进程终点通过道次下压量△Y及进程线与上道次回程线交点位置共同确定，△Y 从4mm逐渐减少为1.5mm，交点位置距离保持在进程长度L距终点(1/4～1/3)L 处；如此循环直至Z值约等于96，X值约等于12，即完成往复多道次旋压轨迹绘制；终道次采用单向式旋压轨迹，轨迹以内轮廓线与模具端面3为起点，路径沿内轮廓线至距模具端面线96mm位置为中点，以中点为起点，绘制圆弧，圆弧终点应在往复轨迹终道次进程端点外侧，且圆弧半径为R77。
3、旋压成形
3.1旋轮转速600r/min，首道次进给比2mm/r，多道次往复旋压进给比 3mm/r，终了道次进给比0.5mm/r。
3.2按2.2轨迹及3.1参数编制数控程序。
3.3设定X、Z向旋轮刀具磨损值，即旋轮与模具间隙，均为1.25。
3.4将坯料装夹在数控旋压机上并车切成所需直径
Figure BDA0003102881520000082
并去毛刺，涂抹润滑油。
3.5将主轴及进给倍率调至100％旋压成形零件。
4、校形
4.1将零件法兰修正至水平状态(图6)。
4.2使用校形模(图7)成形零件法兰圆角R＝2。
5、车切
5.1将旋压模、上垫块、零件装夹在车床上，车切零件法兰直径D0＝248mm 及内孔直径
Figure BDA0003102881520000081
5.2使用砂纸、光洁布打磨零件表面至平整、光亮。

Claims (8)

1.一种航天用套罩成形方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一、成形准备：
1.1概算旋压坯料尺寸
Figure FDA0003102881510000011
1.2选择旋轮圆角半径R；
1.3使用激光切割下坯料，尺寸按旋压坯料尺寸
Figure FDA0003102881510000016
1.4将旋压模及旋轮安装于数控旋压机；
步骤二、轨迹绘制：
2.1确定轨迹内、外轮廓线；
2.2绘制多道次旋压轨迹；
步骤三、旋压成形：
3.1设置旋轮转速500～600r/min和进给比0.5～3mm/r；
3.2根据多道次旋压轨迹、旋轮转速和进给比参数编制数控程序；
3.3设定X，Z向旋轮刀具磨损值；
3.4将坯料装夹在数控旋压机上，车切成所需直径
Figure FDA0003102881510000012
并去毛刺，涂抹润滑油；
3.5将主轴及进给倍率调至100％旋压成形零件；
步骤四、校形：
4.1将零件法兰修正至水平状态；
4.2使用校形工装成形零件法兰圆角R；
步骤五、车切：
5.1将旋压模、上垫块、零件装夹在车床上，车切零件法兰D0及内孔
Figure FDA0003102881510000013
5.2使用砂纸、光洁布打磨零件表面至平整、光亮。
2.根据权利要求1所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：按如下公式概算旋压坯料尺寸
Figure FDA0003102881510000014
Figure FDA0003102881510000015
式中，t1为旋压成形后的直壁实际平均厚度值，1.5mm名义厚度铝板取1.2、1.2mm名义厚度铝板取0.9；t2为旋压成形后的法兰实际平均厚度值，1.5mm名义厚度铝板取1.5、1.2mm名义厚度铝板取1.2；δ为坯料实际厚度值；其余参数按图纸尺寸。
3.根据权利要求1所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：所述旋压模及旋轮的安装要求满足：旋压模的圆跳动公差值≤0.1mm、旋轮的圆跳动公差值≤0.02mm，旋轮安装攻角45°。
4.根据权利要求1所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：确定轨迹内轮廓线的方法为：以模具型面轮廓线偏移等于旋轮圆角半径R的距离S，在端点画半径为S的圆，取圆竖直及水平线交点，过交点作与模具型面轮廓线的垂线，以垂线长度△S偏移模具轮廓线，以所偏移线和圆竖直线为交点水平延伸至模具端面线，所偏移线与水平延伸线即为内轮廓线。
5.根据权利要求4所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：确定轨迹外轮廓线的方法为：外轮廓线为椭圆线，椭圆中心位于内轮廓线与模具端面线交点，短、长轴数值a、b按下式计算得到：
a＝(D0-D)/2+H
Figure FDA0003102881510000021
6.根据权利要求1所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：绘制多道次旋压轨迹的方法为：初始起旋角α为13～16°；单道次为往复路径，进程线形为“直”线，回程采用“凹”弧线，回程端点与进程起点水平相距△X、距内轮廓线1～2mm，△X从0.3逐渐增加至5mm，回程“凹”线高点与进程直线距离△T在2～3mm；下一道次起点为上一道次回程终点，进程终点通过道次下压量△Y及进程线与上道次回程线交点位置共同确定，△Y从4mm逐渐减少为1.5mm，交点位置距离保持在进程长度L距终点(1/4～1/3)L处；如此循环直至Z值等于0.95倍零件高度H，X值为0.8倍法兰宽度，即完成往复多道次旋压轨迹绘制。
7.根据权利要求6所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：在绘制多道次旋压轨迹的终道次轨迹时采用单向式旋压轨迹，以内轮廓线与模具端面为起点，路径沿内轮廓线至距模具端面线0.95H位置为中点，以中点为起点，绘制圆弧，圆弧终点在往复轨迹终道次进程端点外侧，且圆弧半径略小于终道次回程半径。
8.根据权利要求1所述的一种航天用套罩成形方法，其特征在于：设置旋轮进给比时，首道次进给比选择低档，多道次往复旋压进给比选择高档，终了道次进给比选择低档。
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