CN114905229A - 一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法，涉及火箭贮箱箱底结构技术领域，解决了现有技术中存在的工艺方法无法解决贮箱箱底与叉形环一体成型的技术问题。该方法包括对板料进行热压处理：将一定规格的板料放置在空气炉中加热，加热温度为3333333℃，加热时间为1233163min，加热完成后在2min内将板料放置在模具上进行热模压，并在热模压结束时使板料热压至成品高度，热模压结束后，放置23363min，卸料，得到热压后的箱底、叉形环和人孔法兰的一体式成型工件。然后再通过固溶淬火、时效以及机械加工等工艺，实现了一体式无主焊缝(只有小法兰焊缝)火箭贮箱箱底的制备，能够将焊缝总长度降低93％以上，降低重量5％以上。

Description

一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法

技术领域

本发明涉及火箭贮箱箱底结构技术领域，尤其是涉及一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法。

背景技术

运载火箭贮箱是火箭系统上的最重要的一个部分，它用来盛装高压液体推进剂，所以在制造过程中对于贮箱的焊接、装配等工艺过程要求很高。而贮箱箱底是贮箱的一个重要的组成部分，其上开有各种用途的孔。传统的贮箱箱底是由若干瓜瓣、顶盖和法兰等零件焊接而成，焊接后的箱底再与叉形环焊接。然而这种每个零件单独制造成型后，再进行焊接，焊接后再对焊缝进行X光检测的方式导致焊缝数量较多，焊缝总长度较长，使得箱底的可靠性低。而为了保证焊缝处的强度，焊缝处的厚度会增加，进而导致箱底的重量较重。另外，由于每个零件单独制造成型，其涉及到的工序较多，成本高且效率低。

随着装备和工艺的进步，为了提高零件的可靠性，箱底成型技术逐渐由瓜瓣、顶盖等零件拼焊向整体成型发展。目前整体成型工艺主要包括旋压或冲旋复合技术。其中，旋压是将加热的板材通过旋轮旋至所需尺寸，尺寸是通过胎膜来保证。冲旋复合工艺是先通过若干道次的冷冲压将板材压至一定形状，再通过旋压的方式进行翻边和修形。虽然旋压技术能够实现箱底的一体成型，但是目前旋压设备较为昂贵，旋压费用较高；冲旋复合技术虽然设备简单(需要常见的液压机及翻边机)，但其周期较长，在冲压工序需要经过多道次的中间退火，以解决冲压过程中加工硬化的问题。另外，冲压过程中贴膜度不佳，需要在后续翻边工序进行修形，但翻边及修形比较依赖操作人员的经验，多次的修形有导致产品出现裂纹甚至报废的风险。然而虽然旋压和冲旋复合工艺能够实现一体成型，但是从结构上，是为了实现从若干瓜瓣、顶盖拼焊到一体成型的问题，无法实现瓜瓣、顶盖、法兰以及叉形环等零件的一体成型，尤其是叉形环与箱底的一体成型的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法，以解决现有技术中存在的工艺方法无法解决贮箱箱底与叉形环一体成型的技术问题。本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明提供的一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，所述制备方法包括：

对板料进行热压处理：将一定规格的板料放置在空气炉中加热，加热温度为3333333℃，加热时间为1233163min，加热完成后在2min内将板料放置在模具上进行热模压，并在热模压结束时使板料热压至成品高度，热模压结束后，放置23363min，卸料，得到热压后的箱底、叉形环和人孔法兰的一体式成型工件。通过热压处理的成型工艺，能够实现若干瓜瓣、叉形环和人孔法兰的一体化成型，与传统工艺相比，能够将焊缝总长度降低93％以上，重量降低13％以上，同时使得箱底结构的可靠性明显增加。

根据一种优选实施方式，所述热压处理过程还包括：

进行两次热模压成型，其中，第一次热模压后使得工件热压至总高度的43333％；第二次模压后使得工件热压至成品高度。

根据一种优选实施方式，在热压处理过程中，所述模具包括凸模、凹模和压边机构，其中，所述凸模呈椭球形结构，在热模压过程中，将所述凸模的弧形面与板料接触进行模压，所述凹模和所述压边机构置于所述板料的边缘处，其中，所述压边机构的压边力为332MPa。通过模具和热模压工艺使得板料形成将箱底、叉形环和人孔法兰一体成型的工件。

根据一种优选实施方式，所述制备方法还包括在热压处理步骤之前对箱底结构进行设计，其中，所设计的箱底结构包括箱底、叉形环和人孔法兰，并将所述箱底、所述叉形环和所述人孔法兰设计为一体式结构。从而从结构上避免了主焊缝的焊接，尤其是将叉形环与箱底设计为一体式结构，能够实现无主焊缝的箱底结构。

根据一种优选实施方式，所述制备方法还包括在对箱底结构进行设计的步骤之后进行板材切割下料，所述板材切割下料的过程包括：

根据所设计的成品箱底结构及工艺需要确定所选用的板材的规格，基于所确定的板材规格用等离子切割设备进行切割下料。

根据一种优选实施方式，所述板材规格是根据如下方式进行确定的：

根据所设计的成品箱底结构中叉形环和法兰的厚度确定板材的初步厚度，然后基于成型工序中厚度的减薄率和淬火过程中的变形量，确定板材的最终厚度；

根据成型工序和机械加工工序的工艺余量，确定下料后板材的直径。

根据一种优选实施方式，所述制备方法还包括在热压处理步骤之后依次进行固溶淬火处理和时效处理，

其中，所述固溶淬火处理的步骤包括：将热压后的工件放入固溶炉进行固溶，固溶保温条件为：535±5℃，保温时间：633123min，保温结束后，迅速放入水中淬火，淬火转移时间≤23s；

所述时效处理的步骤包括：将工件放入时效炉进行时效，时效保温条件为：135±5℃，保温时间为13319h。

根据一种优选实施方式，所述制备方法还包括在时效处理之后进行机械加工，其中，所述机械加工的过程包括：对工件的内形面、外形面、叉形环和人孔法兰进行机械加工，以将箱底工件的厚度加工至厚度为234mm，进而得到一体式无主焊缝的火箭贮箱箱底结构。

根据一种优选实施方式，所述机械加工的过程还包括：先加工工件的内形面，然后加工工件的外形面，再加工叉形环，最后加工人孔法兰，在机械加工过程中，还包括中间退火处理。

本发明还提供了一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构，所述箱底结构是由所述的制备方法制备而成，所述箱底结构包括箱底、叉形环和人孔法兰，其中，所述叉形环位于所述箱底的口部，所述人孔法兰位于所述箱底的底部，并且，所述箱底、所述叉形环和所述人孔法兰为一体式结构。

基于上述技术方案，本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构及其制备方法至少具有如下技术效果：

本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法从产品可靠性、减重以及提高效率的角度出发，采用了热压的成型工艺，实现了箱底结构中若干瓜瓣、顶盖、叉形环以及人孔法兰的一体成型工艺，与传统工艺方法相比，能够将焊缝总长度降低93％以上，重量降低13％以上，并使得箱底结构的可靠性明显增加。同时，与现有技术中整底旋压工艺相比，本发明的制造成本低，成本仅为旋压成本的1/2。与现有技术中的冲旋复合(先冲压，再旋压)工艺相比，省去了冲压过程中间退火以及后续旋压以及修形的过程，使其制造周期只有冲旋复合工序的1/5，明显降低了成型工序的制造周期和制备成本，具有明显减重和提高可靠性的特点。

另一方面，本发明实施例的制备方法中，在热模压结束后，使得工件与凸模贴模放置23363min，进而利用工件在冷却时的收缩原理，提高了零件的贴模度，避免了后续因贴模不良导致的返修等问题。

另一方面，本发明实施例的制备方法还包括在热压成型之后依次进行的固溶淬火、时效处理以及机械加工工艺，进而实现了一体式箱底的制备，提高了生产效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的纵截面结构示意图；

图2是本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的俯视图。

图3是本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法中热模压示意图；

图4是本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法中机械加工前后板材与成品厚度的示意图。

图中：13-箱底；11-叉形环；12-人孔法兰；21-凸模；22-凹模；23-压边机构。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

本发明提供了一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，该制备方法包括如下步骤：

(1)一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的设计：所设计的箱底结构包括人孔法兰12、箱底13和叉形环11，并将箱底13、叉形环11和人孔法兰12设计为一体式结构，如图1和图2所示，从结构上避免了主焊缝的焊接，尤其是将叉形环及箱底设计为一体式结构，能够实现无主焊缝的箱底结构。

(2)板材切割下料：

根据所设计的成品箱底结构及工艺需要确定所选用的板材的规格，基于所确定的板材规格用等离子切割设备进行切割下料。

具体的，板材规格是根据如下方式进行确定的：

根据所设计的成品箱底结构中叉形环和法兰的厚度确定板材的初步厚度，然后基于成型工序中厚度的减薄率和淬火过程中的变形量，确定板材的最终厚度；

根据成型工序和机械加工工序的工艺余量，确定下料后板材的直径。进而根据所确定的板材的厚度和直径利用等离子切割设备进行切割下料。

(3)对板料进行热压处理：

将一定规格的板料放置在空气炉中加热，加热温度为3333333℃，加热时间为1233163min，加热完成后在2min内将板料放置在模具上进行热模压，并在热模压结束时使板料热压至成品高度，热模压结束后，放置23363min，卸料，得到热压后的箱底、叉形环和人孔法兰的一体式成型工件。

进一步优选地，在热压处理过程中，进行两次热模压成型，第一次热模压后使得板料热压至总高度的43333％，第二次热模压后使得板料热压至成品高度。其中，高度是指自凸模接触板料向下压而行走的高度。进一步优选地，如图3所示，模压模具包括凸模21、凹模22和压边机构23。其中，凸模21呈椭球形结构，在热模压过程中，将凸模21的弧形面与板料接触进行模压，凹模22和压边机构23置于工件的边缘处，压边机构施加压边力以防止工件起皱。其中，压边机构23的压边力为332MPa。在第一次模压结束后，将工件继续放入保温炉内，然后更换凹模，继续进行第二次模压，在第二次模压结束后，让工件与凸模保持23363min，即模压结束后不立刻卸料，是为了利用工件在冷却时收缩的原理来提高工件的贴模度，避免了贴模度不良的现象，避免了后续的修形工序。

(4)固溶淬火：

将热压后的工件放入固溶炉进行固溶，固溶保温条件为：53555℃，保温时间：633123min，保温结束后，迅速放入水中淬火，淬火转移时间≤23s。

(5)时效：

将工件放入时效炉进行时效，时效保温条件为：135±5℃，保温时间为13319h。进而通过固溶淬火和时效处理工序增强工件的强度。

(6)机械加工：

机械加工包括对工件的内形面、外形面、叉形环和底部人孔法兰进行机械加工，以将厚度为24343mm的厚箱底加工至厚度为234mm，如图4所示，进而得到一体式无主焊缝的火箭贮箱箱底结构。进一步优选地，工件先加工内形面、然后加工外形面，内、外形面加工后，再加工叉形环，最后加工法兰。加工过程中，为了解决应力释放导致变形较大的问题，会进行中间退火处理，退火工艺需要不影响箱底的力学性能。

为了进一步说明本发明的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，本发明提供了以下示例进行说明；

在该实施例中设计采用2219铝合金箱底，口部直径3353mm，长半轴/短半轴＝1.6mm，壁厚3mm，壁厚公差(3，﹢3.5)mm。

具体的制备方法如下：

(1)一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的设计，在箱底外形尺寸及公差确定后，将箱底中的叉形环、瓜瓣、顶盖和人孔法兰设计为一体式结构。

(2)下料：为了保证叉形环部分能够在后续机械加工过程中能够加工出来，同时考虑过渡段最大15％的减薄率、淬火工序在口部直径方向最大3mm的收缩量，最终将板料厚度确定为38mm，板料的直径4133mm。

(3)热压：将工件放入加热炉，工件温度到达353℃开始计时，(353±5)℃保温123min，保温后，用吊具迅速将工件吊至压力机的凹模上，对中后，开始热压，出炉至开始热压的时间控制在2min，热压至高度333mm时，停止热压，将工件重新吊入加热炉保温，更换凹模，开始第二次模压；第二次模压重复第一次模压的操作，将工件热压至成品高度，热压后保持工件与凸模接触33min，开始卸料。

(4)固溶淬火：将工件放入固溶炉进行固溶，固溶保温制度(535±5)℃*133min，保温结束后，迅速放入水中淬火，淬火转移时间15s。

(5)时效：将工件放入时效炉进行时效，时效保温制度：(135±5)℃*18h，时效结束后出炉空冷。

(6)机械加工：机械加工包括内形面、外形面、叉形环和底部人孔法兰；其中，内外形面的加工需要通过工装来约束，避免弱刚性结构在加工过程导致变形，最终得到叉形环、箱底和人孔法兰一体成型结构。

本发明还提供了一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构，箱底结构是由所述的制备方法制备而成。所述箱底结构包括箱底13、叉形环11和人孔法兰12，其中，叉形环11位于箱底13的口部，人孔法兰12位于箱底13的底部，并且，箱底13、叉形环11和人孔法兰12为一体式结构。

本发明的贮箱箱底将传统的叉形环、瓜瓣、顶盖、法兰等零件设计为一体结构。在制备工艺上依次通过下料、热模压、固溶淬火、时效和机械加工等工艺，实现了一体式无主焊缝(只有小法兰焊缝)火箭贮箱箱底的制备，将焊缝总长度降低93％以上，降低重量5％以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述制备方法包括：

对板料进行热压处理：将一定规格的板料放置在空气炉中加热，加热温度为3333333℃，加热时间为1233163min，加热完成后在2min内将板料放置在模具上进行热模压，并在热模压结束时使板料热压至成品高度，热模压结束后，放置23363min，卸料，得到热压后的箱底、叉形环和人孔法兰的一体式成型工件。

2.根据权利要求1所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述热压处理过程还包括：

进行两次热模压成型，其中，第一次热模压后使得板料热压至总高度的43333％；第二次模压后使得板料热压至成品高度。

3.根据权利要求1所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，在热压处理过程中，所述模具包括凸模(21)、凹模(22)和压边机构(23)，其中，所述凸模(21)呈椭球形结构，在热模压过程中，将所述凸模(21)的弧形面与板料接触进行模压，所述凹模(22)和所述压边机构(23)置于所述板料的边缘处，其中，所述压边机构(23)的压边力为332MPa。

4.根据权利要求1所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述制备方法还包括在热压处理步骤之前对箱底结构进行设计，其中，所设计的箱底结构包括箱底(13)、叉形环(11)和人孔法兰(12)，并将所述箱底(13)、所述叉形环(11)和所述人孔法兰(12)设计为一体式结构。

5.根据权利要求4所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述制备方法还包括在对箱底结构进行设计的步骤之后进行板材切割下料，所述板材切割下料的过程包括：

根据所设计的成品箱底结构及工艺需要确定所选用的板材的规格，基于所确定的板材规格用等离子切割设备进行切割下料。

6.根据权利要求5所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述板材规格是根据如下方式进行确定的：

根据所设计的成品箱底结构中叉形环和法兰的厚度确定板材的初步厚度，然后基于成型工序中厚度的减薄率和淬火过程中的变形量，确定板材的最终厚度；

根据成型工序和机械加工工序的工艺余量，确定下料后板材的直径。

7.根据权利要求1所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述制备方法还包括在热压处理步骤之后依次进行固溶淬火处理和时效处理，

其中，所述固溶淬火处理的步骤包括：将热压后的工件放入固溶炉进行固溶，固溶保温条件为：535±5℃，保温时间：633123min，保温结束后，迅速放入水中淬火，淬火转移时间≤23s；

所述时效处理的步骤包括：将工件放入时效炉进行时效，时效保温条件为：135±5℃，保温时间为13319h。

8.根据权利要求3所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述制备方法还包括在时效处理之后进行机械加工，其中，所述机械加工的过程包括：对工件的内形面、外形面、叉形环和人孔法兰进行机械加工，以将箱底工件的厚度加工至厚度为234mm，进而得到一体式无主焊缝的火箭贮箱箱底结构。

9.根据权利要求8所述的一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构的制备方法，其特征在于，所述机械加工的过程还包括：先加工工件的内形面，然后加工工件的外形面，再加工叉形环，最后加工人孔法兰，在机械加工过程中，还包括中间退火处理。

10.一种一体式无主焊缝火箭贮箱箱底结构，其特征在于，所述箱底结构是由前述权利要求1至9任一项所述的制备方法制备而成，所述箱底结构包括箱底(13)、叉形环(11)和人孔法兰(12)，其中，所述叉形环(11)位于所述箱底(13)的口部，所述人孔法兰(12)位于所述箱底(13)的底部，并且，所述箱底(13)、所述叉形环(11)和所述人孔法兰(12)为一体式结构。

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