CN117798617B - 一种壳体成形加工工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种壳体成形加工工艺，属于钣金制造技术领域，目的在于解决现有运载火箭的发动机壳体零件壳体成形困难、成形质量差，无法满足加工制造要求的问题。其包括以下步骤：（1）领料、下料、钳修；（2）对半热拉深成形；（3）线切割端面；（4）对半焊接；（5）去应力退火；（6）胀形；（7）X射线检查、包装入库。通过采用对半拉深成形、线切割端面、对半焊接、胀形和X射线检测的成形方案，使零件单半拉深再对半焊接组合再胀形，大大提高了壳体零件成形的质量和稳定性，成形的壳体零件壁厚一致性好，可控性好，同时也克服了壳体零件前后端头直径偏差大无法成形的局限性。本发明适用于壳体成形加工。
Description
技术领域
本发明属于钣金制造技术领域，具体涉及一种壳体成形加工工艺。
背景技术
运载火箭的发射需要强大的推进力，发动机作为运载火箭的核心部件，是推进力的主要提供对象，有着很高的加工要求，壳体零件就属于其中一类。目前，发动机上运用了大量壳体零件。
但现有壳体零件在制造中存在如下问题：
1、壳体零件前后端头直径偏差大，普通加工工艺无法完成壳体零件的成形工作。
2、壳体零件壁厚薄，旋压加工工艺无法保证零件壁厚一致性。
发明内容
本发明的目的在于：提供一种壳体成形加工工艺，解决现有运载火箭的发动机壳体零件壳体成形困难、成形质量差，无法满足加工制造要求的问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种壳体成形加工工艺，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
领取310S不锈钢物料并在板料正反两面均匀刷油，基于所需板料的尺寸激光切割下料，用打磨枪打磨边缘至光滑，用干净抹布蘸取酒精擦除板料表面杂质；
（2）对半热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后进行热拉深成形，结束后取出单半零件；
（3）线切割端面：
（3.1）工装安装：将线切割工装固定到中走丝线切割机上；
（3.2）切割：将热拉深成形后的单半零件贴在线切割工装上，贴合间隙<0.1mm，以线切割工装端面为基准进行切割端面；
（4）对半焊接：
（4.1）清理焊丝：领取焊丝，并清理焊丝表面；
（4.2）修配：对单半零件进行修配，保证焊缝位置零件端面间隙<0.2mm；
（4.3）抛光：对单半零件焊缝内外表面区域进行抛光；抛光光宽度10mm～20mm，并用酒精清洗抛光表面；
（4.4）氩弧焊：将成对的单半零件安装到焊接工装上进行手工氩弧焊焊接，焊缝高度h=0.1～2mm,焊缝宽度均匀度C≤3mm；
（4.5）打磨：采用风磨笔、钢丝刷和刮刀对焊缝区域进行打磨、修配；
（5）去应力退火：
将零件均匀散放于退火炉有效的加热区内进行去应力退火，确保零件装炉温度<780℃，退火温度1000℃-1100℃，保温时间10min～15min，保温时间到后，出炉空冷；空冷完成后采用百洁布对退火后的零件内外表面进行打磨、抛光；
（6）胀形：
（6.1）胀形模具安装：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装胀形模具至液压机上；
（6.2）成形：将零件放置到胀形模具上进行胀形成形，结束后取出零件；
（7）X射线检查、包装入库：
对零件焊缝进行X射线检查，检查合格的零件包装入库。
进一步地，所述步骤（2.2）中热拉深成形时主缸压力355-365T，顶缸压力为165-175T。
进一步地，所述步骤（6.2）中胀形成形时主缸压力210-230T，顶缸压力为20-30T。
进一步地，所述胀形模具包括底板，所述底板上设置有顶板，所述顶板中部设置有胀芯，所述顶板两侧设置有限位柱，所述胀芯与限位柱之间设置有胀瓣，所述胀瓣上套设有固定套，所述胀瓣顶部设置有盖板，所述固定套顶部设置有若干吊环。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、本发明中，采用对半拉深成形、线切割端面、对半焊接、胀形和X射线检测的成形方案，使零件单半拉深再对半焊接组合再胀形，大大提高了壳体零件成形的质量和稳定性，成形的壳体零件壁厚一致性好，可控性好，同时也克服了壳体零件前后端头直径偏差大无法成形的局限性，解决了现有运载火箭的发动机壳体零件壳体成形困难、成形质量差，无法满足加工制造要求的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图，其中：
图1为本发明胀形模具的结构示意图；
图2为本发明热拉伸成形的单半零件结构示意图；
图3为本发明壳体零件的结构示意图；
图4为本发明的工艺流程图；
图中标记：01-底板、02-顶板、03-限位柱、04-固定套、05-吊环、06-盖板、07-胀芯、08-胀瓣。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。
应注意到：标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明的简化描述，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”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
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“设置”、“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；可以使机械连接，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，可以是两个原件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
结合说明书附图1-说明书附图4，
一种壳体成形加工工艺，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
领取310S不锈钢物料并在板料正反两面均匀刷油，基于所需板料的尺寸激光切割下料，用打磨枪打磨边缘至光滑，用干净抹布蘸取酒精擦除板料表面杂质；
（2）对半热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后进行热拉深成形，热拉深成形时主缸压力355-365T，顶缸压力为165-175T，结束后取出单半零件；
（3）线切割端面：
（3.1）工装安装：将线切割工装固定到中走丝线切割机上；
（3.2）切割：将热拉深成形后的单半零件贴在线切割工装上，贴合间隙<0.1mm，以线切割工装端面为基准进行切割端面；
（4）对半焊接：
（4.1）清理焊丝：领取焊丝，并清理焊丝表面；
（4.2）修配：对单半零件进行修配，保证焊缝位置零件端面间隙<0.2mm；
（4.3）抛光：对单半零件焊缝内外表面区域进行抛光；抛光光宽度10mm～20mm，并用酒精清洗抛光表面；
（4.4）氩弧焊：将成对的单半零件安装到焊接工装上进行手工氩弧焊焊接，焊缝高度h=0.1～2mm,焊缝宽度均匀度C≤3mm；
（4.5）打磨：采用风磨笔、钢丝刷和刮刀对焊缝区域进行打磨、修配；
（5）去应力退火：
将零件均匀散放于退火炉有效的加热区内进行去应力退火，确保零件装炉温度<780℃，退火温度1000℃-1100℃，保温时间10min～15min，保温时间到后，出炉空冷；空冷完成后采用百洁布对退火后的零件内外表面进行打磨、抛光；
（6）胀形：
（6.1）胀形模具安装：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装胀形模具至液压机上，所述胀形模具包括底板01，所述底板01上设置有顶板02，所述顶板02中部设置有胀芯07，所述顶板02两侧设置有限位柱03，所述胀芯07与限位柱03之间设置有胀瓣08，所述胀瓣08上套设有固定套04，所述胀瓣08顶部设置有盖板06，所述固定套04顶部设置有若干吊环05；
（6.2）成形：将零件放置到胀形模具上进行胀形成形，胀形成形时主缸压力210-230T，顶缸压力为20-30T，结束后取出零件；
（7）X射线检查、包装入库：
对零件焊缝进行X射线检查，检查合格的零件包装入库。
本发明在实施过程中，采用对半拉深成形、线切割端面、对半焊接、胀形和X射线检测的成形方案，使零件单半拉深再对半焊接组合再胀形，大大提高了壳体零件成形的质量和稳定性，成形的壳体零件壁厚一致性好，可控性好，同时也克服了壳体零件前后端头直径偏差大无法成形的局限性，解决了现有运载火箭的发动机壳体零件壳体成形困难、成形质量差，无法满足加工制造要求的问题。
如上所述即为本发明的实施例。前文所述为本发明的各个优选实施例，各个优选实施例中的优选实施方式如果不是明显自相矛盾或以某一优选实施方式为前提，各个优选实施方式都可以任意叠加组合使用，所述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明的验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。
Claims (4)
1.一种壳体成形加工工艺，其特征在于，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
领取310S不锈钢物料并在板料正反两面均匀刷油，基于所需板料的尺寸激光切割下料，用打磨枪打磨边缘至光滑，用干净抹布蘸取酒精擦除板料表面杂质；
（2）对半热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后进行热拉深成形，结束后取出单半零件；
（3）线切割端面：
（3.1）工装安装：将线切割工装固定到中走丝线切割机上；
（3.2）切割：将热拉深成形后的单半零件贴在线切割工装上，贴合间隙<0.1mm，以线切割工装端面为基准进行切割端面；
（4）对半焊接：
（4.1）清理焊丝：领取焊丝，并清理焊丝表面；
（4.2）修配：对单半零件进行修配，保证焊缝位置零件端面间隙<0.2mm；
（4.3）抛光：对单半零件焊缝内外表面区域进行抛光；抛光光宽度10mm～20mm，并用酒精清洗抛光表面；
（4.4）氩弧焊：将成对的单半零件安装到焊接工装上进行手工氩弧焊焊接，焊缝高度h=0.1～2mm,焊缝宽度均匀度C≤3mm；
（4.5）打磨：采用风磨笔、钢丝刷和刮刀对焊缝区域进行打磨、修配；
（5）去应力退火：
将零件均匀散放于退火炉有效的加热区内进行去应力退火，确保零件装炉温度<780℃，退火温度1000℃-1100℃，保温时间10min～15min，保温时间到后，出炉空冷；空冷完成后采用百洁布对退火后的零件内外表面进行打磨、抛光；
（6）胀形：
（6.1）胀形模具安装：用抹布蘸取酒精擦除模具型面上的油脂和污物，安装胀形模具至液压机上；
（6.2）成形：将零件放置到胀形模具上进行胀形成形，结束后取出零件；
（7）X射线检查、包装入库：
对零件焊缝进行X射线检查，检查合格的零件包装入库。
2.按照权利要求1所述的一种壳体成形加工工艺，其特征在于，所述步骤（2.2）中热拉深成形时主缸压力355-365T，顶缸压力为165-175T。
3.按照权利要求1所述的一种壳体成形加工工艺，其特征在于，所述步骤（6.2）中胀形成形时主缸压力210-230T，顶缸压力为20-30T。
4.按照权利要求1所述的一种壳体成形加工工艺，其特征在于，所述胀形模具包括底板（01），所述底板（01）上设置有顶板（02），所述顶板（02）中部设置有胀芯（07），所述顶板（02）两侧设置有限位柱（03），所述胀芯（07）与限位柱（03）之间设置有胀瓣（08），所述胀瓣（08）上套设有固定套（04），所述胀瓣（08）顶部设置有盖板（06），所述固定套（04）顶部设置有若干吊环（05）。
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| 重燃火焰筒胀形工艺及其模具结构;杨树余;赵宝群;尹小波;陆英俊;赵睿;;航空制造技术;20141231(第S1期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117798617A (zh) | 2024-04-02 |
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