一种航天用套罩成形方法技术

本发明专利技术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，本发明专利技术的积极效果是：1、与现有成形技术相比，本发明专利技术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，本发明专利技术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％。普旋工艺加工的套罩壁厚减薄率≤25％。普旋工艺加工的套罩壁厚减薄率≤25％。

【技术实现步骤摘要】
一种航天用套罩成形方法


[0001]本专利技术主要应用于航天装备用各类套罩成形
，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。

技术介绍

[0002]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
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修正
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校形
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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。
[0003]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；而本专利技术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。
[0004]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，本专利技术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。通过本专利技术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。

技术实现思路

[0005]为了克服现有技术的上述缺点，本专利技术提供了一种航天用套罩成形方法。
[0006]本专利技术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：
[0007]步骤一、成形准备：
[0008]1.1概算旋压坯料尺寸
[0009]1.2选择旋轮圆角半径R；
[0010]1.3使用激光切割下坯料，尺寸按旋压坯料尺寸
[0011]1.4将旋压模及旋轮安装于数控旋压机；
[0012]步骤二、轨迹绘制：
[0013]2.1确定轨迹内、外轮廓线；
[0014]2.2绘制多道次旋压轨迹；
[0015]步骤三、旋压成形：
[0016]3.1设置旋轮转速500～600r/min和进给比0.5～3mm/r；
[0017]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；
[0018]3.3设定X，Z向旋轮刀具磨损值；
[0019]3.4将坯料装夹在数控旋压机上，车切成所需直径并去毛刺，涂抹润滑油；
[0020]3.5将主轴及进给倍率调至100％旋压成形零件；
[0021]步骤四、校形：
[0022]4.1将零件法兰修正至水平状态；
[0023]4.2使用校形工装成形法兰圆角R；
[0024]步骤五、车切：
[0025]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
[0026]5.2使用砂纸、光洁布打磨零件表面至平整、光亮。
[0027]与现有技术相比，本专利技术的积极效果是：
[0028]1、与现有成形技术相比，本专利技术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％。
[0029]2、与现有普通旋压技术相比，本专利技术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
[0030]本专利技术将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
[0031]图1是套罩零件示意图；
[0032]图2是旋轮示意图；
[0033]图3是内轮廓线确定方法；
[0034]图4是单道次旋压轨迹图解；
[0035]图5是多道次旋压轨迹及内、外轮廓线；
[0036]图6是成形过程(坯料
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旋压
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修正
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校形车切)示意图；
[0037]图7是校形工装示意图。
[0038]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
[0039]一种航天用套罩成形方法的主要技术方案如下：
[0040]1、成形准备
[0041]1.1根据产品图纸通过下式概算旋压坯料尺寸
[0042][0043]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；
[0044]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；
[0045]δ为坯料实际厚度值；
[0046]H为零件高度；
[0047]d为零件底部直径；
[0048]D为零件口部直径；
[0049]D0为零件法兰直径；
[0050]如所示。
[0051]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。
[0052]1.3使用激光切割下坯料，尺寸按旋压坯料尺寸材料A1035M。
[0053]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
°
。
[0054]2、轨迹绘制
[0055]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：
[0056]a＝(D0‑
D)/2+H
[0057][0058]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，回程采本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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坯料尺寸式中，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

【专利技术属性】
技术研发人员：曾正君，邓成旭，谢文，田烨，张萌，凃强，
申请(专利权)人：四川航天长征装备制造有限公司，
类型：发明
国别省市：