[发明专利]贮箱筒段一体化成形方法和一体化贮箱桶段

说明书

本发明提供一种贮箱筒段一体化成形方法和一体化贮箱桶段，通过制坯工艺得到原始筒坯；安装旋压模具，将原始筒坯安装在工装外，采用流动旋压工艺将筒坯材料挤压进入旋压模具中至贴合旋压模具，形成旋压后筒段；采用整体固溶时效，提升筒坯材料性能至T6态，同时筒坯材料内部组织性能均一，形成零件；将零件外侧因挤压造成的局部凹陷车削平整；卸载旋压模具，旋压轮回程后取出成形零件，对成形零件进行无损探伤。本发明利用整体环轧筒坯/卷焊成形筒坯，通过流动旋压成形、整体热处理、数控精密加工等复合加工方式，实现带筋结构贮箱筒段一体化成形，提高材料利用率、产品可靠性和尺寸精度，实现运载火箭贮箱筒段整体近净成形。

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，具体地，涉及一种贮箱筒段一体化成形方法和一体化贮箱桶段，尤其是涉及运载火箭贮箱筒段一体化成形工艺技术。

背景技术

推进剂贮箱是运载火箭最为关键的结构部件之一，其是一种大尺寸、薄壁高强铝合金焊接结构，作为运载火箭的主承力结构，是箭体结构中最大的结构部件和影响运载火箭安全性和可靠性的关键部件，占火箭总质量的60％、全箭长度的2/3。推进剂贮箱具有大尺寸、轻质、薄壁、复杂等典型特征，也是运载火箭运载能力和部署能力的重要决定因素。推进剂贮箱又由箱底和筒段组合而成，普遍采用2A14、2219等高强铝合金薄壁网格蒙皮结构来减轻重量。

现阶段，运载火箭推进剂贮箱筒段采用壁板滚弯成形、铣切(机械铣切/化学铣切)、表面阳极化处理等工序后，由3～6段壁板拼焊成整体，目前存在的主要加工难度如下：1)壁板零件加工后，受机械铣切/化学铣切变形、零件滚弯后残余应力释放等因素的影响，型面回弹量大，需要大量校形工作，最终焊接成贮箱筒段后，受焊接变形等因素的影响，很难实现与实际理论模型完全重叠，导致型面精确控制困难；2)壁板零件加工网格需要去除70％-90％的材料，导致材料利用率低，浪费严重，同时由于零件尺寸较大(直径2-3米以上)，且为薄壁结构(最薄处壁厚仅2.3mm左右)，导致网格加工难度大，生产效率较低。

经过调研，目前美国NASA自2012年开始启动筒段一体化成形技术研制，至2017年，已经完成包括直径φ200mm～φ2800mm范围的带筋结构贮箱样件研制，并在探空火箭上得到飞行考核，目前国内主要的加工工艺仍然采用如上所述传统拼焊工艺，如专利文献CN109604966A公开的一种内腔带网格筋的贮箱筒段整体成形方法，该项技术采用旋压筒坯后通过镜像铣切工艺加工网格，同样存在较大的材料浪费问题。

专利文献CN110985239A公开一种近整体化成形的无内衬复合材料贮箱结构，包括箱体、椭球形顶盖、球形顶盖、对接端框和箱底口盖；所述箱体包括前底、内筒段、后底，所述前底和后底上设有用于安装椭球形顶盖和球形顶盖的开孔，椭球形顶盖、球形顶盖分别与前底和后底上的开孔配合连接后，所述箱底口盖安装在椭球形顶盖和球形顶盖上，使得所述前底、内筒段和后底的内部形成密闭空腔，用于储存介质；贮箱筒段由内筒段、筒段和外筒段共固化组成；所述对接端框与筒段和外筒段的两端连接，用于与其他结构对接。但是由于该文献所用材料为复合材料，并不适用铝合金这种金属材料。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种贮箱筒段一体化成形方法和一体化贮箱桶段。

根据本发明提供的一种贮箱筒段一体化成形方法，包括：

步骤S1：通过制坯工艺得到原始筒坯；

步骤S2：安装旋压模具，将原始筒坯安装在工装外，采用流动旋压工艺将筒坯材料挤压进入旋压模具中至贴合旋压模具，形成旋压后筒段；

步骤S3：对旋压后筒段采用整体固溶时效，提升筒坯材料性能至T6态，同时筒坯材料内部组织性能均一，形成零件；

步骤S4：通过数控加工将零件外侧因挤压造成的局部凹陷车削平整，保证产品最终尺寸达到直线度1mm以内，产品圆度1mm以内的精度要求；