[发明专利]一种大径厚比火箭燃料贮箱箱底热冲旋复合成形工艺

说明书

本发明提供一种大径厚比火箭燃料贮箱箱底热冲旋复合成形工艺，该工艺包括：板料切圆下料；圆坯料退火热处理；对圆坯料进行多次冲压预成形，得到预成形坯；对预成形坯进行旋压成形，得到旋压件；对旋压件进行固溶热处理；固溶热处理后的旋压件进行校准旋压，得到合格旋压件；对合格旋压件进行时效热处理。该工艺制造贮箱箱底效率高、制造精度高、对专用设备依赖度低、生产周期短、良品率高且生产成本低。

技术领域

本发明涉及液体运载火箭燃料贮箱制造技术领域，尤其涉及一种大径厚比火箭燃料贮箱箱底热冲旋复合成形工艺。

背景技术

运载火箭燃料贮箱箱底是一种大直径薄壁椭球结构壳体，目前我国现役运载火箭贮箱箱底大多采用“瓜瓣、顶盖分体成形→零件组焊”的工艺进行制造。一般一个箱底由6个瓜瓣及1个顶盖通过搅拌摩擦焊进行组装成形，该工艺在国内航天制造企业沿用几十年，制造技术已十分成熟。但是应该注意的是该工艺存在以下问题：(1)制造周期长，尤其是瓜瓣的组焊工序对焊接装备及人员操作水平要求较高，同时焊接过程导致的变形问题比较严重，为保证瓜瓣的装配精度需要不断人工修配，导致生产效率不高。(2)产品拼焊焊缝较多，一般一个箱底含6条母线方向的纵缝和一条顶盖焊接的环缝，焊缝的存在导致产品的整体强度降低，影响产品的质量可靠性。(3)为保证焊接区的安全系数需要对该位置采用局部增厚的方式进行加强处理，不利于航天产品的减重要求。

基于瓜瓣拼焊贮箱箱底存在的以上问题，国内外均开展了运载火箭贮箱箱底整体制造技术研究。目前贮箱箱底整体制造主要采用旋压技术，而在具体的旋压方案选择上，该工艺又细分为有外旋和内旋两种方式。其中外旋提出了一种先通过打鼓预成形，然后通过模具旋压成形的方式制造贮箱箱底。该种方式成形主要存在的问题有：(1)打鼓成形精度低，产品的型面精度保证主要通过后续的模具旋压进行保证。(2)考虑到一般火箭贮箱箱底主要通过可热处理强化铝合金制造，旋压毛坯热处理过程中极易产生变形，变形后的毛坯很难再次安装在原有模具上进行旋压整形，也就是说旋压模具的使用通用性较差。(3)采用上述专利提出的方法旋压工艺对操作人员的生产经验依赖度较高，旋压道次的选择因人而异，导致效率也较差。针对内旋贮箱箱底工艺，又提出了一种基于特殊设计的旋压装备，通过分步式旋压路径设计实现剪旋和普旋分步成形，该工艺避免了大直径封头旋压容易失稳的难题，但是也存在以下问题：(1)装备依赖度较高，该方法需要对现有旋压装备进行大规模的改造甚至特殊制造，装备投资较大；(2)该工艺更适用于相对较薄板材的室温成形，对于较厚原材料成形难度较大。

上述工艺在针对厚度为20mm以上，直径为3350mm的可热处理强化铝合金贮箱箱底毛坯整体成形时，存在制造成本较高、设备依赖度高、生产周期长、校形困难等问题。

因此本领域亟需一种制造效率高、专用设备依赖度低、良品率高且制造成本低的火箭燃料贮箱箱底成形工艺。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种大径厚比火箭燃料贮箱箱底热冲旋复合成形工艺。该工艺制造贮箱箱底效率高、制造精度高、对专用设备依赖度低、生产周期短、良品率高且生产成本低。

本发明提供了一种大径厚比火箭燃料贮箱箱底热冲旋复合成形工艺，该工艺包括：对圆坯料进行多次冲压预成形，得到预成形坯；对预成形坯进行旋压成形，得到旋压件；对旋压件进行固溶热处理；固溶热处理后的旋压件进行校准旋压，得到合格旋压件。

本发明的实施方式中，对圆坯料进行多次冲压预成形，得到预成形坯的步骤之前，该工艺还包括：板料切圆下料；圆坯料退火热处理。

本发明的实施方式中，对圆坯料进行多次冲压预成形，得到预成形坯的步骤具体包括：将退火软化的圆坯料取出后放置于冲压装置上；吹除圆坯表面上的杂质；启动压力机使预压上模下降，完成第一道次的冲压预成形工序；重复上述过程，进行多道次的冲压预成形，得到最终的预成形坯。

进一步的，启动压力机使预压上模下降，完成第一道次的冲压预成形工序的步骤之后还包括：将完成第一道次的预压毛坯进行中间退火热处理。