呂振興 聞強苗 張?zhí)炝?高立國 白晶瑩 崔慶新 蔣明霞

大型薄壁鋁合金壁板加工變形控制技術

呂振興 聞強苗 張?zhí)炝?高立國 白晶瑩 崔慶新 蔣明霞

（北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

通過對新型輕質鋁合金5B70材料制造的返回艙側壁承力結構制造工藝進行研究，分析了薄壁件變形控制機理及產品結構特點，采用去應力熱處理、切削過程內部添加支撐以及機械加工補償?shù)确绞絻?yōu)化加工和工藝路線，最終完成了5B70返回艙側壁承力結構模擬件的制造。結果表明，通過去應力熱處理等多個方式對側壁承力結構加工過程進行變形控制，有效減輕了因殘余應力釋放導致的產品變形問題，滿足了設計技術指標要求。

薄壁件；艙體結構；去應力熱處理；變形控制

1 引言

隨著航天技術的發(fā)展，大型載人艙體結構增加了空間長期駐留和天地間安全可靠的多次往返重復使用的要求，對艙體材料的要求相比于早期的飛船密封艙結構提出了更高的比剛度、比強度要求[1，2]。

新一代載人飛船密封艙體返回艙側壁承力結構由5B70鋁鎂鈧合金厚板旋壓成形后再經機械加工完成，壁板存在大量復雜型腔、筋條及網格，在機械加工過程中材料去除量達85%以上，使用傳統(tǒng)的加工工藝和路線，其旋壓變形造成的殘余應力與機械加工變形的殘余應力疊加、機械加工過程中工裝夾具裝夾力等會導致零件變形大、精度難控制等問題[3]，本文從加工工藝路線改進、熱處理應力釋放等方面探討了返回艙側壁承力結構壁板加工變形控制問題，并提出了合理的加工路線和方法，保證了預研階段返回艙側壁承力結構壁板加工的精度。

2 密封艙體結構壁板加工

2.1 密封艙體結構特點

新一代載人飛船密封艙體主結構如圖1所示，主要由返回艙側壁承力結構、密封艙底部結構和密封艙球底結構組成，直徑在3～5m。為實現(xiàn)輕量化制造的要求，返回艙側壁承力結構由原有航天器結構中若干整體壁板與連接框分段焊接改為非焊接旋壓-機械加工成形，取消了連接框和焊縫，大大降低了整個航天器艙體結構的質量，并且在過渡段設計了典型網格結構，提高了艙體結構的載荷能力，實現(xiàn)了承力結構肩部壁板和側壁壁板過度區(qū)加強筋載荷傳力路徑無間斷，充分發(fā)揮了金屬艙體結構承載的優(yōu)勢[4]。

圖1 新一代載人飛船主結構示意圖及典型零件結構

主體結構變化，隨之而來的是機械加工高效、高精度難度的增加。尤其是增加了典型網格結構后，其網格腔底部蒙皮厚度尺寸薄，加工尺寸難以保證；大尺寸接口精度要求高，要求裝配間隙不大于0.2mm，錯邊量不大于0.3mm，接口尺寸精度難以保證。

2.2 變形控制關鍵工藝分析

針對當前返回艙側壁承力結構產品技術要求，在機械加工過程中需要進行工藝方面的控制，減小變形或者補償加工。

從整個產品加工路線來看，側壁承力結構產品中變形主要來自于各工序加工過程中引入的應力釋放。側壁承力結構是由厚板經過旋壓、機械銑削成形，在成形中厚板初始的殘余應力、旋壓產生的殘余應力、銑削時產生的切削力以及過程中銑削熱等均是導致加工變形的主要原因。工件在銑削加工時受到刀具施加的外部載荷，產生不均勻塑性變形時，使工件內部塑性變形不均勻部分產生殘余應力以及工件在放置時內部達到自相平衡時未塑性變形部分產生的殘余應力，共同作用產生不均勻載荷導致工件變形；厚板在前期制造時材料內部相變不均勻或者組織結構具有濃度差導致不均勻的沉淀析出，引起構件材料體積變化不均勻，使構件內部產生殘余應力；工件在銑削中各部分熱傳導狀態(tài)不同，因而造成工件產生不均勻塑性變形，導致殘余應力的產生[5]。通過對工件殘余應力產生的原因及機理進行分析，筆者認為目前技術條件下無法避免產生殘余應力，故在加工過程中通過一定的方法和手段讓其提前釋放，并通過加工補償?shù)姆绞奖ＷC產品精度，擬采用去應力熱處理、切削過程內部添加支撐以及機械加工補償?shù)确绞娇刂苽缺谥谓Y構加工變形問題。

2.2.1 去應力熱處理

去應力退火，又稱為低溫退火。它是將工件加熱到一定溫度，保溫一段時間，然后緩慢冷卻到室溫的工藝方法，其主要目的就是為了消除工件鑄造、焊接、鍛造、擠壓及冷加工中造成的內應力。去應力溫度低于材料再結晶溫度，不改變工件原始組織，對工件材料力學性能不會造成影響。

2.2.1.1 熱處理工藝參數(shù)

側壁承力結構為倒扣平頂錐形產品，由厚板經過旋壓成形，由于側壁和底部變形量不同，故在進行工藝參數(shù)摸底時分為了兩個區(qū)域，如圖2所示。按照去應力原理，在不影響力學性能的前提下，溫度越高效果越明顯，故采用多溫度試驗方法確定合理工藝參數(shù)。

圖2 熱處理工藝參數(shù)試樣

2.2.1.2 熱處理過程工裝約束

側壁承力壁板結構在進行去應力熱處理時已是半精加工狀態(tài)，內外表面進行了減輕槽網格的加工，在去應力時，工件本身的內應力、旋壓、機械加工等過程引入的殘余應力在一定程度會釋放引起變形。為了防止側壁結構在去應力熱處理過程中產生過大的變形，故采用工裝卡具進行一定程度的約束，保證端面圓度等精度，如圖3所示。

通過去應力熱處理，使工件本身的內應力，旋壓、機械加工等過程引入的殘余應力釋放，將釋放引起的變形在粗加工和精加工中進行補償加工，保證產品加工的精度。

2.2.2 切削過程內部支撐

在艙段外型面網格腔加工過程中，為提高艙體的整體加工剛度，尤其是蒙皮厚度逐漸減薄過程中，抑制切削振動和應力變形，需要在內型面提供支撐。在前期驗證階段，綜合考慮加工工藝性和制造成本等因素，在精加工前使用硬質聚氨酯泡沫對內腔進行填充，其固化后與艙體內腔壁形成緊密連接，如圖4所示。但由于艙體較大，聚氨酯攪拌混合不均勻，導致中間區(qū)域比較松軟，側壁網格加工時切削效果較好，底部對應網格加工切削區(qū)域有一定的切削振動，對產品精度有一定的影響。后續(xù)在正式產品生產過程中改變了填充物質，采用氣囊輔助支撐，對剛性艙體結構整體加工振顫及變形效果抑制明顯。

圖4 內部支撐加工模擬示意圖

2.2.3 超聲測頭在線測量及補償?shù)膶嵤?/p>

依照加工經驗，由于艙體在加工過程中單方向加工，在加工上層網格時剛度較高，產品變形較?。患庸さ讓泳W格時產品因應力釋放而引起變形，導致單純補償壁厚偏差不足以保證產品精度，故在本產品加工過程中采用在線測量補償技術，通過超聲測頭可以實時測量產品的空間點位及對應點位產品厚度值，在網格加工中通過刀具的長度補償和加工空間坐標的調整，有效保證了產品壁厚。

3 密封艙體側壁承力結構加工過程

旋壓成形。原料按照圖樣要求進行下料，使用多道旋壓技術將70mm厚板旋壓成坯件狀態(tài)。并通過厚度檢測，保證各部位加工量符合粗加工要求。

粗加工。粗加工主要分為兩部分，粗車和粗銑。其中粗車主要進行底圓基準和內外圓面加工，粗銑主要是外型面網格粗加工。

去應力熱處理。側壁承力結構進行去應力熱處理，如圖5所示。根據(jù)產品加工情況、熱處理工裝、設備及熱處理車間加工經驗，決定在2.2.1節(jié)去應力熱處理分析所述的基礎上，采用如下工藝參數(shù)：隨爐升至180℃，保溫30min；保溫結束后隨爐升溫至250℃，保溫30min；保溫結束后升至280℃，保溫180min。保溫結束，開啟爐蓋緩冷至室溫。采取階梯升溫的主要原因是設備尺寸和產品尺寸較大，靠空氣熱傳導進行升溫，設備檢測溫度與產品實際溫度滯后較為明顯；其次，為了減少強烈熱沖擊對產品造成新的內部應力的引入。為了驗證階梯升溫后產品實時溫度情況，在產品表面不同位置設置了外置測溫熱電偶，通過外置測溫熱電偶測量與設備控制儀表數(shù)據(jù)對比，發(fā)現(xiàn)溫度滯后于8℃，符合設備爐溫均勻性±10℃的要求。

圖5 側壁承力結構熱處理過程

熱處理前后對產品關鍵部位尺寸進行了測量，發(fā)現(xiàn)形變量在0.8～1.2mm范圍內，在加工3mm的加工余量之內，能夠滿足產品加工的精度要求。并且對產品隨爐試棒進行了性能檢測，屈服強度：221～258MPa（設計指標要求屈服強度≥220MPa），抗拉強度：376～406MPa（設計指標要求抗拉強度≥350MPa），延伸率17.5%～24%（設計指標要求斷后延長率≥12%）。

通過上述測試，說明5B70側壁承力結構經過旋壓成形、粗加工、熱處理等工序過程后，產品本身力學性能符合指標要求。產品變形精度控制符合工藝余量要求。

精加工。側壁支撐結構精加工主要分為精車和精銑。網格腔的整體加工采用內撐氣囊柔性工裝（壓力1～2kPa），同時精加工底面時采用“大切深、小切寬”加工方式，很好地抑制了網格腔的加工過程中切削振動問題，最終保證了網格腔底面蒙皮厚度。產品加工結束，精測結果如表1所示。

表1 側壁產品關鍵尺寸精測數(shù)據(jù) mm

根據(jù)精測結果和裝配測試，上述工藝措施有效，產品符合設計技術指標要求。

4 結束語

本文從新一代載人飛船密封艙體返回艙側壁承力結構加工流程出發(fā)，根據(jù)產品材料、結構、加工工藝流程，對關鍵過程進行深入分析，提出了一套基于熱處理和機械加工相結合的加工方案，采用去應力熱處理、切削過程內部添加支撐以及機械加工補償?shù)确绞綄缺诔辛Y構加工過程進行變形控制，有效減輕了因殘余應力釋放導致的產品變形問題，突破了大型艙體一體化成形加工精度控制的制造難點，降低了制造過程的反復，提高了載人艙體的可靠性，為未來輕量化、長壽命、可重復使用的載人飛行器艙體制造技術提供參考。

1 陳怡，閆大慶. 國外新一代載人飛船研制概況[J]. 中國航天，2015(10)：18～23

2 Filatov Y A, Yelagin V I, Zakharov V V. New Al-Mg-Sc alloys[J]. Materials Science and Engineering: A, 2000, 280(1): 97～101

3 梁艷，孔令磊，趙東國，等. 復雜薄壁艙體低應力加工關鍵技術研究[J]. 航天制造技術，2021(2)：32～36

4 楊雷，張柏楠，郭斌，等. 新一代多用途載人飛船概念研究[J]. 航空學報，2015，36(3)：703～713

5 米古茂. 殘余應力的產生和對策[M]. 北京：機械工業(yè)出版社，1983

Machining Deformation Control Technology of Large Thin-walled Aluminum Alloy Components

Lv Zhenxing Wen Qiangmiao Zhang Tianliang Gao Liguo Bai Jingying Cui Qingxin Jiang Mingxia

(Beijing Spacecrafts Co., Ltd., Beijing 100094)

In this article, the manufacturing process of a new lightweight aluminium alloy 5B70 return capsule sidewall bearing structure is investigated, the deformation control mechanism of the thin-walled part and the structural characteristics of the product have already been analysed, and the processing and process routes have been optimised by using stress relief heat treatment, adding support inside the cutting process and mechanical machining compensation, etc., finally complete the manufacture of a simulated 5B70 return capsule sidewall bearing structure. The results show that the deformation control of the sidewall bearing structure processing process through multiple methods such as stress relief heat treatment has effectively reduced the product deformation caused by residual stress release and met the design technical index requirements.

thin-walled pars；spacecraft structure；stress relieving heat treatment；deformation control

TH162

A

呂振興（1994），工程師，材料學專業(yè)；研究方向：星船熱處理技術及工藝。

2022-09-21