大型薄壁铝合金壁板加工变形控制技术

2022-11-24吕振兴闻强苗张天梁高立国白晶莹崔庆新蒋明霞

航天制造技术 2022年5期

吕振兴闻强苗张天梁高立国白晶莹崔庆新蒋明霞

大型薄壁铝合金壁板加工变形控制技术

吕振兴闻强苗张天梁高立国白晶莹崔庆新蒋明霞

（北京卫星制造厂有限公司，北京 100094）

通过对新型轻质铝合金5B70材料制造的返回舱侧壁承力结构制造工艺进行研究，分析了薄壁件变形控制机理及产品结构特点，采用去应力热处理、切削过程内部添加支撑以及机械加工补偿等方式优化加工和工艺路线，最终完成了5B70返回舱侧壁承力结构模拟件的制造。结果表明，通过去应力热处理等多个方式对侧壁承力结构加工过程进行变形控制，有效减轻了因残余应力释放导致的产品变形问题，满足了设计技术指标要求。

薄壁件；舱体结构；去应力热处理；变形控制

1 引言

随着航天技术的发展，大型载人舱体结构增加了空间长期驻留和天地间安全可靠的多次往返重复使用的要求，对舱体材料的要求相比于早期的飞船密封舱结构提出了更高的比刚度、比强度要求[1，2]。

新一代载人飞船密封舱体返回舱侧壁承力结构由5B70铝镁钪合金厚板旋压成形后再经机械加工完成，壁板存在大量复杂型腔、筋条及网格，在机械加工过程中材料去除量达85%以上，使用传统的加工工艺和路线，其旋压变形造成的残余应力与机械加工变形的残余应力叠加、机械加工过程中工装夹具装夹力等会导致零件变形大、精度难控制等问题[3]，本文从加工工艺路线改进、热处理应力释放等方面探讨了返回舱侧壁承力结构壁板加工变形控制问题，并提出了合理的加工路线和方法，保证了预研阶段返回舱侧壁承力结构壁板加工的精度。

2 密封舱体结构壁板加工

2.1 密封舱体结构特点

新一代载人飞船密封舱体主结构如图1所示，主要由返回舱侧壁承力结构、密封舱底部结构和密封舱球底结构组成，直径在3～5m。为实现轻量化制造的要求，返回舱侧壁承力结构由原有航天器结构中若干整体壁板与连接框分段焊接改为非焊接旋压-机械加工成形，取消了连接框和焊缝，大大降低了整个航天器舱体结构的质量，并且在过渡段设计了典型网格结构，提高了舱体结构的载荷能力，实现了承力结构肩部壁板和侧壁壁板过度区加强筋载荷传力路径无间断，充分发挥了金属舱体结构承载的优势[4]。

图1 新一代载人飞船主结构示意图及典型零件结构

主体结构变化，随之而来的是机械加工高效、高精度难度的增加。尤其是增加了典型网格结构后，其网格腔底部蒙皮厚度尺寸薄，加工尺寸难以保证；大尺寸接口精度要求高，要求装配间隙不大于0.2mm，错边量不大于0.3mm，接口尺寸精度难以保证。

2.2 变形控制关键工艺分析

针对当前返回舱侧壁承力结构产品技术要求，在机械加工过程中需要进行工艺方面的控制，减小变形或者补偿加工。

从整个产品加工路线来看，侧壁承力结构产品中变形主要来自于各工序加工过程中引入的应力释放。侧壁承力结构是由厚板经过旋压、机械铣削成形，在成形中厚板初始的残余应力、旋压产生的残余应力、铣削时产生的切削力以及过程中铣削热等均是导致加工变形的主要原因。工件在铣削加工时受到刀具施加的外部载荷，产生不均匀塑性变形时，使工件内部塑性变形不均匀部分产生残余应力以及工件在放置时内部达到自相平衡时未塑性变形部分产生的残余应力，共同作用产生不均匀载荷导致工件变形；厚板在前期制造时材料内部相变不均匀或者组织结构具有浓度差导致不均匀的沉淀析出，引起构件材料体积变化不均匀，使构件内部产生残余应力；工件在铣削中各部分热传导状态不同，因而造成工件产生不均匀塑性变形，导致残余应力的产生[5]。通过对工件残余应力产生的原因及机理进行分析，笔者认为目前技术条件下无法避免产生残余应力，故在加工过程中通过一定的方法和手段让其提前释放，并通过加工补偿的方式保证产品精度，拟采用去应力热处理、切削过程内部添加支撑以及机械加工补偿等方式控制侧壁支撑结构加工变形问题。

2.2.1 去应力热处理

去应力退火，又称为低温退火。它是将工件加热到一定温度，保温一段时间，然后缓慢冷却到室温的工艺方法，其主要目的就是为了消除工件铸造、焊接、锻造、挤压及冷加工中造成的内应力。去应力温度低于材料再结晶温度，不改变工件原始组织，对工件材料力学性能不会造成影响。

2.2.1.1 热处理工艺参数

侧壁承力结构为倒扣平顶锥形产品，由厚板经过旋压成形，由于侧壁和底部变形量不同，故在进行工艺参数摸底时分为了两个区域，如图2所示。按照去应力原理，在不影响力学性能的前提下，温度越高效果越明显，故采用多温度试验方法确定合理工艺参数。

图2 热处理工艺参数试样

2.2.1.2 热处理过程工装约束

侧壁承力壁板结构在进行去应力热处理时已是半精加工状态，内外表面进行了减轻槽网格的加工，在去应力时，工件本身的内应力、旋压、机械加工等过程引入的残余应力在一定程度会释放引起变形。为了防止侧壁结构在去应力热处理过程中产生过大的变形，故采用工装卡具进行一定程度的约束，保证端面圆度等精度，如图3所示。

通过去应力热处理，使工件本身的内应力，旋压、机械加工等过程引入的残余应力释放，将释放引起的变形在粗加工和精加工中进行补偿加工，保证产品加工的精度。

2.2.2 切削过程内部支撑

在舱段外型面网格腔加工过程中，为提高舱体的整体加工刚度，尤其是蒙皮厚度逐渐减薄过程中，抑制切削振动和应力变形，需要在内型面提供支撑。在前期验证阶段，综合考虑加工工艺性和制造成本等因素，在精加工前使用硬质聚氨酯泡沫对内腔进行填充，其固化后与舱体内腔壁形成紧密连接，如图4所示。但由于舱体较大，聚氨酯搅拌混合不均匀，导致中间区域比较松软，侧壁网格加工时切削效果较好，底部对应网格加工切削区域有一定的切削振动，对产品精度有一定的影响。后续在正式产品生产过程中改变了填充物质，采用气囊辅助支撑，对刚性舱体结构整体加工振颤及变形效果抑制明显。

图4 内部支撑加工模拟示意图

2.2.3 超声测头在线测量及补偿的实施

依照加工经验，由于舱体在加工过程中单方向加工，在加工上层网格时刚度较高，产品变形较小；加工底层网格时产品因应力释放而引起变形，导致单纯补偿壁厚偏差不足以保证产品精度，故在本产品加工过程中采用在线测量补偿技术，通过超声测头可以实时测量产品的空间点位及对应点位产品厚度值，在网格加工中通过刀具的长度补偿和加工空间坐标的调整，有效保证了产品壁厚。

3 密封舱体侧壁承力结构加工过程

旋压成形。原料按照图样要求进行下料，使用多道旋压技术将70mm厚板旋压成坯件状态。并通过厚度检测，保证各部位加工量符合粗加工要求。

粗加工。粗加工主要分为两部分，粗车和粗铣。其中粗车主要进行底圆基准和内外圆面加工，粗铣主要是外型面网格粗加工。

去应力热处理。侧壁承力结构进行去应力热处理，如图5所示。根据产品加工情况、热处理工装、设备及热处理车间加工经验，决定在2.2.1节去应力热处理分析所述的基础上，采用如下工艺参数：随炉升至180℃，保温30min；保温结束后随炉升温至250℃，保温30min；保温结束后升至280℃，保温180min。保温结束，开启炉盖缓冷至室温。采取阶梯升温的主要原因是设备尺寸和产品尺寸较大，靠空气热传导进行升温，设备检测温度与产品实际温度滞后较为明显；其次，为了减少强烈热冲击对产品造成新的内部应力的引入。为了验证阶梯升温后产品实时温度情况，在产品表面不同位置设置了外置测温热电偶，通过外置测温热电偶测量与设备控制仪表数据对比，发现温度滞后于8℃，符合设备炉温均匀性±10℃的要求。

图5 侧壁承力结构热处理过程

热处理前后对产品关键部位尺寸进行了测量，发现形变量在0.8～1.2mm范围内，在加工3mm的加工余量之内，能够满足产品加工的精度要求。并且对产品随炉试棒进行了性能检测，屈服强度：221～258MPa（设计指标要求屈服强度≥220MPa），抗拉强度：376～406MPa（设计指标要求抗拉强度≥350MPa），延伸率17.5%～24%（设计指标要求断后延长率≥12%）。

通过上述测试，说明5B70侧壁承力结构经过旋压成形、粗加工、热处理等工序过程后，产品本身力学性能符合指标要求。产品变形精度控制符合工艺余量要求。

精加工。侧壁支撑结构精加工主要分为精车和精铣。网格腔的整体加工采用内撑气囊柔性工装（压力1～2kPa），同时精加工底面时采用“大切深、小切宽”加工方式，很好地抑制了网格腔的加工过程中切削振动问题，最终保证了网格腔底面蒙皮厚度。产品加工结束，精测结果如表1所示。

表1 侧壁产品关键尺寸精测数据 mm

根据精测结果和装配测试，上述工艺措施有效，产品符合设计技术指标要求。

4 结束语

本文从新一代载人飞船密封舱体返回舱侧壁承力结构加工流程出发，根据产品材料、结构、加工工艺流程，对关键过程进行深入分析，提出了一套基于热处理和机械加工相结合的加工方案，采用去应力热处理、切削过程内部添加支撑以及机械加工补偿等方式对侧壁承力结构加工过程进行变形控制，有效减轻了因残余应力释放导致的产品变形问题，突破了大型舱体一体化成形加工精度控制的制造难点，降低了制造过程的反复，提高了载人舱体的可靠性，为未来轻量化、长寿命、可重复使用的载人飞行器舱体制造技术提供参考。

1 陈怡，闫大庆. 国外新一代载人飞船研制概况[J]. 中国航天，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 梁艳，孔令磊，赵东国，等. 复杂薄壁舱体低应力加工关键技术研究[J]. 航天制造技术，2021(2)：32～36

4 杨雷，张柏楠，郭斌，等. 新一代多用途载人飞船概念研究[J]. 航空学报，2015，36(3)：703～713

5 米古茂. 残余应力的产生和对策[M]. 北京：机械工业出版社，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