一种载人航天密封舱制造方法与流程

1.本发明涉及宇航设备制造技术领域，特别涉及一种载人航天密封舱制造方法。

背景技术：

2.载人航天器需要进入月球轨道，所经受的发射、返回力学环境更为苛刻，新型密封舱对大承载、轻量化、高可靠需求更为迫切。新型载人密封舱采用一体化壁板构型，省去了传统的连接框，舱外加强筋条连续，乘员数量是神舟飞船2倍，重量相比传统舱体有效减重30％以上，给制造带来了很大困难。
3.现有神舟飞船为蒙皮+桁条构型，其制造技术流程主要是：首先进行飞船外轮廓蒙皮超塑成形，其次在蒙皮规定位置焊接法兰端框，接着在蒙皮内部点焊加强桁条，最后对舱体法兰进行铣削加工，保证舱段接口精度。该结构属于早期联盟号飞船构型，内部空间有限不适合新状态下的需求。
4.现有空间站为壁板+连接框构型，其制造技术流程主要是：首先网格壁板滚弯成形，其次网格壁板焊接成为筒形件，接着对筒形组件有接口精度地方进行机械加工，最后筒新件与连接框进行环缝焊接形成密封舱。该构型舱外加强筋条间断，力学承载能力差，使用连接框重量代价大，不满足轻量化要求。

技术实现要素：

5.本发明提出一种载人航天密封舱制造方法，以解决密封舱结构整体制造工艺流程中，对焊接产品装配质量、焊缝缺陷控制、焊缝力学强度要求严格，控制难度大；在整舱状态下进行切屑加工壁板网格等特征，由于舱体结构刚性弱，加工过程易发生振颤，壁厚精度及密封面粗糙度难以保证；密封舱经历了旋压成形、滚弯成形、大厚度焊接、整体加工等工艺过程，应力演变复杂，应力控制难度大问题。
6.本发明提出一种载人航天密封舱制造方法，包括：
7.步骤1、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造肩部结构，所述肩部结构为顶部平滑凸起的圆台形；
8.步骤2、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成圆台作为侧壁锥段；所述肩部结构底部的圆形面与侧壁锥段顶部的圆形面直径相同；
9.步骤3、将肩部结构和侧壁锥段焊接构成侧壁结构；
10.步骤4、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成倒立的圆台作为底部锥段；所述底部锥段顶部圆形面与侧壁锥段底部的圆形直径相同；
11.步骤5、对筒形件坯料进行铣削加工制成造圆柱形的底部柱段；底部柱段的圆柱与所述底部锥段底部圆形面的直径相同；
12.步骤6、将底部锥段和底部柱段焊接构成底部结构；
13.步骤7、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造球底结构；所述底部结构为向下凸起的球面形，球底结构的圆形底面直径与底部柱段的圆柱直径相同；
14.步骤8、将所述侧壁结构、底部结构、球底结构之间连接得到所述密封舱；
15.步骤9、对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔；
16.步骤10、对所述密封舱进行整体热处理去除应力。
17.进一步的，所述利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造肩部结构或者球底结构，具体为：
18.旋压模具包括：芯模、一级尾顶、二级尾顶和旋轮；所述一级尾顶为圆盘构型，所述二级尾顶为锥形构型；
19.制造过程为：将芯模加热到200℃
±
50℃，将坯料加热到200～300℃，随后将加热后的坯料安装到芯模上，将外部加工机床主轴连接一级尾顶并顶紧工件，利用旋轮按设定轨迹进行旋压使板坯贴紧模具前端，用二级尾顶顶紧工件贴模部位，将旋轮按设定轨迹进行多道次旋压直至完全贴模。
20.进一步的，所述芯模和旋轮的表面粗糙度优于0.8微米；旋压过程中对旋压芯模和坯料进行现场补温，保证芯模和坯料温度在规定范围。
21.进一步的，所述将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成圆台作为侧壁锥段或者形成倒立的圆台作为底部锥段，具体为：
22.首先将壁板铣加工成扇形展开面材料，再使用卷板机将所述展开面材料滚弯成锥形材料；所述壁板材料为5b70铝合金，厚度70mm，用卷板机将展开面材料滚弯成锥形材料时的滚弯件轮廓度＜3mm，滚弯过程逐步调整滚弯下压量，单次调整量5～10mm；
23.将三块锥形材料焊接形成所述侧壁锥段或者底部锥段。
24.进一步的，所述将三块锥形材料焊接形成所述侧壁锥段或者底部锥段，具体为：
25.采用真空电子束焊接方式，焊缝厚度60-70mm，电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv，焊接电流250-300ma，焊接速度200-300mm/min。
26.进一步的，所述侧壁锥段的圆锥顶角为18
°
，底部锥段的圆锥顶角为30
°
。
27.进一步的，所述将肩部结构和侧壁锥段焊接构成侧壁结构，或者将底部锥段和底部柱段焊接构成底部结构，具体为：
28.采用真空电子束焊接方式，焊接厚度50-60mm，电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv，焊接电流200-250ma，焊接速度250-300mm/min。
29.进一步的，所述步骤9中，对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔，具体为：
30.采用五轴铣加工中心首先对密封舱外表面进行第一轮铣加工以达到指定的工艺余量；
31.对所述密封舱内部进行柔性工装支撑，再采用五轴铣加工中心对所述密封舱进行第二轮铣加工达到指定的精度要求；
32.最后采用五轴铣加工中心对所述密封舱的环焊缝进行铣加工。
33.进一步的，所述第一轮铣加工的工艺余量为5mm，所述第一轮铣加工使用机床主轴转速10000-20000r/min，切深4mm，切宽6mm；
34.所述第二轮铣加工机床主轴转速15000-25000r/min，切深3mm，切宽0.2mm；
35.所述对所述密封舱的环焊缝进行铣加工，机床主轴转速10000-25000r/min，切深3mm，切宽1mm。
36.进一步的，所述步骤10中，对所述密封舱进行整体热处理去除应力，具体为：
37.在对所述密封舱外表面进行第一轮铣加工达到指定的工艺余量之后，对所述密封舱进行整体热处理去应力，热处理温度200-250℃，保温时间3-4h，经过去应力之后的密封舱残余应力小于80mpa。
38.本发明与现有技术相比的优点在于：
39.1、本发明的新型密封舱制造方法适合于整体加筋轻量化大型密封舱结构整体制造，可有效提高舱体承载能力降低结构重量。
40.2、本发明实现了5b70铝合金大厚度旋压技术在载人航天密封舱首次应用，减少现有技术焊缝数量和端框数量，提高产品质量稳定性，为后续可重复使用奠定基础。
41.3、本发明实现了真空电子束焊接在载人航天密封舱结构首次应用，其焊接能量集中热影响区小，焊缝质量优于传统焊接质量。
42.4、本发明整舱柔性整体加工技术可以保证在整舱状态加工时应力释放变形进行自适应柔性调整，保证壁厚精度
±
0.1mm。
43.5、本发明去应力工艺可以保证舱体制造整体应力分布均匀，最大应力小于80mpa，可减小密封舱服役过程应力释放导致的变形或开裂的风险，提高密封舱可靠性。
附图说明
44.图1是本发明制造对象新型载人密封舱结构图。
45.图2是本发明密封舱制造流程图。
46.图3是本发明的大厚度壁板旋压成形图。
47.图4是本发明滚弯成形流程图。
48.图5是本发明锥段电子束焊接图。
49.图6是本发明舱段环焊缝图。
50.图7是本发明舱段整体加工状态图。
51.图8是本发明舱段整体状态图。
具体实施方式
52.新型密封舱结构整体制造工艺流程中，对例如δ70
×
φ3500mm(壁厚70mm、直径3500mm)的5b70高强铝合金板坯旋压成形，由于壁厚尺寸大，旋压过程中材料流动状态复杂，保证结构尺寸精度和力学性能难度大；对70mm大厚度高强铝合金材料进行真空电子束焊接，该焊接技术在载人航天密封舱结构上首次使用，对焊接产品装配质量、焊缝缺陷控制、焊缝力学强度要求严格，控制难度大；整舱状态下进行铣削加工壁板网格等特征，由于舱体结构刚性弱，加工过程易发生振颤，壁厚精度及密封面粗糙度难以保证；密封舱经历了旋压成形、滚弯成形、大厚度焊接、整体加工等工艺过程，应力演变复杂，应力控制难度大。
53.密封舱包括由上至下连接的侧壁结构1、底部结构2、球底结构3。所述侧壁结构1包括肩部结构1-1和侧壁锥段1-3，肩部结构1-1为顶部平滑凸起的圆台形，侧壁锥段1-3为圆台形，肩部结构1-1底部的圆形直径与侧壁锥段1-3顶部的圆形直径相同。所述底部结构2包括底部锥段2-1和底部柱段2-3，底部锥段2-1是倒立的圆台形，即圆台上圆形面的直径大于下圆形面，该底部锥段2-1上圆形面的直径与侧壁锥段1-3下圆形面的直径相同，底部柱段2-3是圆柱形，该圆柱的直径与底部锥段2-1下圆形面直径相等。所述球底结构3为向下凸起
的球面形，其球底的圆形面直径与底部柱段2-3的圆柱直径相同。
54.将肩部结构1-1和侧壁锥段1-3采用真空电子束焊接连接构成侧壁结构1。将底部锥段2-1和底部柱段2-3采用真空电子束焊接连接构成底部结构2。将所述侧壁结构1、底部结构2、球底结构3依次进行真空电子束焊接连得到所述密封舱。对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔。对所述密封舱进行整体热处理去除应力。
55.本发明提出一种载人航天密封舱制造方法，包括：
56.步骤1、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造肩部结构1-1，所述肩部结构1-1为顶部平滑凸起的圆台形；
57.步骤2、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料用真空电子束焊接形成圆台作为侧壁锥段1-3：所述肩部结构1-1底部的圆形面与侧壁锥段1-3顶部的圆形面直径相同；
58.步骤3、将肩部结构1-1和侧壁锥段1-3采用真空电子束焊接连接构成侧壁结构1；
59.步骤4、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料采用真空电子束焊接形成倒立的圆台作为底部锥段2-1；所述底部锥段2-1顶部圆形面与侧壁锥段1-3底部的圆形直径相同；
60.步骤5、对筒形件坯料进行铣削加工制成造圆柱形的底部柱段2-3；底部柱段2-3的圆柱与所述底部锥段2-1底部圆形面的直径相同；
61.步骤6、将底部锥段2-1和底部柱段2-3采用真空电子束焊接连接构成底部结构2，
62.步骤7、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造球底结构3；所述底部结构为向下凸起的球面形，球底结构3的圆形底面直径与底部柱段2-3的圆柱直径相同；
63.步骤8、将所述侧壁结构1、底部结构2、球底结构3之间螺接得到所述密封舱；
64.步骤9、对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔；
65.步骤10、对所述密封舱进行整体热处理去除应力。
66.在一个实施例中具体实施的方法如下：
67.载人密封舱结构见图1所示，密封舱结构由侧壁结构1、底部结构2和球底结构3三部分螺接而成。整舱包络尺寸为φ3400mm
×
2850mm(直径3400mm、高2850mm)，舱体外侧分布了大量的网格形减轻结构，网格底部蒙皮厚度为1.5
±
0.1mm，网格筋条宽度4mm，最大网格筋高60mm。
68.图2是是本发明密封舱制造流程图。本发明的密封舱制造方法的总体工艺路线是将舱体先进行分块制造再连接形成整体，其中侧壁结构1划分为肩部结构1-1和侧壁锥段1-3两部分，采用真空电子束焊接连接，电子束环焊缝1-2厚度为50-60mm；底部结构2划分为底部锥段2-1和底部柱段2-3两部分，采用真空电子束焊接，电子束焊缝2-2厚度为50-60mm；球底结构不用工艺分段，直接制造。
69.采用旋压工艺制造肩部结构1-1和球底结构3，肩部结构1-1和球底结构3采用先旋压成形制坯后整体机械加工的工艺方法，旋压成形见图3所示，旋压模具由芯模8、一级尾顶7、二级尾顶5和旋轮10组成。一级尾顶7和二级尾顶5采用45号钢制造，一级尾顶7结构为圆盘构型，其用途是机床主轴9通过一级尾顶7与待旋坯件连接，将主轴顶紧力作用到旋件上，增加旋压过程稳定性。二级尾顶5为锥形构型，其用途是在肩部结构或球底结构旋压贴模后，将二级尾顶5压紧肩部结构拐角区域，防止后续锥段旋压引起肩部结构变形，或者将二
级尾顶5压紧球底结构圆弧区域，防止后续锥段旋压引起球底结构变形。芯模8和旋轮10采用热做模具钢制造，表面粗糙度优于0.8微米。旋压工艺过程为，将旋压芯模8加热到200℃
±
50℃，旋压坯料6(δ70
×
φ3500)加热到200～300℃，随后将加热后的坯料6用螺栓安装到芯模8上，机床主轴连接一级尾顶7并顶紧工件，旋轮10按设定轨迹进行旋压使板坯贴紧模具前端，二级尾顶5顶紧工件贴模部位，旋轮10按设定轨迹4进行多道次旋压直至完全贴模。旋压过程需要火焰对旋压芯模8和坯料6进行现场补温，使用热电偶和红外测温仪进行温度检测，保证温度在规定范围。图4是本发明滚弯成形流程图。对板坯下料成形后，对板坯滚弯卷板整体成形，旋压完成后使用摄影测量，检测产品旋压精度，采用超声探伤检查坯料内部是否存在缺陷，对旋压工艺余量处进行取样进行力学检测和微观组织检测，检查产品内部质量，如果检测合格则作为成品，如果检测不合格则与模型对比迭代，调整试验卷板工艺参数之后再进行卷板加工，或者调整模型尺寸进行仿真验证合格之后，重新对板坯下料进行加工。
70.侧壁锥段结构1-3和底部锥段2-1分别由三块厚板滚弯成锥段再拼焊而成见图5所示，首先将70mm厚的5b70壁板铣加工成扇形展开料，后使用四辊卷板机滚弯成锥形，滚弯件型面轮廓度＜3mm，滚弯过程需要逐步调整滚弯下压量，单次调整量5～10mm，最终使产品轮廓度满足使用要求。其中，侧壁锥段结构1-3以18
°
锥下料成形，底部锥段2-1以30
°
锥下料成形。
71.大厚度电子束焊接如图5所示，电子束纵焊缝见、11、12所示，焊缝厚度60～70mm，锥段壁板1-3-1、1-3-2、1-3-3装配时焊缝位置11、12装配间隙＜0.2mm。纵缝的焊接参数：电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv、焊接电流250-300ma，焊接速度200-300mm/min，在此参数下纵缝满足gjb1718a标准i级焊缝要求；电子束环焊缝见图6的标记1-2所示，焊接厚度50-60mm，肩部结构1-1和侧壁锥段结构1-3装配时焊缝位置1-2装配间隙＜0.3mm，环缝的焊接参数：电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv，焊接电流200-250ma，焊接速度250-300mm/min，在此参数下环焊缝满足gjb1718a标准i级焊缝要求。
72.舱段进行加工见图7所示，采用大型五轴高速铣加工中心，分粗铣加工和精铣加工，粗加工预留5mm工艺余量，粗铣加时内部可不使用支撑工装，粗加工使用机床主轴转速10000-20000r/min，切深4mm，切宽6mm。精加工电机主轴转速15000-25000r/min，切深3mm切宽0.2mm，内部采用柔性工装支撑，加工后壁厚精度可保证
±
0.1mm。整舱环焊缝加工见图8所示，加工电机主轴转速10000-25000r/min，切深3mm切宽1mm。
73.在粗铣加工预留5mm工艺余量情况下，进行整体热处理去应力工作，去应力温度200℃-250℃，保温时间3-4小时，去应力后工件残余应力小于80mpa。
74.采用类似的流程完成底部结构2和球底3的制造。底部结构2划分为底部锥段2-1和底部柱段2-3两部分。底部锥段2-1制造工艺与侧壁锥段1-3制造流程一致，首完成锥段壁板滚弯成形，然后利用电子束纵焊完成锥段焊接，滚弯加工和电子束纵焊的工艺要求与侧壁锥段结构1-3相同，最后底部锥段2-1完成铣削加工；底部柱段2-3采用筒形件坯料铣削加工，完成铣削加工；底部锥段2-1和底部柱段2-3采用电子束纵焊完成焊接，最后对底部结构2按方法6完成焊口处铣削。球底结构3按完成坯件旋压成形，然后完成铣削加工。所述铣削加工按照密封舱外表面加工工艺要求完成。
75.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知常识。

技术特征：

1.一种载人航天密封舱制造方法，其特征在于，包括：步骤1、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造肩部结构(1-1)，所述肩部结构(1-1)为顶部平滑凸起的圆台形；步骤2、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成圆台作为侧壁锥段(1-3)；所述肩部结构(1-1)底部的圆形面与侧壁锥段(1-3)顶部的圆形面直径相同；步骤3、将肩部结构(1-1)和侧壁锥段(1-3)焊接构成侧壁结构(1)；步骤4、将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成倒立的圆台作为底部锥段(2-1)；所述底部锥段(2-1)顶部圆形面与侧壁锥段(1-3)底部的圆形直径相同；步骤5、对筒形件坯料进行铣削加工制成造圆柱形的底部柱段(2-3)；底部柱段(2-3)的圆柱与所述底部锥段(2-1)底部圆形面的直径相同；步骤6、将底部锥段(2-1)和底部柱段(2-3)焊接构成底部结构(2)；步骤7、利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造球底结构(3)；所述底部结构为向下凸起的球面形，球底结构(3)的圆形底面直径与底部柱段(2-3)的圆柱直径相同；步骤8、将所述侧壁结构(1)、底部结构(2)、球底结构(3)之间连接得到所述密封舱；步骤9、对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔；步骤10、对所述密封舱进行整体热处理去除应力。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用旋压模具对坯料按照设定轨迹进行旋压制造肩部结构(1-1)或者球底结构(3)，具体为：旋压模具包括：芯模(8)、一级尾顶(7)、二级尾顶(5)和旋轮(10)；所述一级尾顶(7)为圆盘构型，所述二级尾顶(5)为锥形构型；制造过程为：将芯模(8)加热到200℃
±
50℃，将坯料(6)加热到200～300℃，随后将加热后的坯料(6)安装到芯模(8)上，将外部加工机床主轴(9)连接一级尾顶(7)并顶紧工件，利用旋轮(10)按设定轨迹进行旋压使板坯贴紧模具前端，用二级尾顶(5)顶紧工件贴模部位，将旋轮(10)按设定轨迹(4)进行多道次旋压直至完全贴模。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述芯模(8)和旋轮(9)的表面粗糙度优于0.8微米；旋压过程中对旋压芯模(8)和坯料(6)进行现场补温，保证芯模(8)和坯料(6)温度在规定范围。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将扇形展开面材料滚弯加工成锥形材料，再将三块锥形材料焊接形成圆台作为侧壁锥段(1-3)或者形成倒立的圆台作为底部锥段(2-1)，具体为：首先将壁板铣加工成扇形展开面材料，再使用卷板机将所述展开面材料滚弯成锥形材料；所述壁板材料为5b70铝合金，厚度70mm，用卷板机将展开面材料滚弯成锥形材料时的滚弯件轮廓度＜3mm，滚弯过程逐步调整滚弯下压量，单次调整量5～10mm；将三块锥形材料焊接形成所述侧壁锥段(1-3)或者底部锥段(2-1)。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述将三块锥形材料焊接形成所述侧壁锥段(1-3)或者底部锥段(2-1)，具体为：采用真空电子束焊接方式，焊缝厚度60-70mm，电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv，
焊接电流250-300ma，焊接速度200-300mm/min。6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述侧壁锥段(1-3)的圆锥顶角为18
°
，底部锥段(2-1)的圆锥顶角为30
°
。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将肩部结构(1-1)和侧壁锥段(1-3)焊接构成侧壁结构(1)，或者将底部锥段(2-1)和底部柱段(2-3)焊接构成底部结构(2)，具体为：采用真空电子束焊接方式，焊接厚度50-60mm，电子束焦距200-350mm，焊接电压60kv，焊接电流200-250ma，焊接速度250-300mm/min。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤9中，对所述密封舱外表面进行铣加工形成网格腔，具体为：采用五轴铣加工中心首先对密封舱外表面进行第一轮铣加工以达到指定的工艺余量；对所述密封舱内部进行柔性工装支撑，再采用五轴铣加工中心对所述密封舱进行第二轮铣加工达到指定的精度要求；最后采用五轴铣加工中心对所述密封舱的环焊缝进行铣加工。9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第一轮铣加工的工艺余量为5mm，所述第一轮铣加工使用机床主轴转速10000-20000r/min，切深4mm，切宽6mm；所述第二轮铣加工机床主轴转速15000-25000r/min，切深3mm，切宽0.2mm；所述对所述密封舱的环焊缝进行铣加工，机床主轴转速10000-25000r/min，切深3mm，切宽1mm。10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述步骤10中，对所述密封舱进行整体热处理去除应力，具体为：在对所述密封舱外表面进行第一轮铣加工达到指定的工艺余量之后，对所述密封舱进行整体热处理去应力，热处理温度200-250℃，保温时间3-4h，经过去应力之后的密封舱残余应力小于80mpa。

技术总结

一种载人航天密封舱制造方法，包括：利用旋压模具对坯料旋压制造肩部结构(1-1)，其为顶部平滑凸起的圆台形；将三块锥形材料焊接形成圆台作为侧壁锥段(1-3)；将肩部结构(1-1)和侧壁锥段(1-3)焊接连接构成侧壁结构(1)；将三块锥形材料采用焊接形成倒立的圆台作为底部锥段(2-1)；对坯料进行加工制成圆柱形的底部柱段(2-3)；将底部锥段(2-1)和底部柱段(2-3)焊接构成底部结构(2)；将侧壁结构(1)、底部结构(2)、球底结构(3)依次进行装配得到所述密封舱；然后对其外表面进行铣加工形成网格腔；再进行整体热处理去除应力。本发明适合于整体加筋轻量化大型密封舱结构整体制造，可有效提高舱体承载能力降低结构重量。舱体承载能力降低结构重量。舱体承载能力降低结构重量。