非焊接壁板密封艙多道次旋壓整體制造研究

王少華，賴小明，王 博，韓 越，徐文臣

(1. 北京衛星制造廠有限公司，北京100094； 2. 哈爾濱工業大學材料科學與工程學院，哈爾濱150001)

1 引言

目前，中國近地軌道載人航天器如神舟飛船、天宮空間實驗室等，設計壽命較短，僅經歷單次發射環境；隨著深空探測任務的發展，航天器結構將面臨長期或多次天地往返運輸等挑戰，不僅輕量化要求更高，而且性能要求更可靠；同時為降低單次運輸成本，航天器整艙結構或部分結構需多次服役、可重復使用。

中國現役航天器的結構均由若干整體壁板通過與多個連接框分段焊接而成，其中肩部壁板與側壁壁板之間焊接連接所用的側壁連接框約占整個主結構質量的50%～60%，需要進行輕量化減重；同時為適應飛行器結構多次重復使用過程中高低溫劇變、發射返回沖擊等惡劣服役條件，少焊縫或無焊縫的航天器結構整體制造是新一代深空探測飛行器發展的重要方向。

非焊接航天器艙體結構如圖1 所示，采用帶底錐段/柱段的整體結構設計形式，肩部壁板側壁壁板部件采用連續過渡結構，如圖2 所示，取消了連接框和焊縫，由于減少了側壁連接框的質量，大大降低整個航天器艙體結構的質量。 艙體加強筋是在板坯旋壓為回轉體結構后機械加工獲得的，大大減少了加強筋的設計約束，可以依據航天器實際傳力路徑設計斜網格、三角網格等特殊形式。這樣不僅可以提高艙體結構的載荷能力，也保證了艙體在結構型式和組織屬性上整體連續，最重要的是非焊接密封艙實現了肩部壁板和側壁壁板過渡區加強筋沿力流方向連續，載荷傳力路徑無間斷，可充分發揮金屬艙體結構的承載優勢，可靠性增強。

為滿足非焊接航天器艙體結構設計要求，其肩部壁板部件與側壁壁板部件需要整體制造。 新一代載人艙體底部開口直徑為3240 mm，高度為1280 mm，肩部與頂部水平面呈10°，側壁與中心軸呈18°，且肩部呈10°、側壁呈18°這2 個錐面間過渡角小，如圖3 所示。 若采用傳統剛性模沖壓工藝進行航天器結構整體制造，需要成形力上萬噸，實施難度大。

圖1 非焊接航天器艙體結構示意圖Fig.1 Structural diagram of non-welded spacecraft

圖2 肩部壁板和側壁壁板過渡區連續Fig.2 Continuous metal streamline of the shoulder bulkhead and sidewall bulkhead transition zone

多道次柔性旋壓成形技術是指板坯固定后繞中心軸旋轉，通過一組內、外輪對與板坯間的相對位移多次施加成形力，將大型回轉體艙體結構整體成形過程分解為局部連續塑性成形，從而大大降低設備噸位，為傳統沖壓成形的1/100。 同時多道次柔性旋壓成形中以旋輪代替傳統模具，與外旋輪同步移動以控制材料流動，不僅提高了制造柔性，同時節約了模具設計與制造成本。 圖3中，為實現肩部壁板10°和側壁壁板18°錐度的連續過渡轉換，肩部壁板10°用局部內支撐模，采用剛性模進行普通旋壓；側壁壁板18°采用內/外輪無模對輪柔性旋壓成形。

2005 年德國MT Aerospace 采用旋壓技術先后為日本H-ⅡA 燃料儲箱和歐洲Ariane 5 火箭燃料儲箱開發了2219 鋁合金大型整體無焊縫封頭，直徑分別達到4000 mm 和5400 mm。 2006年美國NASA 蘭利研究中心采用旋壓成形技術研制出無焊縫的艙體結構，擬計劃用于獵戶座載人飛船前壓力艙結構。 2012 年NASA 與波音公司采用旋壓成形技術制造了10 次重復使用的CST-100 飛船前艙艙壁頂和后艙艙壁頂結構，直徑3600 mm。

圖3 非焊接密封艙試驗件結構尺寸Fig.3 Dimension of non-welded spacecraft test specimen

本文針對非焊接航天器艙體結構載荷環境和結構功能集成設計要求，開展非焊接的大深徑比鋁合金雙錐面結構的多道次旋壓整體制造技術研究，以突破目前大型回轉體結構需分段焊接制造的限制，解決金屬流線連續、傳力路徑無間斷的非焊接壁板密封艙整體制造難點。

2 多道次柔性旋壓軌跡設計優化

非焊接航天器結構底部開口尺寸大，高度大，深徑比達1 ∶3，成形難度較高。 在多道次整體制造過程中，旋壓軌跡的工藝合理性是成形質量的重要保證，其中軌跡的形狀和變形的分配方式是影響多道次旋壓最終成形件尺寸及形狀精度的2種重要參數。

針對非焊接密封艙試驗件，本文設計了2 種成形方案：①旋輪沿直線軌跡運動；②旋輪沿曲線軌跡運動。 基于ABAQUS 建立2 種數值模擬分析模型，設置內支撐模屬性為剛性；板坯為上部平面固定，末端自由無約束；成形力路徑設置為直線多道次加載和曲線多道次加載，對比2 種加載軌跡下的材料應力、應變、壁厚分布，對旋壓成形工藝進行優化。

2.1 旋輪沿直線軌跡運動旋壓方案

圖4 旋輪沿直線軌跡運動方案示意圖Fig.4 The linear trajectory of rotating die

旋輪沿直線軌跡運動是指旋壓時每道次旋輪都從內支撐模與坯料分離處進刀，如圖4 所示，每道次將坯料彎曲一定角度。 旋輪沿直線運動，軌跡簡單，容易保證成形質量。

針對非焊接密封艙雙錐度的結構特點，側壁采用直線軌跡設計每道次進給6°，完成非焊接密封艙體結構制造共需要11 道次，多道次柔性旋壓無模具支撐，起旋端在受到旋輪作用開始變形時，成形坯料末端處于自由狀態。 通過求解，獲得直線軌跡等效應力分布狀態云圖如圖5 所示。 旋壓后等效塑性應力分布連續線性變化，無突變，無尖點。 應力最大處為坯料與內支撐模連接區域。

圖5 直線軌跡旋壓模擬應力分布云圖Fig.5 Equivalent stress profile of linear trajectory

模擬獲得直線軌跡下的等效應變分布狀態云圖，如圖6 所示。 分析可知，等效塑性應變得分布與等效塑性應力的分布較為類似，為連續線性變化，且應變最大處也是出現在坯料與內支撐模連接區域。 同時隨著旋壓道次增加其坯料變形量增大時，坯料末端的應變增大，出現了不規則的變形如起浪和反向卷曲等缺陷，側壁法蘭邊緣呈波浪狀。 分析原因，對輪柔性旋壓為局部連續成形，旋輪在同一區域坯料上的作用時間較短，內旋輪的垂直于水平面上的反作用力較大，對其他區域約束變小；同時毛坯尺寸大，對邊緣取悅板料的約束非常小，直接導致材料自由流動，變形量較大。 在實際成形制造過程中需要增大旋輪多道次的進給比，改善板坯應力分布。

圖6 直線軌跡旋壓模擬應變分布云圖Fig.6 Equivalent strain profile of linear trajectory

通過求解，獲得直線軌跡壁厚分布如圖7 所示。 分析可知：第一道次旋壓完成后，坯料壁厚除起旋端略有降低外，其余區域壁厚基本沒有變化；第二道次旋壓完成后，坯料壁厚出現明顯波動。起旋端在變形過程中受到一拉一壓兩方向的作用力，板坯發生了20%減薄；靠近末端部分坯料發生反向卷曲，出現了不規則變形，壁厚發生了劇烈減薄。

圖7 直線軌跡下產品壁厚Fig. 7 The distribution of blank material by linear trajectory

2.2 旋輪沿曲線軌跡運動旋壓方案

采用曲線軌跡時多道次旋壓所需的道次數較少，可縮短成形時間，提高成形效率。 曲線軌跡運動方案是指第一道次旋輪從內支撐模末端進刀，沿折線運動，將部分坯料一次成形至最終位置；接下來的每一道次都從上一道次成形的末尾處進刀，沿相同的軌跡進行成形，如圖8 所示。

圖8 旋輪沿曲線軌跡運動方案示意圖Fig.8 The curved trajectory of rotating die

通過求解，獲得圖9 曲線軌跡等效應力分布狀態云圖，圖10 等效應變分布狀態云圖。 分析可知，應力集中主要出現在坯料與內支撐模的連接處，即在旋壓的第1 和第3 道次中應力集中于坯料的起旋端，而5 道次應力集中處的應力卻出現了減小現象，這說明隨著曲線運動軌跡多道次旋壓的進行，等效應力分布趨向于均勻化。

圖9 曲線軌跡旋壓模擬應力分布云圖Fig.9 Equivalent stress profile of cured trajectory

圖10 曲線軌跡旋壓模擬應力分布云圖Fig.10 Equivalent stress profile of cured trajectory

曲線加載下的壁厚分布如圖11。 第1 道次后減薄量達到了30%，第3 道次后減薄量達到了38%；低道次時在內支撐模與對輪旋壓交接區的側壁的減薄率已經接近了50%，說明板料破裂，旋壓過程已經失效。

對于這種失效現象，分析原因主要是由于曲線軌跡多道次旋壓方案一次變形量過大，在坯料的側壁和與內支撐模連接，內/外輪作用極大的變形力使坯料被沿傳力方向被拉長，而環向尺寸不變，因而厚度急劇減小，超出成形極限。

圖11 曲線軌跡下產品壁厚Fig.11 The distribution of blank material by curved trajectory

借助ABAQUS 有限元軟件，對非焊接飛行器結構多道次旋壓成形過程進行模擬，對比直線軌跡(圖4、圖7 和曲線軌跡圖8、圖11)方案可知：曲線軌跡方案成形過程中單次變形量過大，壁厚減少30%以上極易失效。 相較而言，直線軌跡方案成形過程中坯料的壁厚減薄較小20%，風險可控。

3 多道次柔性旋壓成形工藝試驗

北京衛星制造廠和哈爾濱工業大學聯合研制了輸出力20 t 多道次柔性旋壓成形設備，并在此設備上開展多道次柔性旋壓成形工藝試驗。 大型臥式對輪旋壓設備，如圖12 所示，主要系統包括：旋壓機座、主軸系統、外旋輪機構、內旋輪機構、冷卻系統和動力系統。

圖12 對輪旋壓設備結構組成圖Fig.12 Structure composition of spinning equipment

工藝試驗采用了厚度為10 mm、直徑為2000 mm的5B70 鋁合金材料，并在直線軌跡加載成形過程采用局部加熱方式，如圖13。 在旋壓中間道次可見板坯邊緣呈波浪紋，如圖14 所示，即在板坯末端發生波浪翹曲，與模擬結果圖6 應變分布云圖相符。

圖13 柔性旋壓加工過程Fig.13 The process of multi-pass flexible spin forming

圖14 旋壓中間道次邊緣呈波浪紋Fig. 14 The blank with wavy edge in spinforming process

由于中間道次出現的成形波浪紋變形量在可控范圍內，為可消除皺，故在后續道次中通過內/外旋壓控制材料流動，進行整形，從而保證最終道次產品質量。 經過11 道次旋壓成形后獲得成形件如圖15 所示。

圖15 終成形的旋壓工藝試驗件Fig. 15 The final scaling-down cabin through spin forming

對終道次旋壓工藝試驗件進行檢測，結果見表1。 工件高為505 mm，母線長為470 mm，外徑為1112 mm，與設計尺寸一致。 其回轉母線平直，側壁邊緣無明顯起皺，成形精度達5 mm/m，整體質量良好。

對終成形的旋壓工藝試驗件進行了壁厚測量，由表1 可以看出工件上部平面及10°肩部錐面板料厚度變化較小，減薄率僅為5%。 但18°側部錐面板料發生明顯減薄，最大減薄率發生在局部內支撐模和對輪旋壓交接處，可達23.7%。 檢測數據與數值模擬基本相符，驗證了多道次柔性旋壓成形制造可行性，為未來大型非焊接航天器艙體結構制造提供技術支撐。

表1 終成形旋壓工件壁厚尺寸Table 1 The thickness of final spin forming product/mm

4 結論

1)多道次柔性旋壓成形技術能夠有效降低航天器結構整體制造時設備噸位，節約模具設計和制造成本；同時由于取消了連接框和焊接過渡區的重量，目標艙體結構質量可減少20%。

2)針對航天飛行器大型折母線回轉體結構特點，采用多道次旋壓成形整體制造技術，通過模擬仿真和工藝試驗件制備獲得了大深徑比鋁合金雙錐面結構整體成形關鍵工藝參數；對比得出直線軌跡加載方案中各道次材料變形量可控，方案較優。

3)由于非焊接壁板密封艙結構尺寸大，在多道次柔性旋壓成形過程中，除旋輪接觸點受力變形外，板坯末端是成形缺陷高風險區，易發生翹曲；若變形量可控則產生的翹曲和起皺在后道次工藝過程中可消除。

綜上，本文驗證了多道次柔性旋壓成形用于非焊接航天器艙體結構整體制造的可行性，可為未來輕量化、長壽命、可重復使用的深空探測飛行器或載人飛行器整體制造技術提供參考。