沈宏華 王業(yè)偉 葉順堅

（上海航天精密機械研究所，上海 201600）

大尺寸弱剛性飛行器艙體制造技術研究

沈宏華 王業(yè)偉 葉順堅

（上海航天精密機械研究所，上海 201600）

針對某飛行器艙體尺寸大、構型復雜、剛性弱、形位尺寸精度高等特點，分析了過程變形的主要環(huán)節(jié)及影響因素，提出了組合制造工藝技術方案，將關鍵特征尺寸的工藝余量優(yōu)選分配、分階段逐步去除，并通過基準的合理選取及轉化，以及精密實時監(jiān)測方法的綜合運用，保證了工藝余量與過程變形量的匹配協(xié)調(diào)。產(chǎn)品研制結果表明，該方案能有效避免過程變形的影響，實現(xiàn)艙體產(chǎn)品最終形位尺寸精度要求。

大尺寸；弱剛性；飛行器艙體；制造技術

1 引言

為滿足多功能、輕量化、高穩(wěn)定性的載荷功能需要，新研空間飛行器越來越多地采用了“金屬骨架+蜂窩夾層+蒙皮”膠接的結構設計構型，具有優(yōu)異的比強度、比剛度及抗疲勞等性能[1，2]。其中，金屬骨架多采用金屬鍛件整體機加工成型方案；整個艙體在蜂窩膠接固化后呈橫向剛性較弱、易變形、形位尺寸精度不易實現(xiàn)等特征。當前針對此類艙體的制造方案大多數(shù)采用了嚴格控制零件加工精度，通過專用工裝夾具保證其外形尺寸和定位需求，并通過優(yōu)化裝配流程、配制接口孔位等方式保證功能接口的位置精度[3]；同時在艙體固化成型后，通過接口部分修調(diào)及加墊等方式，實現(xiàn)與其他接口的協(xié)調(diào)匹配，工作效率低，最終接口匹配精度不易保證[4]。

本文針對蜂窩夾層結構形式的大尺寸高精度復雜艙體的加工制造，設計了在關鍵接口零件預留工藝余量、整艙整體加工的制造方案，通過合理分配加工量及基準的選取，以降低過程變形對最終精度的影響因素。

2 艙體結構特點與要求分析

2.1 結構特點及要求

推進艙是某空間飛行器的重要承力艙段，主要由筒段、隔板、儀器圓盤、支架等零部件裝配連接組成。其中，筒段為“金屬骨架+蜂窩夾層”結構形式，包括上端框、下端框、預埋梁、內(nèi)蒙皮、蜂窩、外蒙皮、預埋件等。上、下端框均為直徑超過3m的薄壁框環(huán)，單個框重量約30kg；其橫截面為類U型槽，如圖1所示。端框與預埋梁構成金屬骨架，蜂窩填充其間，內(nèi)外蒙皮覆蓋于表面，整體固化為復合材料承力圓柱筒段。

推進艙體主要的接口匹配精度指標要求包括：上端框及下端框平面度均為0.4mm，其平行度0.5mm，上端框及下端框上的對接孔位置度Φ0.15mm，各支架高度尺寸位置公差±0.4mm等。

2.2 工藝技術難點分析

通過對艙體結構形式及最終形位公差精度要求的分析，其主要工藝難點如下：

a.筒段薄壁端框材料為7A09T6鋁鍛件，為滿足承載需要，采用鋁合金鍛環(huán)整體機加工而成；其直徑超過3.2m，而端框對接端面厚度僅5mm，腹板頂端最薄處不足2mm，其截面呈U型，屬于大型復雜薄壁框環(huán)結構件。研究者們早已提出了造成薄壁框類零件尺寸不穩(wěn)定的3個因素[5]；王志堅等人對此類弱剛性薄壁環(huán)框高精度加工技術進行了卓有成效的相關研究[6～11]，加工時零件整體剛性不足，裝夾、切削時因內(nèi)應力及溫度因素易導致局部及整體變形，進而導致平面度、平行度、孔位置度等形位尺寸精度不易保證。

b.筒段主體為鋁蜂窩夾層復合材料結構形式，蜂窩材料在固化成型過程中，因熱膨脹因素對形位尺寸和內(nèi)部質(zhì)量的影響[12]，各艙體內(nèi)部接口產(chǎn)生內(nèi)應力，導致固化成型后，艙體外形尺寸顯現(xiàn)出較大的變形，且該變形無法通過提高固化模具的精度徹底解決，對固化模具的精度制造要求非常高，增加了模具制造的成本。

c.因推進艙體零部件及艙段輪廓尺寸大、構型復雜等特點，各生產(chǎn)制造階段及工序過程中的裝配、形位尺寸控制、精度測量均存在一定的困難[9]，需嚴格控制各零部件的尺寸精度；在結構部裝環(huán)節(jié)，各內(nèi)、外接口需嚴格協(xié)調(diào)形位尺寸，協(xié)調(diào)次數(shù)多、部位多，對機加工工裝、對接裝配型架等設備的研制要求很高[12]。

d.艙體整體機加工難度較大。因筒段端框法蘭翻邊較薄，若端框裝夾定位不合理或不充分，將可能導致在車削端面過程中端框甚至艙體振動、震顫或彈跳等現(xiàn)象，這對加工過程及其表面精度有較大影響，導致端框所需平面度及平行度難以實現(xiàn)，甚至因振動現(xiàn)象導致局部切削力過大而對產(chǎn)品產(chǎn)生內(nèi)在撕裂趨勢而破壞產(chǎn)品結構。

針對上述難點，艙體尺寸精度指標實現(xiàn)的技術關鍵點在于：控制零件加工變形量，保證精度；確保加工、裝配、測量基準的一致性；增加等效剛度和局部固有頻率，抑制整艙加工時的震顫。

3 組合制造技術研究

3.1 工藝方案概述

采取的制造工藝方案簡述如下：

a.依據(jù)圖紙及工藝規(guī)程進行各薄壁端框、預埋梁等零部件的機械加工制造；

b.完成后移交膠接固化車間，進行蜂窩夾層結構艙體筒段的整體固化成形；

c.筒段固化成形完成后，再移交給機加工車間，進行筒段艙體尺寸余量整體補充加工；

d.然后移交給結構裝配車間，進行整艙的結構裝配；

e.完工后再移交給機加工車間，進行整艙其他接口尺寸的整體機加工；

f.開展艙體對接檢驗、總檢、交付。

艙體產(chǎn)品研制工藝技術流程見如圖2所示。

3.2 加工時機的優(yōu)化設計

在零件、筒段組件、艙體裝配后狀態(tài)下，在關鍵特征接口上均預留有工藝余量，其加工時機涉及到當前工序階段的零部件狀態(tài)及尺寸變形趨勢，對最終精度指標的實現(xiàn)尤為重要。設計了以關鍵接口形位尺寸精度為目標的機械特征項目，通過合理設計各階段余量的分配以及加工時機，分階段逐步去除余量，最大程度地降低過程變形對精度的影響。具體如表1所示。

表1 整體加工項目及時機方案表

3.3 加工基準的選用及轉化

零件及艙體最終形位尺寸精度要求較高，在加工過程中加工基準的選用及轉化至關重要。需要制定相應的基準傳遞與精度協(xié)調(diào)路線，挖掘測量數(shù)據(jù)中與協(xié)調(diào)性相關的信息，減少基準傳遞過程中的誤差累計基準[13]。通過艙體設計尺寸鏈分析、偏差源及傳遞機理分析[14]，艙體加工、裝配及測量過程中，設定基準選取及轉化的原則為：以設計基準為基礎，選取當前工序階段最不易變形、易于使用高精度測量系統(tǒng)對其進行檢測監(jiān)測的零部件形位特征。

3.3.1 基準的選取及轉化

各階段基準選擇如下：a.零件狀態(tài)：薄壁端框對接端面及外圓、象限刻線；b.筒段固化過程中：端框上的周向均布的工藝底孔、對接端面；c.筒段整體加工過程中：端框外圓、對接端面、象限刻線；d.艙體裝配過程中：端框端面、周向均布的底孔；e.艙體整體機加工過程中：端框外圓、象限刻線及周向均布的孔。加工基準轉化走向如圖3所示。

3.3.2 機床坐標系及其加工基準的建立

筒段整體加工涉及到立式車床和數(shù)控龍門加工中心，其坐標系的建立有所不同。艙體在車床上加工時，以對接端面及外圓為基準，并以端框法蘭外圓直徑取點為監(jiān)控特征，操作機床底盤帶動艙體旋轉進行調(diào)心，使得機床圓心與艙體圓心基本吻合，以此為車床加工的圓心基準。

艙體在數(shù)控龍門加工中心上加工時，先以與機床臺面接觸的端面上的象限刻線與機床XY縱橫軸線對齊進行艙體初定位，挪移艙體使其四條刻線與XY縱橫軸線的偏差量基本相當；再以工藝底孔中心點坐標位置為監(jiān)控特征，取均布8處或12處點的工藝孔實際的X坐標值、Y坐標值，采用最小二乘法擬合基準正圓，其圓心作為加工基準的圓心；然后以機床XY橫縱軸線作為XY坐標軸進行銑削加工。為確保精準性，在基準初步建立后，同時以機床XY軸線校核艙體上端框象限刻線，并根據(jù)需要進行微量補償。

3.4 主要的制造方案

3.4.1 薄壁端框加工方案

采用車削、銑削復合加工方法，逐步去除加工余量，薄壁端框零件制造工藝流程如圖4所示。

為降低變形，采取了如下措施[6～11]：優(yōu)化加工進給量、車床底盤轉速或加工中心主軸頭轉速、加工速度等參數(shù)組合，采用小切深、低進給量、逐層去除，提高加工尺寸精度和表面質(zhì)量；合理設置去應力時效的工序，在加工過程中逐步消減加工及結構內(nèi)應力，確保后續(xù)加工的精準及最終的精度；設計高精度工裝平臺作為加工平臺，配合異性臺階面的多處均壓板定位裝夾，并輔以速干膠粘接方式對加工的零件進行側向固定，降低加工零件的固有頻率，提高加工的尺寸精準性和表面質(zhì)量；設置若干過程中形位尺寸特征點檢測（如端框外圓、對接平面、外型面等），使用激光跟蹤儀對其進行實時監(jiān)測，及時獲取變形情況并修正加工參數(shù)。

3.4.2 復合材料筒體整體機加工方案

蜂窩筒段固化成型后，單筒體剛性較弱、易變形，不易加工[12]。為此采用了車銑復合的組合加工方法，并輔以專門工裝定位固定加工過程中的筒段。

a.加工方案設計

此階段的車削工序中去除大部分工藝余量，為筒段加工變形重點控制環(huán)節(jié)。采取兩面反復倒轉車削的加工方式。首先以筒段后端框下端面為粗基準面，選取適當切削量加工前端框上端面、外翻邊外圓柱面至一定尺寸，形成粗基準；再調(diào)轉艙體，以此粗基準，加工后端框下端面、外翻邊外圓柱面至一定尺寸，形成精基準。余量去減示意圖如圖5所示。此階段結束后，筒段前端框上端面、后端框下端面留有工藝余量0.3mm，用于適應后續(xù)結構裝配環(huán)節(jié)產(chǎn)生的內(nèi)應力變形包絡，待結構部裝完成后再整體機加工完成。

b.裝夾方案設計

因筒段直徑尺寸較大、橫向剛度較弱，在整體機加工過程中，有可能發(fā)生艙體抖動、振顫等現(xiàn)象，影響機加工精度。采用了“下壓上撐”的裝夾方案。使用專用門型機加工工裝對筒段定位夾緊，基本思想是在筒段自由狀態(tài)下，對其進行裝夾定位，確保加工時其空間位置不發(fā)生移動或產(chǎn)生有害內(nèi)應力。裝夾方式可參見圖6、圖7所示。

筒段上端框位置可調(diào)墊塊及銷釘組件（圖7中1），與工藝底孔自適應配合插入，對上端框進行水平面內(nèi)的定位及縱向支撐；側面的L型支座及可調(diào)銷釘組件（圖7中2），從側面頂住端框法蘭的外圓柱面（加工外圓面時拆除），實現(xiàn)對端框的“卡箍式”裝卡定位；在相鄰工藝底孔區(qū)域中間，布置可調(diào)墊塊（圖7中3）支撐端框法蘭下表面，提高局部縱向剛度，與豎直向下的切削力平衡，實現(xiàn)抑制軸向振動或局部震顫的目的。筒段下端位置的壓板均勻壓住下端框法蘭面，使筒段受到產(chǎn)生豎直向下的壓力和切向摩擦力，抑制筒段水平面內(nèi)的滑動。筒段周圍均布6處門型工裝組件，后者與機床底座固聯(lián)，并在筒段自由態(tài)下進行上下端框的裝夾定位，避免了強迫裝夾的不利情況。綜上定位裝夾復合作用，提高了擬加工端框局部的固有頻率及筒體橫向等效剛度，減小加工振動或震顫，有利于保證尺寸精度及表面質(zhì)量。

3.4.3 艙體結構裝配方案

設計了低弱內(nèi)應力的結構裝配方案，并主要通過均布的工藝底孔傳遞艙體的基準信息[15]。以艙體主要的目標形位特征（如端面平面、對接孔等）作為裝配定位的基準，其他零部件以此為基準進行裝配、連接和協(xié)調(diào)，對涉及基準面的零部件不修調(diào)，以保證基準的精準性。建立了以激光跟蹤儀為核心的輔助裝配測量系統(tǒng)，對裝配過程中各關鍵尺寸特征在線監(jiān)測[16]，實現(xiàn)目標點的坐標信息的采集，提供實時位置信息和反饋[17]，及時協(xié)調(diào)反饋裝配過程導致的變形情況。

3.4.4 艙體整體加工方案

艙體整體加工工序安排在艙體主要零組件裝配之后，以適應結構裝配應力導致的變形影響，通過此階段的補充加工完成所有余量的去除，實現(xiàn)艙體最終的接口精度。加工流程見如圖8所示。

3.5 應用實例

先后研制了3套產(chǎn)品，應用本文所述組合制造技術方案及工藝策略后，最后1套正樣器完全滿足設計指標要求，其主要技術指標實現(xiàn)情況如表2所示。在艙體完工后，采用激光散斑方式對蜂窩夾層材料艙體進行無損檢測，結果表明未出現(xiàn)任何因機械加工導致的膠接質(zhì)量缺陷；艙體各機械接口與其他艙段對接匹配良好，精度滿足指標要求。

表2 推進艙主要指標實現(xiàn)情況一覽表 mm

4 結束語

通過對某新型空間飛行器艙體技術指標實現(xiàn)工藝難點的分析，給出了組合研制制造工藝技術方案，設計了合理可行的工藝余量分配及加工時機，并采取了加工基準的連續(xù)性轉化方法，提高了過程變形的監(jiān)測程度。主要措施有：

a.通過過程變形預估及工藝余量合理分配、分階段去除余量，進行工藝流程優(yōu)化設計；

b.優(yōu)化零組件各工序階段狀態(tài)下加工精度的控制及基準的保持及轉化；

c.以提高艙體整體機加工時的等效剛度、降低固有頻率為原則，設計專用加工工裝，降低震顫及變形；

d.應用精密檢測手段實時監(jiān)測零件、艙體過程變形情況，及時反饋并調(diào)整加工參數(shù)。

該型號產(chǎn)品研制實踐結果表明，該方法有效地降低了過程變形對產(chǎn)品最終精度的影響因素，實現(xiàn)了產(chǎn)品既定的技術指標。

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Study on Manufacturing Technology for Large Size and Weak Rigid Spacecraft Cabin

Shen Honghua Wang YeweiYe Shunjian
(Shanghai Spaceflight Precision Machinery Institute,Shanghai 201600)

Aiming at the characteristics of large size,complex configuration,weak rigid and high precision of shape and position for the spacecraft cabin,the main manufacturing process and influencing factors of the process deformation were analyzed.Then,the combined manufacturing process was proposed.The key feature dimension was allocated preferentially and removed gradully in the process,and through the rational selection and conversion of the benchmark, as well as the integrated use of precision real-time monitoring means to ensure that the process margin and the deformation quantity matching each other.The results show that the method can effectively avoid the influence of process deformation and realize the dimensional accruacy requirement of the final product shape.

large size；weak rigid；spacecraft cabin；manufacturing technology

沈宏華（1984-），工程師，機械電子工程專業(yè)；研究方向：航天器制造技術、工藝管理。

2017-01-04