王少華，賴小明，王 博，韓 越，徐文臣

(1. 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京100094； 2. 哈爾濱工業(yè)大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)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(shí)驗(yàn)室等，設(shè)計(jì)壽命較短，僅經(jīng)歷單次發(fā)射環(huán)境；隨著深空探測(cè)任務(wù)的發(fā)展，航天器結(jié)構(gòu)將面臨長期或多次天地往返運(yùn)輸?shù)忍魬?zhàn)，不僅輕量化要求更高，而且性能要求更可靠；同時(shí)為降低單次運(yùn)輸成本，航天器整艙結(jié)構(gòu)或部分結(jié)構(gòu)需多次服役、可重復(fù)使用。

中國現(xiàn)役航天器的結(jié)構(gòu)均由若干整體壁板通過與多個(gè)連接框分段焊接而成，其中肩部壁板與側(cè)壁壁板之間焊接連接所用的側(cè)壁連接框約占整個(gè)主結(jié)構(gòu)質(zhì)量的50%～60%，需要進(jìn)行輕量化減重；同時(shí)為適應(yīng)飛行器結(jié)構(gòu)多次重復(fù)使用過程中高低溫劇變、發(fā)射返回沖擊等惡劣服役條件，少焊縫或無焊縫的航天器結(jié)構(gòu)整體制造是新一代深空探測(cè)飛行器發(fā)展的重要方向。

非焊接航天器艙體結(jié)構(gòu)如圖1 所示，采用帶底錐段/柱段的整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形式，肩部壁板側(cè)壁壁板部件采用連續(xù)過渡結(jié)構(gòu)，如圖2 所示，取消了連接框和焊縫，由于減少了側(cè)壁連接框的質(zhì)量，大大降低整個(gè)航天器艙體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量。 艙體加強(qiáng)筋是在板坯旋壓為回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)后機(jī)械加工獲得的，大大減少了加強(qiáng)筋的設(shè)計(jì)約束，可以依據(jù)航天器實(shí)際傳力路徑設(shè)計(jì)斜網(wǎng)格、三角網(wǎng)格等特殊形式。這樣不僅可以提高艙體結(jié)構(gòu)的載荷能力，也保證了艙體在結(jié)構(gòu)型式和組織屬性上整體連續(xù)，最重要的是非焊接密封艙實(shí)現(xiàn)了肩部壁板和側(cè)壁壁板過渡區(qū)加強(qiáng)筋沿力流方向連續(xù)，載荷傳力路徑無間斷，可充分發(fā)揮金屬艙體結(jié)構(gòu)的承載優(yōu)勢(shì)，可靠性增強(qiáng)。

為滿足非焊接航天器艙體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，其肩部壁板部件與側(cè)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(cè)壁與中心軸呈18°，且肩部呈10°、側(cè)壁呈18°這2 個(gè)錐面間過渡角小，如圖3 所示。 若采用傳統(tǒng)剛性模沖壓工藝進(jìn)行航天器結(jié)構(gòu)整體制造，需要成形力上萬噸，實(shí)施難度大。

圖1 非焊接航天器艙體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structural diagram of non-welded spacecraft

圖2 肩部壁板和側(cè)壁壁板過渡區(qū)連續(xù)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(shù)是指板坯固定后繞中心軸旋轉(zhuǎn)，通過一組內(nèi)、外輪對(duì)與板坯間的相對(duì)位移多次施加成形力，將大型回轉(zhuǎn)體艙體結(jié)構(gòu)整體成形過程分解為局部連續(xù)塑性成形，從而大大降低設(shè)備噸位，為傳統(tǒng)沖壓成形的1/100。 同時(shí)多道次柔性旋壓成形中以旋輪代替?zhèn)鹘y(tǒng)模具，與外旋輪同步移動(dòng)以控制材料流動(dòng)，不僅提高了制造柔性，同時(shí)節(jié)約了模具設(shè)計(jì)與制造成本。 圖3中，為實(shí)現(xiàn)肩部壁板10°和側(cè)壁壁板18°錐度的連續(xù)過渡轉(zhuǎn)換，肩部壁板10°用局部內(nèi)支撐模，采用剛性模進(jìn)行普通旋壓；側(cè)壁壁板18°采用內(nèi)/外輪無模對(duì)輪柔性旋壓成形。

2005 年德國MT Aerospace 采用旋壓技術(shù)先后為日本H-ⅡA 燃料儲(chǔ)箱和歐洲Ariane 5 火箭燃料儲(chǔ)箱開發(fā)了2219 鋁合金大型整體無焊縫封頭，直徑分別達(dá)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(shù)研制出無焊縫的艙體結(jié)構(gòu)，擬計(jì)劃用于獵戶座載人飛船前壓力艙結(jié)構(gòu)。 2012 年NASA 與波音公司采用旋壓成形技術(shù)制造了10 次重復(fù)使用的CST-100 飛船前艙艙壁頂和后艙艙壁頂結(jié)構(gòu)，直徑3600 mm。

圖3 非焊接密封艙試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)尺寸Fig.3 Dimension of non-welded spacecraft test specimen

本文針對(duì)非焊接航天器艙體結(jié)構(gòu)載荷環(huán)境和結(jié)構(gòu)功能集成設(shè)計(jì)要求，開展非焊接的大深徑比鋁合金雙錐面結(jié)構(gòu)的多道次旋壓整體制造技術(shù)研究，以突破目前大型回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)需分段焊接制造的限制，解決金屬流線連續(xù)、傳力路徑無間斷的非焊接壁板密封艙整體制造難點(diǎn)。

2 多道次柔性旋壓軌跡設(shè)計(jì)優(yōu)化

非焊接航天器結(jié)構(gòu)底部開口尺寸大，高度大，深徑比達(dá)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(zhì)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(shù)。

針對(duì)非焊接密封艙試驗(yàn)件，本文設(shè)計(jì)了2 種成形方案：①旋輪沿直線軌跡運(yùn)動(dòng)；②旋輪沿曲線軌跡運(yùn)動(dòng)。 基于ABAQUS 建立2 種數(shù)值模擬分析模型，設(shè)置內(nèi)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(shè)置為直線多道次加載和曲線多道次加載，對(duì)比2 種加載軌跡下的材料應(yīng)力、應(yīng)變、壁厚分布，對(duì)旋壓成形工藝進(jìn)行優(yōu)化。

2.1 旋輪沿直線軌跡運(yùn)動(dòng)旋壓方案

圖4 旋輪沿直線軌跡運(yùn)動(dòng)方案示意圖Fig.4 The linear trajectory of rotating die

旋輪沿直線軌跡運(yùn)動(dòng)是指旋壓時(shí)每道次旋輪都從內(nèi)支撐模與坯料分離處進(jìn)刀，如圖4 所示，每道次將坯料彎曲一定角度。 旋輪沿直線運(yùn)動(dòng)，軌跡簡單，容易保證成形質(zhì)量。

針對(duì)非焊接密封艙雙錐度的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，側(cè)壁采用直線軌跡設(shè)計(jì)每道次進(jìn)給6°，完成非焊接密封艙體結(jié)構(gòu)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(shí)，成形坯料末端處于自由狀態(tài)。 通過求解，獲得直線軌跡等效應(yīng)力分布狀態(tài)云圖如圖5 所示。 旋壓后等效塑性應(yīng)力分布連續(xù)線性變化，無突變，無尖點(diǎn)。 應(yīng)力最大處為坯料與內(nèi)支撐模連接區(qū)域。

圖5 直線軌跡旋壓模擬應(yīng)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(yīng)變分布狀態(tài)云圖，如圖6 所示。 分析可知，等效塑性應(yīng)變得分布與等效塑性應(yīng)力的分布較為類似，為連續(xù)線性變化，且應(yīng)變最大處也是出現(xiàn)在坯料與內(nèi)支撐模連接區(qū)域。 同時(shí)隨著旋壓道次增加其坯料變形量增大時(shí)，坯料末端的應(yīng)變?cè)龃?，出現(xiàn)了不規(guī)則的變形如起浪和反向卷曲等缺陷，側(cè)壁法蘭邊緣呈波浪狀。 分析原因，對(duì)輪柔性旋壓為局部連續(xù)成形，旋輪在同一區(qū)域坯料上的作用時(shí)間較短，內(nèi)旋輪的垂直于水平面上的反作用力較大，對(duì)其他區(qū)域約束變小；同時(shí)毛坯尺寸大，對(duì)邊緣取悅板料的約束非常小，直接導(dǎo)致材料自由流動(dòng)，變形量較大。 在實(shí)際成形制造過程中需要增大旋輪多道次的進(jìn)給比，改善板坯應(yīng)力分布。

圖6 直線軌跡旋壓模擬應(yīng)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(qū)域壁厚基本沒有變化；第二道次旋壓完成后，坯料壁厚出現(xiàn)明顯波動(dòng)。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(fā)生了20%減?。豢拷┒瞬糠峙髁习l(fā)生反向卷曲，出現(xiàn)了不規(guī)則變形，壁厚發(fā)生了劇烈減薄。

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

2.2 旋輪沿曲線軌跡運(yùn)動(dòng)旋壓方案

采用曲線軌跡時(shí)多道次旋壓所需的道次數(shù)較少，可縮短成形時(shí)間，提高成形效率。 曲線軌跡運(yùn)動(dòng)方案是指第一道次旋輪從內(nèi)支撐模末端進(jìn)刀，沿折線運(yùn)動(dòng)，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(jìn)刀，沿相同的軌跡進(jìn)行成形，如圖8 所示。

圖8 旋輪沿曲線軌跡運(yùn)動(dòng)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(yīng)力分布狀態(tài)云圖，圖10 等效應(yīng)變分布狀態(tài)云圖。 分析可知，應(yīng)力集中主要出現(xiàn)在坯料與內(nèi)支撐模的連接處，即在旋壓的第1 和第3 道次中應(yīng)力集中于坯料的起旋端，而5 道次應(yīng)力集中處的應(yīng)力卻出現(xiàn)了減小現(xiàn)象，這說明隨著曲線運(yùn)動(dòng)軌跡多道次旋壓的進(jìn)行，等效應(yīng)力分布趨向于均勻化。

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

圖10 曲線軌跡旋壓模擬應(yīng)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(dá)到了30%，第3 道次后減薄量達(dá)到了38%；低道次時(shí)在內(nèi)支撐模與對(duì)輪旋壓交接區(qū)的側(cè)壁的減薄率已經(jīng)接近了50%，說明板料破裂，旋壓過程已經(jīng)失效。

對(duì)于這種失效現(xiàn)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(cè)壁和與內(nèi)支撐模連接，內(nèi)/外輪作用極大的變形力使坯料被沿傳力方向被拉長，而環(huán)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(chǎn)品壁厚Fig.11 The distribution of blank material by curved trajectory

借助ABAQUS 有限元軟件，對(duì)非焊接飛行器結(jié)構(gòu)多道次旋壓成形過程進(jìn)行模擬，對(duì)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(fēng)險(xiǎn)可控。

3 多道次柔性旋壓成形工藝試驗(yàn)

北京衛(wèi)星制造廠和哈爾濱工業(yè)大學(xué)聯(lián)合研制了輸出力20 t 多道次柔性旋壓成形設(shè)備，并在此設(shè)備上開展多道次柔性旋壓成形工藝試驗(yàn)。 大型臥式對(duì)輪旋壓設(shè)備，如圖12 所示，主要系統(tǒng)包括：旋壓機(jī)座、主軸系統(tǒng)、外旋輪機(jī)構(gòu)、內(nèi)旋輪機(jī)構(gòu)、冷卻系統(tǒng)和動(dòng)力系統(tǒng)。

圖12 對(duì)輪旋壓設(shè)備結(jié)構(gòu)組成圖Fig.12 Structure composition of spinning equipment

工藝試驗(yàn)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(fā)生波浪翹曲，與模擬結(jié)果圖6 應(yīng)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(xiàn)的成形波浪紋變形量在可控范圍內(nèi)，為可消除皺，故在后續(xù)道次中通過內(nèi)/外旋壓控制材料流動(dòng)，進(jìn)行整形，從而保證最終道次產(chǎn)品質(zhì)量。 經(jīng)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(yàn)件Fig. 15 The final scaling-down cabin through spin forming

對(duì)終道次旋壓工藝試驗(yàn)件進(jìn)行檢測(cè)，結(jié)果見表1。 工件高為505 mm，母線長為470 mm，外徑為1112 mm，與設(shè)計(jì)尺寸一致。 其回轉(zhuǎn)母線平直，側(cè)壁邊緣無明顯起皺，成形精度達(dá)5 mm/m，整體質(zhì)量良好。

對(duì)終成形的旋壓工藝試驗(yàn)件進(jìn)行了壁厚測(cè)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(cè)部錐面板料發(fā)生明顯減薄，最大減薄率發(fā)生在局部內(nèi)支撐模和對(duì)輪旋壓交接處，可達(dá)23.7%。 檢測(cè)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬基本相符，驗(yàn)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(jié)構(gòu)制造提供技術(shù)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(jié)論

1)多道次柔性旋壓成形技術(shù)能夠有效降低航天器結(jié)構(gòu)整體制造時(shí)設(shè)備噸位，節(jié)約模具設(shè)計(jì)和制造成本；同時(shí)由于取消了連接框和焊接過渡區(qū)的重量，目標(biāo)艙體結(jié)構(gòu)質(zhì)量可減少20%。

2)針對(duì)航天飛行器大型折母線回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用多道次旋壓成形整體制造技術(shù)，通過模擬仿真和工藝試驗(yàn)件制備獲得了大深徑比鋁合金雙錐面結(jié)構(gòu)整體成形關(guān)鍵工藝參數(shù)；對(duì)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(yōu)。

3)由于非焊接壁板密封艙結(jié)構(gòu)尺寸大，在多道次柔性旋壓成形過程中，除旋輪接觸點(diǎn)受力變形外，板坯末端是成形缺陷高風(fēng)險(xiǎn)區(qū)，易發(fā)生翹曲；若變形量可控則產(chǎn)生的翹曲和起皺在后道次工藝過程中可消除。

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