本發(fā)明屬于金屬成形領(lǐng)域，特別涉及一種運載火箭貯箱防晃板成形方法。

背景技術(shù)：

運載火箭貯箱防晃板作為重要的防晃裝置，通過與貯箱內(nèi)角片螺接方式安裝于運載火箭燃料貯箱內(nèi)，以控制推進劑在貯箱中的晃動，確保火箭飛行時姿態(tài)的穩(wěn)定及發(fā)動機的正常工作。

防晃板材料一般為LY12等退火態(tài)（M態(tài)）硬鋁合金，成形后經(jīng)熱處理淬火強化。由于此類零件一般具有薄壁（1.2mm）、大尺寸的特點，淬火處理后扭曲、變形嚴重，而薄壁、大尺寸的結(jié)構(gòu)特點也使得此類零件校形困難，并且經(jīng)過大量錘擊校形后的零件表面質(zhì)量較差。

常見的成形方法為，退火態(tài)成形零件外形，淬火后校正零件的扭曲、變形。由于運載火箭貯箱中對該類零件的需求量大，以某新研制型號助推器為例，僅液氧箱就需要200多件防晃板零件，大量的校形工作影響了產(chǎn)品的生產(chǎn)效率和表面質(zhì)量，部分防晃環(huán)零件由于尺寸大，薄壁，在淬火后嚴重扭曲變形根本無法校形至零件所需外形，因此，亟需一種能夠有效防止淬火后變形和提高淬火后校形效率的防晃環(huán)類零件成形方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種運載火箭貯箱防晃板成形方法，能夠有效防止防晃環(huán)淬火后變形，提高淬火后校形效率，解決了傳統(tǒng)防晃環(huán)退火態(tài)成形零件外形，淬火后校形的成形方法帶來的效率低、表面質(zhì)量不高的難題。

為解決上述問題，本發(fā)明提供一種運載火箭貯箱防晃板成形方法，包括：

在退火態(tài)，按運載火箭貯箱防晃板零件在周邊無加強翻邊的區(qū)域延伸出余量區(qū)，并在所述余量區(qū)增加加強翻邊后的展開胚料的外形切割下料，去除毛刺后，形成運載火箭貯箱防晃板平板；

將運載火箭貯箱防晃板平板按預設(shè)位置夾持于敲彎模的上、下模具之間，用逐步敲彎的方式，將所述加強翻邊敲彎成形；

對敲彎成形的運載火箭貯箱防晃板淬火后，利用手工反向彎曲的方式快速地對運載火箭貯箱防晃板進行校正；

校正后的運載火箭貯箱防晃板夾持于所述敲彎模的上、下模具之間，利用液壓校形，校正運載火箭貯箱防晃板的大平面的平面度；

液壓校形后，在對運載火箭貯箱防晃板局部與所述敲彎模的上、下模具不貼合的加強翻邊進行校正，最終切割運載火箭貯箱防晃板的產(chǎn)品外形，去除毛刺。

進一步的，在上述方法中，所述運載火箭貯箱防晃板零件為1/2圓或圓弧的平板，所述圓或圓弧的半徑與貯箱內(nèi)側(cè)半徑一致。

進一步的，在上述方法中，所述余量區(qū)的加強翻邊為短L形的結(jié)構(gòu)90°加強翻邊。

進一步的，在上述方法中，所述液壓校形的校形力不大于使所述運載火箭貯箱防晃板零件產(chǎn)生大于10%減薄量的壓力。

進一步的，在上述方法中，所述余量區(qū)較運載火箭貯箱防晃板零件的外形向外側(cè)偏移10mm。

進一步的，在上述方法中，所述余量區(qū)的加強翻邊的高度等于運載火箭貯箱防晃板零件加強翻邊高度。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明通過在退火態(tài)，按運載火箭貯箱防晃板零件5在周邊無加強翻邊的區(qū)域延伸出余量區(qū)，并在所述余量區(qū)增加加強翻邊后的展開胚料的外形切割下料，將運載火箭貯箱防晃板平板按預設(shè)位置夾持于敲彎模的上、下模具之間，用逐步敲彎的方式，將所述加強翻邊敲彎成形，對敲彎成形的運載火箭貯箱防晃板淬火后，利用手工反向彎曲的方式快速地對運載火箭貯箱防晃板進行校正，將校正后的運載火箭貯箱防晃板夾持于所述敲彎模的上、下模具之間，利用液壓校形，校正運載火箭貯箱防晃板的大平面的平面度，液壓校形后，在對運載火箭貯箱防晃板局部與所述敲彎模的上、下模具不貼合的加強翻邊進行校正，最終切割運載火箭貯箱防晃板的產(chǎn)品外形，即通過在薄板零件上增加余量區(qū)及其加強翻邊，淬火后采用模具壓力校形的方法，既有效改善了零件淬火后的扭曲、變形，同時降低了零件淬火后校形的時間，解決了運載火箭防晃板成形后淬火變形嚴重，校形工作量大的問題。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一實施例的運載火箭貯箱防晃板成形方法的流程圖；

圖2是本發(fā)明一實施例的運載火箭貯箱防晃板的余量區(qū)增加加強翻邊的結(jié)構(gòu)圖；

圖3是本發(fā)明一實施例的運載火箭貯箱防晃板在敲彎模上模、下模中固定夾緊的示意圖；

圖4是本發(fā)明一實施例的運載火箭貯箱防晃板的利用液壓機校形的示意圖；

其中，1為敲彎模的上模具，2為展開坯料，3為敲彎模的下模具。

具體實施方式

為使本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點能夠更加明顯易懂，下面結(jié)合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作進一步詳細的說明。

實施例一

如圖1所示，本發(fā)明提供一種運載火箭貯箱防晃板，包括：

步驟S1，如圖2所示，在退火態(tài)，按運載火箭貯箱防晃板零件5在周邊無加強翻邊的區(qū)域延伸出余量區(qū)4，并在所述余量區(qū)4增加加強翻邊后的展開坯料2的外形切割下料，去除毛刺后，形成運載火箭貯箱防晃板平板；在此，防晃板可熱處理強化鋁合金利用退火態(tài)塑性好、易成形的特點，在退火態(tài)成形，通過在防晃板退火態(tài)成形時增加余量區(qū)4及其增加零件剛性的加強翻邊，對板料起到了約束作用，有效地減少了淬火時板料的變形，淬火后采用模具液壓校形，提高了校形的效率，避免了大量錘擊校形形成的印記；

步驟S2，如圖3所示，將運載火箭貯箱防晃板平板按預設(shè)位置夾持于敲彎模的上、下模具1、3之間，用逐步敲彎的方式，將所述加強翻邊敲彎成形；

步驟S3，對敲彎成形的運載火箭貯箱防晃板淬火后，利用手工反向彎曲的方式快速地對運載火箭貯箱防晃板進行校正；在此，由于增加了余量區(qū)的加強翻邊零件成形后，淬火熱處理強化，零件變形明顯降低；

步驟S4，如圖4所示，將校正后的運載火箭貯箱防晃板夾持于所述敲彎模的上、下模具1、3之間，利用液壓校形，校正運載火箭貯箱防晃板的大平面的平面度；在此，防晃板淬火熱處理后，采用模具液壓校形，提高了校形的效率，避免了大量錘擊校形形成的印記；

步驟S5，液壓校形后，在對運載火箭貯箱防晃板局部與所述敲彎模的上、下模具1、3不貼合的加強翻邊進行校正，最終切割運載火箭貯箱防晃板的產(chǎn)品外形，去除毛刺。在此，防晃板原材料一般為LY12等可熱處理強化硬鋁合金的退火狀態(tài)，利用退火態(tài)板材的塑性成形，由于此類零件一般具有薄壁（1.2mm）、大尺寸的特點，淬火處理后彎扭變形嚴重，而薄壁、大尺寸的結(jié)構(gòu)特點也使得此類零件校形困難，并且經(jīng)過大量錘擊校形后的零件表面質(zhì)量較差，本發(fā)明在薄板零件上增加余量區(qū)及其加強翻邊，淬火后采用模具壓力校形的方法，既有效改善了零件淬火后的扭曲、變形，同時降低了零件淬火后校形的時間，解決了運載火箭防晃板成形后淬火變形嚴重，校形工作量大的問題。

優(yōu)選的，所述運載火箭貯箱防晃板零件為1/2圓或圓弧的平板，所述圓或圓弧的半徑與貯箱內(nèi)側(cè)半徑一致。

優(yōu)選的，所述加強翻邊為短L形的結(jié)構(gòu)90°加強翻邊。

優(yōu)選的，如圖4所示，所述液壓校形的校形力F不大于使所述運載火箭貯箱防晃板零件產(chǎn)生大于10%減薄量的壓力。

優(yōu)選的，所述余量區(qū)較運載火箭貯箱防晃板零件的外形向外側(cè)偏移10mm。

優(yōu)選的，所述余量區(qū)的加強翻邊的高度等于運載火箭貯箱防晃板零件加強翻邊高度。

綜上所述，本發(fā)明通過在退火態(tài)，按運載火箭貯箱防晃板零件5在周邊無加強翻邊的區(qū)域延伸出余量區(qū)，并在所述余量區(qū)增加加強翻邊后的展開胚料的外形切割下料，將運載火箭貯箱防晃板平板按預設(shè)位置夾持于敲彎模的上、下模具之間，用逐步敲彎的方式，將所述加強翻邊敲彎成形，對敲彎成形的運載火箭貯箱防晃板淬火后，利用手工反向彎曲的方式快速地對運載火箭貯箱防晃板進行校正，將校正后的運載火箭貯箱防晃板夾持于所述敲彎模的上、下模具之間，利用液壓校形，校正運載火箭貯箱防晃板的大平面的平面度，液壓校形后，在對運載火箭貯箱防晃板局部與所述敲彎模的上、下模具不貼合的加強翻邊進行校正，最終切割運載火箭貯箱防晃板的產(chǎn)品外形，即通過在薄板零件上增加余量區(qū)及其加強翻邊，淬火后采用模具壓力校形的方法，既有效改善了零件淬火后的扭曲、變形，同時降低了零件淬火后校形的時間，解決了運載火箭防晃板成形后淬火變形嚴重，校形工作量大的問題。

本說明書中各個實施例采用遞進的方式描述，每個實施例重點說明的都是與其他實施例的不同之處，各個實施例之間相同相似部分互相參見即可。

顯然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對發(fā)明進行各種改動和變型而不脫離本發(fā)明的精神和范圍。這樣，倘若本發(fā)明的這些修改和變型屬于本發(fā)明權(quán)利要求及其等同技術(shù)的范圍之內(nèi)，則本發(fā)明也意圖包括這些改動和變型在內(nèi)。