[发明专利]一种大型铝合金舱段件校形工装及方法

说明书

本发明涉及一种大型铝合金舱段件校形工装及方法，属于机械加工技术领域，解决了目前冷校形或热校形方法不能解决大型铝合金舱段件局部变形的问题。一种大型铝合金舱段件校形工装，包括舱段内壁支撑组件和舱段外壁支撑组件；舱段内壁支撑组件包括至少一个第一支撑工装，第一支撑工装置于舱段筒体内部，用于支撑所述大型铝合金舱段件的内部空间；舱段外壁支撑组件包括至少一个第二支撑工装和至少一个第三支撑工装；第二支撑工装置于舱段筒体外部，用于支撑铝合金舱段件内凹区域外形面；第三支撑工装套设于铝合金舱段件的外形面。本发明的工装及方法，提高了大型铝合金舱段件的精度，满足了其在航空航天等高端装备制造领域的精度指标要求。

技术领域

本发明属于机械加工技术领域，具体涉及一种大型铝合金舱段件校形工装及方法。

背景技术

铝合金具有密度低、比强度高、耐腐蚀、优良的导电导热性能等优点在航空航天领域应用广泛，飞行器的舱段等承载结构主要以铝合金为主。为满足轻量化，铝合金舱段多为异形面结构。该结构由于自身的弱刚性以及形状精度对于温度和应力的敏感性，在车削、焊接等加工过程中易形成具有非对称分布特征的残余应力，直接导致铝合金舱段件发生不同程度的局部变形。舱段是航天器上重要组成部分，其尺寸精度的高低直接影响航天器的装配和飞行性能，所以工程上对舱段类零件有较高的尺寸要求。舱段变形可采取校形的方法返修，避免零件报废。

目前常用的校形方法有冷校形和热校形。冷校形主要是利用机械外加力校正零件变形。热校形主要是利用应力松弛原理消除零件的变形。对于铝合金零件局部变形情况，采用冷校形方法，室温条件下对变形部位局部施加机械力，校形过程会产生较大的回弹和残余应力，甚至发生断裂；采用热校形方法，在高温条件下将零件重新进行热处理，通过应力松弛原理校正变形，过高的温度会导致其他部位发生变形，同时影响零件力学性能。目前常用的校形方法不能解决铝合金零件局部变形问题。

发明内容

鉴于以上分析，本发明提出一种高度1米以上、直径0.5米以上的大型铝合金舱段件校形工装及方法，根据零件尺寸及变形情况，采用冷校形和热校形相结合方法，采用室温条件下施加作用力，在受力作用下进行去应力退火处理，在去除应力的同时校正零件的变形，提高零件尺寸精度。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明提供了一种大型铝合金舱段件校形工装，包括舱段内壁支撑组件和舱段外壁支撑组件；舱段内壁支撑组件包括至少一个第一支撑工装，第一支撑工装置于舱段筒体内部，用于支撑所述大型铝合金舱段件的内部空间；

舱段外壁支撑组件包括至少一个第二支撑工装和至少一个第三支撑工装；

第二支撑工装置于舱段筒体外部，用于支撑所述铝合金舱段件内凹区域外形面；第三支撑工装套设于铝合金舱段件的外形面。

进一步的，第一支撑工装包括第一压块、第一螺杆、螺母、第二螺杆、第二压块；

第一压块、第二压块的外端面和所述大型铝合金舱段件的内壁接触，外端面的形状和大型铝合金舱段件的内壁面相同；

螺母两端分别和第一螺杆的一端、第二螺杆的一端相配合，实现第一螺杆和第二螺杆同时收缩或伸出。

进一步的，第一螺杆和第一压块之间、第二螺杆和第二压块之间为凸凹自适应配合。

进一步的，第一螺杆和所述第一压块、第二螺杆和第二压块的配合端为球形压头，相应地第一压块、第二压块中心位置匹配有凹坑。

进一步的，第三支撑工装由第一舱段外部适配段、第二舱段外部适配段连接组成，第一舱段外部适配段两端和第二舱段外部适配段两端分别通过螺栓组件连接。

进一步的，第一舱段外部适配段和第二舱段外部适配段连接部位之间安装有限位块。

进一步的，限位件为空心柱状物，螺栓组件中的螺栓内穿所述限位块。