大型航弹壳体成形与加工方法[发明专利]

(12)发明专利申请

(10)申请公布号 CN 112171214 A(43)申请公布日 2021.01.05

(21)申请号 202010443692.2(22)申请日 2020.05.22

(71)申请人 湖北三江航天江北机械工程有限公

司

地址 432000 湖北省孝感市北京路特6号(72)发明人 韩庆波　唐旭亮　马旷　张奕　

吴钦　(74)专利代理机构 武汉开元知识产权代理有限

公司 42104

代理人 胡镇西　张继巍(51)Int.Cl.

B23P 15/22(2006.01)

权利要求书2页 说明书6页 附图2页

(54)发明名称

大型航弹壳体成形与加工方法(57)摘要

本发明公开了一种大型航弹壳体成形与加工方法，航弹壳体包括航弹壳体头部、直筒段和航弹壳体尾部，航弹壳体旋压坯料加工‑航弹壳体头部热旋压成形‑航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工‑航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形‑航弹壳体尾部热旋压成形‑航弹壳体外形及尾部内型面加工。本发明大型航弹壳体成形与加工方法材料利用率高，达到60～70％，切削加工周期缩短了三分之二，一般只要五天以内即可完成，制造成本降低了30～50％。

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1.一种大型航弹壳体成形与加工方法，所述航弹壳体包括航弹壳体头部、直筒段和航弹壳体尾部，其特征在于：该方法包括如下步骤：

1)航弹壳体旋压坯料加工

将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度，并且t3≥L5+4～6mm，L5为航弹壳体产品尾部端面的最大厚度；

2)航弹壳体头部热旋压成形

将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+5～10mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度；

3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量；

4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量，L9为正向强力减薄旋压后壳体头部端面到减薄直筒端之间的最大长度；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1～1.5mm切削加工余量；

5)航弹壳体尾部热旋压成形

热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量；

6)航弹壳体外形及尾部内型面加工加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm。

2.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：还包括精密热处理，航弹壳体头部朝下垂直吊装，精密热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.5mm。

3.根据权利要求2所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述精密热处理后还包括两端联接螺纹及装配面加工。

4.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤1)中，圆管采用热轧无缝钢管。

5.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤1)中，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小2～4mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大10～20mm，理论长度为航弹壳体产品材料体积及工艺过程消耗的材料体积之和计算的理论长度。

6.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤2)中，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边1～2mm。

7.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤3)中，头部外型面及直筒段外型面不加工。

8.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤4)中，采

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用1～2道次旋压成形。

9.根据权利要求1所述大型航弹壳体成形与加工方法，其特征在于：所述步骤5)中，成形后保证航弹壳体外形有单边1～1.5mm切削加工余量。

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大型航弹壳体成形与加工方法

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技术领域

[0001]本发明涉及大型航弹壳体加工技术领域，具体涉及一种大型航弹壳体成形与加工方法。

背景技术

[0002]随着现代防务技术的快速发展，大型轰炸机、歼击机大量应用于防务装备，相应的大型精确制导航弹也大量应用。

[0003]传统的小型航弹直径约200mm，长度500mm左右，一般采用棒料加热挤压成坯料后进行切削加工。现代大型的航弹一般直径大于400mm，长度大于1500mm，采用传统的热挤压成形坯料，由于热挤压设备能力不足和热挤压成形内部质量难于保证，而难于实现。[0004]现有的大型航弹壳体成形与加工，采用锻棒坯料，粗加工内外型面后进行淬火+回火热处理，再精加工内外型面。这种加工方法的缺点是：材料利用率低，只有30～40％，切削加工周期长，一般要半个月左右，导至制造成本高。现有的大型航弹壳体成形与加工技术，难于满足加工效率高、加工周期短、材料利用率高、制造成本低的新要求。发明内容

[0005]本发明的目的就是针对现有技术的缺陷，提供一种提高材料利用率、节约切削加工时间、降低制造成本的大型航弹壳体成形与加工方法。[0006]为实现上述目的，本发明所设计的大型航弹壳体成形与加工方法，所述航弹壳体包括航弹壳体头部、直筒段和航弹壳体尾部，该成形与加工方法包括如下步骤：[0007]1)航弹壳体旋压坯料加工

[0008]将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度，并且t3≥L5+4～6mm，L5为航弹壳体产品尾部端面的最大厚度；

[0009]2)航弹壳体头部热旋压成形

[0010]将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+5～10mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度；[0011]3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工[0012]加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量；[0013]4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形[0014]旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量，L9为正向强力减薄旋压后壳体头部端面到减薄直筒端之间的最大长度；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1～1.5mm切削加工余量；[0015]5)航弹壳体尾部热旋压成形

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热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾

度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量；[0017]6)航弹壳体外形及尾部内型面加工[0018]加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm。[0019]进一步地，还包括精密热处理，航弹壳体头部朝下垂直吊装，精密热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.5mm；[0020]进一步地，所述精密热处理后还包括两端联接螺纹及装配面加工。[0021]进一步地，所述步骤1)中，圆管采用热轧无缝钢管。[0022]进一步地，所述步骤1)中，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小2～4mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大10～20mm，理论长度为航弹壳体产品材料体积及工艺过程消耗的材料体积之和计算的理论长度。

[0023]进一步地，所述步骤2)中，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边1～2mm。[0024]进一步地，所述步骤3)中，头部外型面及直筒段外型面不加工。[0025]进一步地，所述步骤4)中，采用1～2道次旋压成形。[0026]进一步地，所述步骤5)中，成形后保证航弹壳体外形有单边1～1.5mm切削加工余量。

[0027]与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明大型航弹壳体成形与加工方法材料利用率高，达到60～70％，切削加工周期缩短了三分之二，一般只要五天以内即可完成，制造成本降低了30～50％。

附图说明

[0028]图1为本发明大型航弹壳体示意图；[0029]图2为航弹壳体旋压坯料示意图；

[0030]图3为航弹壳体头部热旋压成形示意图；

[0031]图4为航弹壳体直筒段正向强力旋压成形示意图；[0032]图5为航弹壳体尾部热旋压成形示意图。

具体实施方式

[0033]下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。[0034]大型航弹壳体成形与加工方法，航弹壳体包括航弹壳体头部、直筒段和航弹壳体尾部，如图1～5所示成形与加工方法具体如下：[0035]1)航弹壳体旋压坯料加工

[0036]将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度，并且保证t3≥L5+4～6mm，L5为航弹壳体产品尾部端面的最大厚度；[0037]其中，圆管采用热轧无缝钢管，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头

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部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小2～4mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大10～20mm，理论长度为航弹壳体产品材料体积及工艺过程消耗的材料体积之和计算的理论长度；

[0038]2)航弹壳体头部热旋压成形

[0039]将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+5～10mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边1～2mm；

[0040]3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工

[0041]采用数控车床加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量，头部外型面及直筒段外型面不加工；[0042]4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形

[0043]采用数控旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量，L9为正向强力减薄旋压后壳体头部端面到减薄直筒端之间的最大长度；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1～1.5mm切削加工余量；采用1～2道次旋压成形，提高成形效率；[0044]5)航弹壳体尾部热旋压成形

[0045]采用数控热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5～2.5mm切削加工余量；成形后保证航弹壳体外形有单边1～1.5mm切削加工余量；[0046]6)航弹壳体外形及尾部内型面加工

[0047]采用数控车床加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm；[0048]7)精密热处理

[0049]采用精密热处理保证航弹壳体的力学性能及形状精度，航弹壳体头部朝下垂直吊装，热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.5mm；[0050]8)两端联接螺纹及装配面加工

[0051]采用数控车床加工航弹壳体两端联接螺纹及装配面。[0052]本发明大型航弹壳体成形与加工方法：航弹壳体头部热旋压成形→航弹壳体头部内型面及直筒段内孔数控加工→航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形→航弹壳体尾部热旋压成形→航弹壳体外形及尾部内型面加工→精密热处理→两端联接螺纹及装配面加工。

[0053]大型航弹壳体采用热轧无缝钢管旋压成形：壳体头部子弹头外形采用无芯模数控热旋压成形，保证外形为壳体最终尺寸加上切削加工余量，内型面自由成形有加工余量，并保证头部最大厚度不小于航弹壳体旋压坯料壁厚的两倍。壳体中间直筒段外形采用带芯模正向强力减薄旋压成形，保证旋压后的直筒段壁厚为壳体最终尺寸加上切削加工余量，内型面由芯模形状基本不变。壳体尾部锥筒及底部厚度采用无芯模数控热旋压成形，保证外形为壳体最终尺寸加上切削加工余量，内型面自由成形后有加工余量。

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本发明大型航弹壳体成形与加工方法材料利用率高，达到60～70％，切削加工周

期缩短了三分之二，一般只要五天以内即可完成，制造成本降低了30～50％。[0055]实施例1

[0056]针对某型号35CrMnSiA超高强度钢大型航弹壳体，其外形直径d1为400mm，壳体长度L0为1500mm，壁厚t1为16mm，大型航弹壳体成形与加工方法具体如下：[0057]1)航弹壳体旋压坯料加工

[0058]将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3为32mm，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度60mm，并且保证t3≥L5+4mm，L5为航弹壳体产品尾部端面的最大厚度26mm；[0059]其中，圆管采用热轧无缝钢管，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小2mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大10mm；

[0060]2)航弹壳体头部热旋压成形

[0061]将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+5mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边1mm；

[0062]3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工

[0063]采用数控车床加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量为0.3mm，头部外型面及直筒段外型面不加工；[00]4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形

[0065]采用数控旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5mm切削加工余量；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1mm切削加工余量；采用1道次旋压成形，提高成形效率；[0066]5)航弹壳体尾部热旋压成形

[0067]采用数控热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有1.5mm切削加工余量；成形后保证航弹壳体外形有单边1mm切削加工余量；[0068]6)航弹壳体外形及尾部内型面加工

[0069]采用数控车床加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm；[0070]7)精密热处理

[0071]采用精密热处理保证航弹壳体的力学性能及形状精度，航弹壳体头部朝下垂直吊装，热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.3mm；[0072]8)两端联接螺纹及装配面加工

[0073]采用数控车床加工航弹壳体两端联接螺纹及装配面。[0074]实施例2

[0075]针对某型号35CrMnSiA超高强度钢大型航弹壳体，其外形直径d1为500mm，壳体长

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度L0为2000mm，壁厚t1为20mm，大型航弹壳体成形与加工方法具体如下：[0076]1)航弹壳体旋压坯料加工

[0077]将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3为42mm，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度80mm，并且保证t3≥L5+5mm，L5为航弹壳体产品尾部端面的最大厚度35mm；[0078]其中，圆管采用热轧无缝钢管，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小3mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大15mm；

[0079]2)航弹壳体头部热旋压成形

[0080]将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+8mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边1.5mm；

[0081]3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工

[0082]采用数控车床加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量为0.4mm，头部外型面及直筒段外型面不加工；[0083]4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形

[0084]采用数控旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有2mm切削加工余量；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1.3mm切削加工余量；采用2道次旋压成形，提高成形效率；[0085]5)航弹壳体尾部热旋压成形

[0086]采用数控热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有2mm切削加工余量；成形后保证航弹壳体外形有单边1.3mm切削加工余量；[0087]6)航弹壳体外形及尾部内型面加工

[0088]采用数控车床加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm；[00]7)精密热处理

[0090]采用精密热处理保证航弹壳体的力学性能及形状精度，航弹壳体头部朝下垂直吊装，热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.4mm；[0091]8)两端联接螺纹及装配面加工

[0092]采用数控车床加工航弹壳体两端联接螺纹及装配面。[0093]实施例3

[0094]针对某型号35CrMnSiA超高强度钢大型航弹壳体，其外形直径d1为600mm，壳体长度L0为2000mm，壁厚t1为24mm，大型航弹壳体成形与加工方法具体如下：[0095]1)航弹壳体旋压坯料加工

[0096]将圆管粗加工成航弹壳体旋压坯料，航弹壳体旋压坯料壁厚为t3为50mm，t3≥0.5t2，t2为航弹壳体产品头部的最大厚度90mm，并且保证t3≥L5+6mm，L5为航弹壳体产品

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尾部端面的最大厚度42mm；[0097]其中，圆管采用热轧无缝钢管，航弹壳体旋压坯料内径d6比航弹壳体旋压坯料头部热旋压并内型面加工后内型面的内径d7小4mm；航弹壳体旋压坯料长度L6比理论长度大20mm；

[0098]2)航弹壳体头部热旋压成形

[0099]将航弹壳体旋压坯料热旋压成形为航弹壳体头部，头度为L7，L7＝L1+L2+10mm，L1为航弹壳体产品头部端面厚度、L2为航弹壳体产品头部内孔长度，航弹壳体旋压坯料的圆筒段保持航弹壳体旋压坯料状态；且航弹壳体头部成形后内外型面按照产品尺寸留后续切削加工余量单边2mm；

[0100]3)航弹壳体头部内型面及直筒段内孔加工

[0101]采用数控车床加工航弹壳体头部内型面及直筒段内孔，直筒段内孔直径为d7，d7＝d2+Δd，d2为航弹壳体产品直筒段的内径，Δd为航弹壳体淬火+回火热处理后内孔直径的收缩量为0.5mm，头部外型面及直筒段外型面不加工；[0102]4)航弹壳体直筒段外形正向强力旋压成形

[0103]采用数控旋压机正向强力旋压成形航弹壳体直筒段，旋压后长度尺寸L9保证热旋压后航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有2.5mm切削加工余量；旋压后直筒段壁厚t5保证航弹壳体外型面有单边1.5mm切削加工余量；采用2道次旋压成形，提高成形效率；[0104]5)航弹壳体尾部热旋压成形

[0105]采用数控热旋压机旋压成形航弹壳体尾部，成形后航弹壳体内孔长度L11、航弹壳体尾度L12保证航弹壳体产品尾部端面的最大厚度L5两端面有2.5mm切削加工余量；成形后保证航弹壳体外形有单边1.5mm切削加工余量；[0106]6)航弹壳体外形及尾部内型面加工

[0107]采用数控车床加工航弹壳体外形及尾部内型面，加工前找正航弹壳体头部、直筒段、尾部均布四处母线三个截面外圆，两对称点误差不大于0.5mm；[0108]7)精密热处理

[0109]采用精密热处理保证航弹壳体的力学性能及形状精度，航弹壳体头部朝下垂直吊装，热处理后航弹壳体轴线直线度误差不大于0.5mm；[0110]8)两端联接螺纹及装配面加工

[0111]采用数控车床加工航弹壳体两端联接螺纹及装配面。

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图1

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图5

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