本發(fā)明屬于航天飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域，涉及優(yōu)化的輕質(zhì)鈦合金快速成型運載火箭捆綁支座的制備方法。
背景技術(shù)：
：在捆綁運載火箭的芯級和每一個助推器上分別有一個主傳力捆綁支座，二者通過爆炸分離螺栓連接，主傳力捆綁支座將助推器的推力傳遞至芯級，作為重要的承力和傳力部件，捆綁支座結(jié)構(gòu)形式對火箭殼體局部強度有著非常重大的影響。我國已有型號的主傳力點均采用方塊狀的捆綁支座，通過連接螺栓的抗剪作用將推力從捆綁支座傳遞至芯級殼體。已有型號助推推力設(shè)計載荷在100噸左右，而CZ-5主傳力點設(shè)計載荷為330噸，分析表明，仍然沿用原來的結(jié)構(gòu)形式，捆綁支座及其連接螺栓、火箭殼體很難同時滿足結(jié)構(gòu)輕量化及設(shè)計載荷要求，所以，CZ-5試樣階段研制了一種扇狀中間鏤孔的捆綁支座，結(jié)構(gòu)材料為鋼鍛件30CrMnSiNi2A。這種捆綁支座提高了大推力捆綁運載火箭主傳力點捆綁集中載荷擴散效率，解決了捆綁支座自身、連接螺栓、火箭殼體捆綁局部區(qū)域的結(jié)構(gòu)強度問題。但由于材料為鋼鍛件，捆綁支座結(jié)構(gòu)重量較重(單個為105kg，4個捆綁支座和420kg)，且生產(chǎn)加工周期較長，加工工藝復(fù)雜、加工量大導(dǎo)致加工成本過高，難以滿足CZ-5結(jié)構(gòu)進一步減重以及快速、低成本生產(chǎn)要求，必須研制新型捆綁支座。技術(shù)實現(xiàn)要素：為了進一步對現(xiàn)有的扇狀捆綁支座進行結(jié)構(gòu)減重，改變捆綁支座的材料和生產(chǎn)工藝，滿足捆綁支座進一步減重以及快速、低成本生產(chǎn)的技術(shù)要求，本發(fā)明提供一種輕質(zhì)鈦合金快速成型的運載火箭捆綁支座。本發(fā)明適合于大推力捆綁運載火箭傳力點的捆綁支座設(shè)計，有利于縮短產(chǎn)品生產(chǎn)周期、降低生產(chǎn)成本、減少捆綁結(jié)構(gòu)重量，提高運載效率。為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種優(yōu)化的輕質(zhì)鈦合金快速成型運載火箭捆綁支座的制備方法，是在已有運載火箭捆綁支座基礎(chǔ)上，對其更換材料后進行拓?fù)鋬?yōu)化、設(shè)計優(yōu)化，形成新的局部優(yōu)化結(jié)構(gòu)形式；并采用激光增材快速成型方法制備得到輕質(zhì)鈦合金快速成型運載火箭捆綁支座。將原始運載火箭捆綁支座模型的模型材料替換為Ti-TC11，對結(jié)構(gòu)進行靜力分析，根據(jù)分析結(jié)果，在不改變試樣階段捆綁支座的整體結(jié)構(gòu)形式及其裝配接口(所有的連接螺栓孔不能改變)的前提條件下，將應(yīng)力較低處的材料扣除，再修改模型，重新進行結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平分析和結(jié)構(gòu)失穩(wěn)載荷分析，將此過程循環(huán)若干次，直至捆綁支座結(jié)構(gòu)在設(shè)計載荷下的應(yīng)力水平整體比較均勻且接近Ti-TC11材料的極限應(yīng)力，同時失穩(wěn)載荷略大于或等于設(shè)計載荷時為止。本發(fā)明的有益效果為：采用本發(fā)明專利前、后產(chǎn)生如下效果：1)產(chǎn)品生產(chǎn)工藝由鋼鍛件機加制造改為激光增材快速成型制造；2)產(chǎn)品材料由鋼鍛件30CrMnSiNi2A改為Ti-TC11，結(jié)構(gòu)重量由105kg下降至56kg，結(jié)構(gòu)重量下降49kg，下降幅度為46.6％；3)產(chǎn)品的生產(chǎn)周期由180天下降至35天，金屬切削加工量由900kg下降至40kg；4)產(chǎn)品的承載能力、與其他結(jié)構(gòu)的裝配關(guān)系、承受集中載荷后的擴散效率等特征指標(biāo)基本保持不變。此項發(fā)明大幅度降低了捆綁支座的結(jié)構(gòu)重量、縮短了生產(chǎn)周期、降低了加工成本，同時保持了原捆綁支座產(chǎn)品性能，可應(yīng)同時用于CZ-5芯級及助推捆綁支座設(shè)計，還可以推廣重型捆綁系列運載火箭。附圖說明圖1為根據(jù)應(yīng)力分布狀態(tài)(一半模型)確定的可扣除材料區(qū)域；圖2為一半模型的失穩(wěn)波形圖；圖3為本發(fā)明的捆綁支座結(jié)構(gòu)模型圖；圖4為本發(fā)明的捆綁支座結(jié)構(gòu)模型的內(nèi)側(cè)視圖。具體實施方式該發(fā)明專利已經(jīng)由專利研制單位組織實施，應(yīng)用于CZ-5火箭芯級前捆綁支座的設(shè)計，后續(xù)可實施于重型運載型號。本發(fā)明的技術(shù)方案主要包含兩點：⑴在已有捆綁支座基礎(chǔ)之上的進一步拓?fù)鋬?yōu)化、設(shè)計優(yōu)化；⑵采用激光增材制造技術(shù)的輕質(zhì)鈦合金快速成型生產(chǎn)工藝。1)對CZ-5前捆綁進行了多部段聯(lián)合優(yōu)化后，捆綁支座和芯級殼體各部段整體結(jié)構(gòu)形式已經(jīng)呈優(yōu)化狀態(tài)，各部段之間裝配、傳力關(guān)系已經(jīng)固定。本發(fā)明的優(yōu)化是在原結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上進行改變，并同時更換與原結(jié)構(gòu)材料強度相當(dāng)?shù)妮p質(zhì)鈦合金。具體優(yōu)化方法為：將模型捆綁支座部分的模型材料替換為Ti-TC11，對結(jié)構(gòu)進行靜力分析，根據(jù)分析結(jié)果，將應(yīng)力較低處的材料扣除，再修改模型，重新進行結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平分析和結(jié)構(gòu)失穩(wěn)載荷分析，將此過程循環(huán)若干次，直至捆綁支座結(jié)構(gòu)在設(shè)計載荷下的應(yīng)力水平整體比較均勻且接近Ti-TC11材料的極限應(yīng)力，同時失穩(wěn)載荷略大于或等于設(shè)計載荷時為止。根據(jù)本發(fā)明專利設(shè)計的最終的捆綁支座結(jié)構(gòu)形式見圖3、圖4。2)芯級捆綁支座激光增材快速成型生產(chǎn)工藝按MPM-TY-GF-001A《航空用鈦合金構(gòu)件激光成形工藝規(guī)范》的要求進行；激光快速成形制粉用粉末的化學(xué)成分，按照GJB2744A-2007《航空用鈦及鈦合金鍛件規(guī)范》中相應(yīng)要求執(zhí)行。成分分析方法按GB/T4698-1985《海綿鈦、鈦及鈦合金化學(xué)分析方法》執(zhí)行；熱處理按MPM-TY-GF-007A《激光成形TC11鈦合金構(gòu)件熱處理工藝規(guī)范》要求進行；超聲波檢驗按照GJB1580A-2004《變形金屬超聲檢查方法》進行，參照鍛件超聲波檢驗A級標(biāo)準(zhǔn)；力學(xué)性能檢測按表1規(guī)定的內(nèi)容進行，檢測試樣從芯級捆綁支座邊料理化取樣料上采取。檢測方法按GB/T228-2002《金屬材料室溫拉伸試驗方法》執(zhí)行；力學(xué)性能檢測按表1規(guī)定的內(nèi)容進行，檢測試樣從芯級捆綁支座邊料理化取樣料上采取。檢測方法按GB/T228-2002《金屬材料室溫拉伸試驗方法》執(zhí)行；表1激光成形TC11芯級捆綁支座試樣的室溫力學(xué)性能狀態(tài)取向Rm/MPaRp0.2/MPaA/％Z/％去應(yīng)力退火態(tài)L、T930～1130≥855≥6≥12注：L(縱向)為激光沉積增高方向。T垂直于L。當(dāng)前第1頁1 2 3