1.本发明涉及锻造
加工领域，具体涉及一种航天
发射器控制驱动器
支架工装及支架加工方法。
背景技术：
2.航天发射器控制驱动器支架为马氏体沉淀硬化不锈钢材料制作的工件，如图1所示，整体呈l型的板状零件，内侧设有并排的两个肋板，肋板横跨长边并延伸至短边中部，短边厚度大于长边厚度，肋板厚度与长边厚度相同，要求整体一体成型，成品重量3.12kg。该工件的加工原采用φ250
×
250重97kg的棒料经粗加工、热处理、精加工成型，成品材料利用率仅有3.22％，并且加工的工时需要105h，材料浪费多，生产周期长。后改为棒料经自由锻成方坯后再经铣表面、线切割、粗加工、热处理、理化检测、精加工成型，采用φ200
×
460重113kg的原料，可加工两件成品，单件原料重56.5kg，成品材料利用率提升到5.52％，加工的工时缩短至60h，虽然有所改进，但材料浪费仍然很大，生产周期也仍然较长。再后又改为模锻加工，分模面采用水平分模，用φ110
×
250重18.5kg的原料加工，水平分模时，要满足工件尺寸，使得型腔深度较深，几乎达到100mm，工件的直角结构使得表面与模腔接触面积大，出模困难，为了降低出模难度，需要设置一定的出模斜度，如图2所示，但是在出模斜度的影响下，投影到分模面的加工余量达到20mm左右，加工余量太大，成型后还需经过粗加工、去应力处理、精加工。这样水平分模的模锻加工，成品材料利用率达到16.9％，加工的工时为19.5h，这样虽然相比棒料直接加工和自由锻加工在材料利用率和工时上有较大的提升，但是仍然存在较大的材料浪费，加工时间仍然很长，生产效率低。综上，现有技术对该航天发射器控制驱动器支架工件的加工，存在材料浪费大，材料利用率低，生产加工时间长，生产效率低的问题。
技术实现要素：
3.本发明意在提供航天发射器控制驱动器支架工装，以解决现有技术中对该航天发射器控制驱动器支架工件的加工，存在材料浪费大，材料利用率低的问题。
4.为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：航天发射器控制驱动器支架工装，包括凸模和凹模，凸模中部设有凸出的模芯，模芯包括相互垂直的长成型面和短成型面，长成型面上并排设有两个条状成型槽，长成型面与分模面之间的夹角为160
°
，凹模中部设有型腔，型腔为v型，型腔的两个倾斜壁夹角为直角，型腔的两个倾斜壁与凸模的长成型面和短成型面合模后平行。
5.优选的，作为一种改进，长成型面远离短成型面的一侧为操作正面，操作正面中部的凸模上设有凸起的矩形锁块，短成型面背离长成型面外侧的凸模上设有两个方形锁块，两个方形锁块位于短成型面的左、右两侧，型腔外侧的凹模上设有与矩形锁块和方形锁块对应的锁槽。
6.优选的，作为一种改进，矩形锁块的长度大于长成型面宽度，方形锁块的边长小于
矩形锁块长度的一半。
7.本方案的原理及优点是：在同等尺寸下，本发明技术方案采用的工装，通过v型分模的方式，保证锻件自然出模，不需要另行增加出模斜度，减少了加工余量，使得出模更加容易，并且使得加工余量相对均匀，保证锻件整体性能一致性更好。加工余量的减少，使得成品材料利用率可大幅提升，减少了对材料的浪费。通过在凸模和凹模之间设置矩形锁块、方形锁块及锁槽形成的锁扣结构，有效保证加工的支架工件中心一致。本技术中，对于v型分模的型腔结构，由于型腔尺寸是非对称的，在锻打时有横向力产生，容易致使凹模开裂，因此特地在凸模、凹模的操作正面设置了长度较大的矩形锁块与锁槽，以此平衡横向力，提高工装的使用寿命。相比现有技术的水平分模方式，可减小型腔的深度，水平分模时工装最小厚度为125.3mm，而本技术中工装最小厚度为162.153mm，可见这样大幅增加了工装模具的强度，有利于提高工装使用寿命。
8.本发明还提供一种航天发射器控制驱动器支架加工方法，以解决现有技术中对该航天发射器控制驱动器支架工件的加工，存在材料浪费大，材料利用率低，生产加工时间长，生产效率低的问题。
9.航天发射器控制驱动器支架加工方法，包括以下步骤：
10.a、制坯，将棒料下料后依次进行加热、镦粗、拔方、拔脚、炉冷、抛丸及修伤；
11.b、预成形，将坯料加热后在压力机上用航天发射器控制驱动器支架工装预成形，再切边后进行炉冷、抛丸、修伤；
12.c、成型，将锻件加热后在压力机上用航天发射器控制驱动器支架工装成型，再切边，留≤3.5mm的加工余量；
13.d、热处理，将锻件进行固溶处理和时效处理；
14.e、对锻件进行理化检测后精加工至工件尺寸，然后包装。
15.优选的，作为一种改进，步骤b中，将坯料加热1180
±
10℃，保温30min。
16.优选的，作为一种改进，步骤c中，将坯料加热1180
±
10℃，保温10min。
17.优选的，作为一种改进，步骤d中，固溶处理为在1040
±
5℃将锻件保温60
±
5min，然后水冷。
18.优选的，作为一种改进，步骤d中，时效处理为在470
±
5℃将锻件保温240
±
5min，然后空冷。
19.优选的，作为一种改进，步骤b和步骤c中，所使用的压力机为2500t电动螺旋压力机，所使用的切边机为400c闭式单点压力机。
20.优选的，作为一种改进，步骤b和步骤c中，采用v型分模，不采用出模斜度。
21.本发明技术方案采用v型分模的型腔结构，保证支架锻件自然出模，不另行增加出模斜度从而减少加工余量，使得出模更加容易，并且使得加工余量相对均匀，保证锻件整体性能一致性更好。在v型分模的基础上，可将单边加工余量控制在≤3.5mm，锻件经过固溶处理和时效处理后，可以直接加工到工件尺寸，减少了现有水平分模技术中的去应力工序，提高了支架工件加工的劳动生产率。采用本技术技术方案，φ110
×
190的支架工件原料重量只需14.2kg，成品材料利用率提升至22％，生产加工的工时缩短至15h，相比现有技术而言，材料的利用率更高，材料浪费更少，生产加工时间大幅缩短，生产效率大幅提升。
附图说明
22.图1为航天发射器控制驱动器支架的结构示意图。
23.图2为现有技术中水平分模加工锻件的结构示意图。
24.图3为本发明实施例1中凸模的结构示意图。
25.图4为本发明实施例1中凹模的结构示意图。
26.图5为本发明实施例2中支架制坯过程的坯料变形示意图。
27.图6为本发明实施例2成型锻件的结构示意图。
具体实施方式
28.下面通过具体实施方式进一步详细说明：
29.说明书附图中的附图标记包括：凸模1、凹模2、长成型面101、短成型面102、成型槽103、分模面104、矩形锁块105、方形锁块106、型腔201、锁槽202。
30.实施例1，航天发射器控制驱动器支架工装，包括凸模1和凹模2，如图3所示，凸模1中部设有凸出的模芯，模芯包括相互垂直的长成型面101和短成型面102，长成型面101上并排设有两个条状成型槽103，长成型面101与分模面104之间的夹角为160
°
，长成型面101远离短成型面102的一侧为操作正面，操作正面中部的凸模1上设有凸起的矩形锁块105，矩形锁块105的长度大于长成型面101宽度，短成型面102背离长成型面101外侧的凸模1上设有两个方形锁块106，方形锁块106的边长小于矩形锁块105长度的一半，两个方形锁块106位于短成型面102的左、右两侧。
31.如图4所示，凹模2中部设有型腔201，型腔201为v型，型腔201的两个倾斜壁夹角为直角，型腔201的两个倾斜壁与凸模1的长成型面101和短成型面102合模后平行。型腔201外侧的凹模2上设有与矩形锁块105和方形锁块106对应的锁槽202。
32.本发明技术方案中的工装，通过在凸模1和凹模2之间设置矩形锁块105、方形锁块106及锁槽202形成的锁扣结构，有效保证加工的支架工件中心一致。本技术中，对于v型分模的型腔201结构，由于型腔201尺寸是非对称的，在锻打时有横向力产生，容易致使凹模2开裂，因此特地在凸模1、凹模2的操作正面设置了长度较大的矩形锁块105与锁槽202，以此平衡横向力，提高工装的使用寿命。在同等尺寸下，本发明技术方案采用的工装，通过v型分模的方式，相比现有技术的水平分模方式，可减小型腔201的深度，水平分模时工装最小厚度为125.3mm，而本技术中工装最小厚度为162.153mm，可见这样大幅增加了工装模具的强度，有利于提高工装使用寿命。并且本技术的工装结构简单，可通过人工、行车、铲车进行装配和拆卸，操作方便、灵活。
33.实施例2，航天发射器控制驱动器支架加工方法，使用实施例1的航天发射器控制驱动器支架工装进行加工，具体包括：
34.工装加工组装，采用5crnimo锻件坯料按实施例1的技术方案成型，热处理硬度为hb380～440，矩形锁块105尺寸为250
×
100
×
50mm，方形锁块106尺寸为100
×
100
×
50mm。工装加工好后通过矩形锁块105、方形锁块106与锁槽202的定位对齐，整体吊装到2500t电动螺旋压力机(以下简称2500t压机)的加热模座内用楔铁紧固。
35.支架成型，(1)支架制坯：下料φ110
×
190，倒角r3～r5，加热1180
±
10℃，保温60min，如图5所示，镦粗至80mm高、再拔成140
×
140mm方、拔脚后炉冷，抛丸、修伤。
36.(2)预成形，加热1180
±
10℃，保温30min，在2500t压机上预成形，在400c闭式单点压力机(以下简称切边机)上切边后炉冷，抛丸、修伤。
37.(3)成型，加热1180
±
10℃，保温10min，在2500t压机上成形图6所示的锻件，在切边机上切边，单边余量≤3.5mm。
38.(4)校正，用锻件余热校正后炉冷，抛丸、修伤。
39.热处理，将成型的锻件进行固溶处理和时效处理，固溶处理为在1040
±
5℃下保温60
±
5min，然后水冷；时效处理为在470
±
5℃下保温240
±
5min，再空冷。
40.理化检测，同冶炼同热处理炉批号锻件抽取一件切割试样坯，并加工成标准试样，进行拉伸、冲击、硬度等检测，检测结果见表1。
41.表1锻件室温力学性能参数
[0042][0043]
对试样进行低倍组织检测，未发现肉眼可见的白点、缩孔、气泡、空洞、银亮斑点、翻皮、裂纹、夹杂及点状偏析，模锻件的金属流线符合锻件的结构外形，无穿流和涡流现象。
[0044]
对试样进行断口组织检测，断口经检查无肉眼可见的白点、缩孔、气泡、裂纹、夹杂及夹渣、非金属夹杂及层状断口等缺陷。综上可见理化检测结果满足qj501b-2014标准规定。
[0045]
本发明技术方案各工装组件是以支架工件为中心组装配制，通过简单操作能有效保证其生产的支架在公差范围。采用将l型倾斜20
°
的v型分模的型腔201结构，保证支架锻件自然出模，不另行增加出模斜度从而减少加工余量，使得出模更加容易，并且使得加工余量相对均匀，保证锻件整体性能一致性更好。在v型分模的基础上，可将单边加工余量控制在≤3.5mm，锻件经过固溶处理和时效处理后，可以直接加工到工件尺寸，减少了现有水平分模技术中的去应力工序，提高了支架工件加工的劳动生产率。采用本技术技术方案，φ110
×
190的支架工件原料重量只需14.2kg，成品材料利用率提升至22％，生产加工的工时缩短至15h，相比现有技术而言，材料的利用率更高，材料浪费更少，生产加工时间大幅缩短，生产效率大幅提升。
[0046]
以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体技术方案和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。
技术特征：
1.航天发射器控制驱动器支架工装，其特征在于：包括凸模和凹模，凸模中部设有凸出的模芯，模芯包括相互垂直的长成型面和短成型面，长成型面上并排设有两个条状成型槽，长成型面与分模面之间的夹角为160
°
，凹模中部设有型腔，型腔为v型，型腔的两个倾斜壁夹角为直角，型腔的两个倾斜壁与凸模的长成型面和短成型面合模后平行。2.根据权利要求1所述的航天发射器控制驱动器支架工装，其特征在于：长成型面远离短成型面的一侧为操作正面，操作正面中部的凸模上设有凸起的矩形锁块，短成型面背离长成型面外侧的凸模上设有两个方形锁块，两个方形锁块位于短成型面的左、右两侧，型腔外侧的凹模上设有与矩形锁块和方形锁块对应的锁槽。3.根据权利要求2所述的航天发射器控制驱动器支架工装，其特征在于：矩形锁块的长度大于长成型面宽度，方形锁块的边长小于矩形锁块长度的一半。4.航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：包括以下步骤：a、制坯，将棒料下料后依次进行加热、镦粗、拔方、拔脚、炉冷、抛丸及修伤；b、预成形，将坯料加热后在压力机上用航天发射器控制驱动器支架工装预成形，再切边后进行炉冷、抛丸、修伤；c、成型，将锻件加热后在压力机上用航天发射器控制驱动器支架工装成型，再切边，留≤3.5mm的加工余量；d、热处理，将锻件进行固溶处理和时效处理；e、对锻件进行理化检测后精加工至工件尺寸，然后包装。5.根据权利要求4所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤b中，将坯料加热1180
±
10℃，保温30min。6.根据权利要求5所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤c中，将坯料加热1180
±
10℃，保温10min。7.根据权利要求6所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤d中，固溶处理为在1040
±
5℃将锻件保温60
±
5min，然后水冷。8.根据权利要求7所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤d中，时效处理为在470
±
5℃将锻件保温240
±
5min，然后空冷。9.根据权利要求8所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤b和步骤c中，所使用的压力机为2500t电动螺旋压力机，所使用的切边机为400c闭式单点压力机。10.根据权利要求9所述的航天发射器控制驱动器支架加工方法，其特征在于：所述步骤b和步骤c中，采用v型分模，不采用出模斜度。
技术总结
本发明涉及锻造加工领域，公开了航天发射器控制驱动器支架工装及支架加工方法，由工装设计、工装备料、工装加工、工装组装、支架成型、支架热处理、理化检测、机械加工等工序等八大部分组成。本发明的技术方案提高了材料利用率，减少了机械加工工时。减少了机械加工工时。减少了机械加工工时。
技术研发人员：
王宗华 罗方 邹科 黄小腾 陈冲
受保护的技术使用者：
遵义航天新力精密铸锻有限公司
技术研发日：
2022.11.14
技术公布日：
2023/2/27
