航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法与流程

1.本发明属于航天用补偿器模具技术领域，尤其是涉及一种航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法。


背景技术：

2.补偿器作为运载火箭贮箱中的重要结构件，配合隧道管或输送管贯穿于整个贮箱，起到保护输送管输送氧化剂作用。为确保燃料的内、外压的有效冲击承载，并保持一定压缩及伸长弹性，补偿器常被设计为深腔式封闭结构，呈现ω形，截面相切多变，是一种母线呈波纹形的回转薄壁壳体，材料选取为5a03不可热处理强化铝合金，加工硬化较为显著，厚度为1.5mm，内径尺寸覆盖范围为ф330mm-ф740mm，其中腔深高达40.87mm，但腔口间距较小仅为9.35mm，腔径比达4.37，具体如图4-5，设计要求减薄不允许超过15％，型面精度偏差不大于0.5mm，成形难度较大，圆角处应力集中明显，减薄严重，极易造成破裂。
3.根据补偿器结构、材料(铝合金、不锈钢)强度及延伸率差异，现大腔径比补偿器成形主要为分体组合焊接、滚压成形、液压胀形等方式。
4.(1)分体组合焊接
5.如图6-7所示，由于5a03铝合金延伸率较低(约20％)，整体成形极易减薄破裂，现补偿器普遍采用单膜片拉深，再通过数十件单膜片进行组合焊接，确保整体结构。
6.(2)滚压成形
7.如图8所示，滚压成形一般用于加工环形不锈钢金属波纹管。成形原理如图3所示，滚压成形时，摩擦力的作用使管坯随主动轮一起运动，同时通过从动轮的径向运动使管坯产生塑性变形从而形成波纹。滚压成形方法可用于制造大直径波纹管，在滚制过程中，为使薄壁、大直径管坯稳定地沿自身轴线回转，需要将管坯安装在辅助夹具上，工作轮由大功率电机驱动，能根据负载情况自动反馈，维持恒态。目前，大直径的管材多用卷压焊接工艺成形，由于焊缝性能较差不适合滚压成形。滚压成形波纹管的生产效率低，辊轮不断辊压管坯表面，导致表面形成硬化层产生较大残余应力，同时表面产生严重的机械损伤，且波谷与波峰的壁厚减薄量不均。
8.(3)液压成形
9.如图9-13所示，液压成形是在模具上有单独的提供带压成形介质的通路，而模具的其由上下多片式模具和左右挤压冲头组成。波纹管的成形过程：
10.a)放置管坯：将管坯放入下半模；
11.b)合模充填液体成形介质：上下半模闭合，两端的挤压冲头深入到坯管的两个端口内形成一个密闭空腔，然后液体介质通过专门管路充满内腔；
12.c)初成形：液体成形介质开始加压，坯料发生鼓胀，完成初成形；
13.d)终成形：保持压力，两端挤压冲头开始向中间移动，同时会带动模具和坯管移动，最后到达如图所示位置，完成成形；
14.e)成形完成：最后释放压力，排除液体，上下半模分开，挤压冲头撤出。
15.以上三种成形工艺均有其优点和缺点，其中分体组合焊接适用性较强，但对焊接要求较高，产品成形精度和可靠性较差；滚压成形可实现塑性较好材料的整体成形，管料与上下模具接触属于刚性模硬接触，产品表面极易划伤，甚至破裂，成形一致性较差；液压成形属于成形介质、管料、模具柔性接触，产品表面质量较好，但对内压和模具定位精度要求较高，整体一次性成形，可控性较低，极易导致各截面减薄差异，存有失效风险点。


技术实现要素：

16.有鉴于此，本发明旨在提出一种航天用大腔径比补偿器连续成形模具，以解决现有成形装置中的不足。
17.为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
18.一种航天用大腔径比补偿器连续成形模具，包括移动模组和固定模组，所述移动模组和固定模组均为直径可调的环形体结构，移动模组用于控制工件的减薄率和型面精度，移动模组中部设有固定模组，固定模组用于定位工件波形，所述移动模组、固定模组均安装至外部成形设备内；
19.所述移动模组包括若干个移动模单元，每个移动模单元均为扇形结构，多个移动模单元组成一个直径可调的环形体结构，所述固定模组位于环形体结构中心处。
20.进一步的，所述移动模单元包括移动模本体和移动芯模，所述移动模本体一侧设有固定模组，移动模本体底部固定连接至移动芯模，所述移动芯模的横截面为l形结构，移动芯模顶部开设有一号密封进气口，所述一号密封进气口为l形结构。
21.进一步的，所述移动模本体为异形结构，移动模本体与移动芯模之间还预留有进出孔，进出孔用于放置工件。
22.进一步的，所述移动模单元还设有一号密封圈，所述一号密封圈位于一号密封进气口内。
23.进一步的，所述固定模组包括固定模本体和固定芯模，所述固定模本体为环形体结构，所述固定模本体底部设有固定芯模，固定模本体位于固定芯模顶部一侧，固定芯模顶部另一侧设有移动芯模，固定芯模顶部靠近移动芯模一侧开设有成形进气口，固定芯模顶部靠近固定芯模一侧开设有二号密封进气口。
24.进一步的，所述固定模本体底部设有倒角。
25.进一步的，所述固定模本体底部开设有凹槽，凹槽内设有直边段、波形段，所述直边段、波形段之间的间隙距离不小于1mm。
26.进一步的，所述固定模组还设有二号密封圈，所述二号密封圈位于二号密封进气口内。
27.相对于现有技术，本发明所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具具有以下优势：
28.(1)本发明所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，本发明主要目的是结合航天用大腔径比ω形补偿器负角结构截面特点及低延伸率材料特性，基于成形型面及液压试验要求，建立以单波差形定位、后波单腔成形为实现目的的连续成形模具设计，确保航天用大腔径比ω形补偿器成形精度，解决成形精度差、负角度取模困难，实现精确连续式操作，提升产品精度及可靠性。
29.本发明的另一目的在于提出一种航天用大腔径比补偿器成形控制方法，以解决现有成形控制方法中的不足。
30.为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：
31.一种航天用大腔径比补偿器成形控制方法，包括以下步骤：
32.s1、设定成形工艺参数；
33.s2、通过航天用大腔径比补偿器连续成形模具对工件进行连续成形操作；
34.在步骤s1中的所述成形工艺参数分别包括内压、补料量、加载路径。
35.进一步的，在步骤s2中的所述连续成形操作包括以下步骤：
36.s21、在移动模组内对工件进行上料；
37.s22、将移动模组和固定模组闭合，对工件加压保压，成形补偿器波纹；
38.s23、移动移动模组，对工件进行开模；
39.s24、移动固定模组，对工件进行纵向开模，即可得到成形的工件。
40.相对于现有技术，本发明所述的航天用大腔径比补偿器成形控制方法具有以下优势：
41.(1)本发明所述的航天用大腔径比补偿器成形控制方法，本发明主要目的是结合航天用大腔径比ω形补偿器负角结构截面特点及低延伸率材料特性，基于成形型面及液压试验要求，探究一种航天用大腔径比ω形补偿器精确连续成形模具设计及成形工艺控制方法，匹配工艺参数数据库，确保航天用大腔径比ω形补偿器成形精度，充分兼顾材料塑性及产品稳定性，避免因减薄过大破裂，制定以基于单波差形定位、后波单腔成形为工艺方法的连续成形模具，形成柔性介质辅助精度连续成形工艺方法。
附图说明
42.构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
43.图1为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其模具整体剖视图；
44.图2为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模组剖视图；
45.图3为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其固定模组剖视图；
46.图4为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其运载火箭补偿器结构示意图；
47.图5为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其运载火箭补偿器结构放大图；
48.图6为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其运载火箭补偿器单膜片结构示意图；
49.图7为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其运载火箭补偿器组合焊接结构示意图；
50.图8为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方
法其滚压成形原理图；
51.图9为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其液压成形中放置坯管示意图；
52.图10为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其液压成形中合模充填成形介质示意图；
53.图11为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其液压成形中初成形示意图；
54.图12为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其液压成形中最终成形示意图；
55.图13为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其液压成形中成形完成示意图；
56.图14为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其成形前的局部剖视图；
57.图15为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其成形后的局部剖视图；
58.图16为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其环向剖视图；
59.图17为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其初始位置的局部剖视图；
60.图18为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动芯模前进的局部剖视图；
61.图19为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其固定模合模+固定模密封的局部剖视图；
62.图20为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模合模+移动模密封的局部剖视图；
63.图21为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模前进+成形进气的局部剖视图；
64.图22为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其成形排气的局部剖视图；
65.图23为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模排气+移动模后退的局部剖视图；
66.图24为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模进气密封+固定模上移的局部剖视图；
67.图25为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模前进+固定模下移密封的局部剖视图；
68.图26为本发明实施例所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法其移动模前进的局部剖视图。
69.附图标记说明：
70.1、移动模组；11、移动模单元；111、移动模本体；112、移动芯模；113、一号密封进气
口；114、进出孔；115、一号密封圈；2、固定模组；21、固定模本体；211、倒角；212、凹槽；22、固定芯模；221、成形进气口；222、二号密封进气口；23、一号密封圈；3、工件；4、环向闭合液压推力装置；5、密封腔室；6、成形腔室。
具体实施方式
71.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
72.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
73.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
74.下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
75.如图1至图26所示，航天用大腔径比补偿器连续成形模具，包括移动模组1和固定模组2，所述移动模组1和固定模组2均为直径可调的环形体结构，移动模组1用于控制工件3即薄壁管的减薄率和型面精度，移动模组1中部设有固定模组2，固定模组2用于定位工件3波形，所述移动模组1、固定模组2均安装至外部成形设备内；
76.所述移动模组1包括若干个移动模单元11，每个移动模单元11均为扇形结构，多个移动模单元11组成一个直径可调的环形体结构，所述固定模组2位于环形体结构中心处。在实际使用时，移动模组1固定至成形设备内下方，固定模组2固定至成形设备内上方，每个移动模单元11的外侧弧面段均固定连接一个成形设备的环向闭合液压推力装置4，实现环向模具闭合。闭合后通过横向压力(动力源可以为现有的横向压力机)对移动模组施加轴向推力从而带动移动模单元11在水平方向上前后移动，从而调节多个移动模单元11所组成的环形体结构直径大小，固定模组2顶部设有成形设备的一号气缸组件，一号气缸组件从而带动固定模组2在垂直方向上上下移动。
77.本发明充分兼顾材料塑性及产品稳定性，避免因减薄过大破裂，制定以基于单波差形定位、后波单腔成形为工艺方法的连续成形模具，形成柔性介质辅助精度连续成形工艺方法，大腔径比ω形补偿器精确连续成形及控制方法工艺流程主要为：薄壁管旋压制备
→
退火
→
柔性介质辅助波纹连续成形
→
检测
→
液压气密
→
交付。
78.所述移动模单元11包括移动模本体111和移动芯模112，所述移动模本体111为异形结构，移动模本体111与移动芯模112之间还预留有进出孔114，进出孔114用于放置工件
3，所述移动模本体111一侧设有固定模组2，移动模本体111底部固定连接至移动芯模112，所述移动芯模112的横截面为l形结构，移动芯模112顶部还开设有一号密封进气口113，所述一号密封进气口113为l形结构。所述移动模单元11还设有一号密封圈115，所述一号密封圈115位于一号密封进气口113内。在具体实施时，所述移动模组1可实现左右移动控制间距实现减薄率和型面精度控制，精确成形单波，满足精确成形连续性操作。
79.所述固定模组2包括固定模本体21和固定芯模22，所述固定模本体21为环形体结构，所述固定模本体21底部设有固定芯模22，固定模本体21位于固定芯模22顶部一侧，固定芯模22顶部另一侧设有移动芯模112，固定芯模22顶部靠近移动芯模112一侧开设有成形进气口221，固定芯模22顶部靠近固定芯模22一侧开设有二号密封进气口222，所述固定模组2还设有二号密封圈23，所述二号密封圈23位于二号密封进气口222内。一号密封圈115、二号密封圈23与成形工件管壁不存在相对位移滑动，密封可靠，密封圈寿命长。浮动密封保证成形过前距离，进而保证形状精度，可避免传统固定内密封无法精确控制等问题。
80.所述固定模本体21底部设有倒角211，在本实施例中，倒角221的半径为5mm。
81.所述固定模本体21底部开设有凹槽212，凹槽212内设有直边段、波形段，所述直边段、波形段之间的间隙距离不小于1mm。凹槽212内设有直边段、波形段的目的是为便于成形后从深腔抽出。
82.航天用大腔径比补偿器成形控制方法，包括以下步骤：
83.s1、设定成形工艺参数；
84.s2、通过航天用大腔径比补偿器连续成形模具对工件3进行连续成形操作。本发明主要目的是结合航天用大腔径比ω形补偿器负角结构截面特点及低延伸率材料特性，基于成形型面及液压试验要求，探究一种航天用大腔径比ω形补偿器精确连续成形模具设计及成形工艺控制方法，匹配工艺参数数据库，确保航天用大腔径比ω形补偿器成形精度，充分兼顾材料塑性及产品稳定性，避免因减薄过大破裂，制定以基于单波差形定位、后波单腔成形为工艺方法的连续成形模具，形成柔性介质辅助精度连续成形工艺方法。
85.在步骤s1中的所述成形工艺参数分别包括内压、补料量、加载路径。
86.在步骤s2中的所述连续成形操作包括以下步骤：
87.s21、在移动模组1内对工件3进行上料，在具体实施时，需设定好移动模组1和固定模组2之间的间隙，固定好一号密封圈115；
88.s22、将移动模组1和固定模组2闭合，同时启动外部成形设备对工件3加压保压，成形补偿器波纹；在本实施例中，工作人员控制外部成形设备的一号气缸组件的伸缩杆伸长，将固定模组2向下移动，从而使固定模本体21卡在多个固定模本体21组成的环形结构内。
89.s23、对工件3进行内腔泄压，移动移动模组1，对工件3进行开模，在本实施例中，工作人员控制外部成形设备的环向闭合液压推力装置4的伸缩杆收缩，将移动模组1向远离固定模组2方向移动，从而使移动模组1与固定模组2分开。
90.s24、移动固定模组2，对工件3进行纵向开模，即可得到成形的工件，在本实施例中，并按照一个波间距实现横向前进移动定位成形波，再横向后退一个波间距，置于成形初始位置，重复多次动作，即可得到成形的工件3。
91.实施例1
92.1、大腔径比ω形补偿器精确连续成形模具设计
93.(1)为满足补偿器连续精确成形，总体结构设计为固定模组(绿色区域)和移动模组(红色区域)；
94.(2)固定模左侧型面设计为补偿器外表面理论曲线，确保与移动模匹配成形补偿器轮廓曲线；
95.(3)为便于成形后从深腔抽出，固定模右侧型面设计为u型截面设计，根部倒角为r5mm，与补偿器波谷位置圆滑过渡，并保持u型截面结构与成形波间隙为1-2mm，避免固定模在上下合模过程撞击产品表面，引起表面质量损伤，充分利用材料本身弹塑性实现上下移动，具备定位波形，确保产品直线度等作用，实现连续成形操作；
96.(4)移动模通过液压机进行横向驱动可实现左右移动间距控制，确保减薄率和型面精度控制，精确成形单波，满足精确成形连续性操作；
97.(5)芯模中采用低压随动密封，密封结构可随压头同步浮动，密封圈与成形工件管壁不存在相对位移滑动，密封可靠，密封圈寿命长。浮动密封保证成形前后距离和位移，进而保证形状精度，可避免传统固定内密封无法精确控制等问题；
98.(6)采用大内径芯模设计，降低工件在水平面上的投影面积(即密封腔室5面积)，显著降低成形合模力，规避设备大吨位投入。
99.(7)环向模具采用分体3片制造，单片模具通过环向闭合液压推力装置4实现模具闭合动作,接嵌处采用圆滑过渡，避免尖角设计，可快速实现补偿器开模定位及成本降低；
100.2、大腔径比ω形补偿器精确连续成形工艺控制方法
101.(8)成形工艺参数：
102.①
内压：按照初始屈服力和开裂压力，快速核算工程应用内压，即：
[0103][0104]
式中：p
内
为成形内压(mpa)；t为管材壁厚(mm)；d为薄壁管直径；δs为材料屈服强度；δb为材料抗拉强度。
[0105]
②
补料量：按照体积不变原则，假定成形前后薄壁管厚度不变，按照中性层计算理论展开，在实际成形过程中，受到摩擦、加载和减薄影响，实际控制间距小于理论展开，可参照材料应力应变曲线和深腔比例程度，间距值约为理论展开90％；
[0106]
③
加载路径：针对大腔径比ω形补偿器结构，采用先线性加载后恒压加载路径，匹配内压与间距控制相匹配，以保证波纹成形质量。
[0107]
(9)连续成形过程
[0108]
①
薄壁管进行上料，设置好控制间隙值，再进行一号密封圈115低压进气密封，固定管料；
[0109]
②
移动模组1和固定模组2闭合，同步进行管内加压保压，成形补偿器波纹；
[0110]
③
内腔泄压，移动模组1开模并回到初始位置；
[0111]
④
固定模组2沿纵向开模，并按照一个波间距实现横向前进移动定位成形波；
[0112]
⑤
固定模组2横向后退一个波间距，置于成形初始位置；
[0113]
⑥
重复动作。
[0114]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：包括移动模组(1)和固定模组(2)，所述移动模组(1)和固定模组(2)均为直径可调的环形体结构，移动模组(1)用于控制工件(3)的减薄率和型面精度，移动模组(1)中部设有固定模组(2)，固定模组(2)用于定位工件(3)波形，所述移动模组(1)、固定模组(2)均安装至外部成形设备内；所述移动模组(1)包括若干个移动模单元(11)，每个移动模单元(11)均为扇形结构，多个移动模单元(11)组成一个直径可调的环形体结构，所述固定模组(2)位于环形体结构中心处。2.根据权利要求1所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述移动模单元(11)包括移动模本体(111)和移动芯模(112)，所述移动模本体(111)一侧设有固定模组(2)，移动模本体(111)底部固定连接至移动芯模(112)，所述移动芯模(112)的横截面为l形结构，移动芯模(112)顶部开设有一号密封进气口(113)，所述一号密封进气口(113)为l形结构。3.根据权利要求2所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述移动模本体(111)为异形结构，移动模本体(111)与移动芯模(112)之间还预留有进出孔(14)，进出孔(114)用于放置工件(3)。4.根据权利要求2所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述移动模单元(11)还设有一号密封圈(115)，所述一号密封圈(115)位于一号密封进气口(113)内。5.根据权利要求2所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述固定模组(2)包括固定模本体(21)和固定芯模(22)，所述固定模本体(21)为环形体结构，所述固定模本体(21)底部设有固定芯模(22)，固定模本体(21)位于固定芯模(22)顶部一侧，固定芯模(22)顶部另一侧设有移动芯模(112)，固定芯模(22)顶部靠近移动芯模(112)一侧开设有成形进气口(221)，固定芯模(22)顶部靠近固定芯模(22)一侧开设有二号密封进气口(222)。6.根据权利要求5所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述固定模本体(21)底部设有倒角(211)。7.根据权利要求5所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述固定模本体(21)底部还开设有凹槽(212)，凹槽(212)内设有直边段、波形段，所述直边段、波形段之间的间隙距离不小于1mm。8.根据权利要求5所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具，其特征在于：所述固定模组(2)还设有二号密封圈(23)，所述二号密封圈(23)位于二号密封进气口(222)内。9.航天用大腔径比补偿器成形控制方法，其特征在于：包括以下步骤：s1、设定成形工艺参数；s2、通过航天用大腔径比补偿器连续成形模具对工件(3)进行连续成形操作；在步骤s1中的所述成形工艺参数分别包括内压、补料量、加载路径。10.根据权利要求9所述的航天用大腔径比补偿器成形控制方法，其特征在于：在步骤s2中的所述连续成形操作包括以下步骤：s21、在移动模组(1)内对工件(3)进行上料；s22、将移动模组(1)和固定模组(2)闭合，对工件(3)加压保压，成形补偿器波纹；s23、移动移动模组(1)，对工件(3)进行开模；
s24、移动固定模组(2)，对工件(3)进行纵向开模，即可得到成形的工件(3)。

技术总结
本发明提供了航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法，包括移动模组和固定模组，移动模组和固定模组均为直径可调的环形体结构，移动模组中部设有固定模组。本发明所述的航天用大腔径比补偿器连续成形模具及其成形控制方法，本发明主要目的是结合航天用大腔径比Ω形补偿器负角结构截面特点及低延伸率材料特性，基于成形型面及液压试验要求，建立以单波差形定位、后波单腔成形为实现目的的连续成形模具设计，形成柔性介质辅助波纹连续成形工艺方法，匹配工艺参数数据库，确保航天用大腔径比Ω形补偿器成形精度，解决成形精度差、负角度取模困难，实现精确连续式操作，提升产品精度及可靠性。升产品精度及可靠性。升产品精度及可靠性。


技术研发人员：胡德友 王贺 李继光 张杰刚 陶现宾 张艳丰 彭江涛 王东 初冠南 孙磊 梁立冬 赵培钧 孟旭
受保护的技术使用者：天津航天长征火箭制造有限公司
技术研发日：2021.11.29
技术公布日：2022/3/8