导弹总装(王)课件

《飞航导弹设计工艺性知识指南》

主讲人：王秉义2005年4月飞航导弹设计工艺性知识指南

一、绪论二、产品结构工艺性在产品设计生产中的重要作用：1.

制造技术是工业发展的根本，是加强国防生产力量的关键环节，而工艺技术是制造技术的核心：（工艺技术是发达国家先进技术的重要部分，美国制造业产值占国家总产值的40％，日本占38％，我国目前占30％左右。制造业的根本问题是工艺上不去，工艺人员和工人不受重视，更新换代，人才断档，举歼八仿制米格二十三某铸造支臂零件的例子，含工艺规范、材料、冶金和技术水平等多方面问题）。2.工艺工作是设计工作的一部分，是设计工作的延伸：（工艺人员是设计工作的参与者和组成者，工艺人员与设计人员在产品设计、研制和生产中是平等的关系，而不是支配和雇佣的关系。3.设计工艺性是各级干部、管理人员、设计人员和工艺技术人员都应重视和掌握的基本知识；（年轻一代的设计人员不能自感清高，年轻一代工艺人员不能自卑）。飞航导弹设计工艺性知识指南三、工艺性的基本概念所谓设计工艺性就是指产品设计的构造工艺性本书第一章给出的产品设计工艺性的定义是：产品设计工艺性是所设计产品固有的与工艺相关的结构特性或测试程序特性。飞航导弹设计工艺性知识指南四、关于《战术导弹设计工艺性指南》中，统编的四章编写情况及重点讲解：

今天我讲解的目的是加强大家对这四章内容的理解，主要把书中内容表述不明了或不好理解的部分进行分析并结合一些实例加深大家的理解，和大家交流，详细内容还请大家回单位自己看书学习。讲述这四章内容之前有必要先阐明全弹协调设计生产工艺性的基本原则：1.能在零件阶段进行的工作量（或解决的问题）尽量不安排在部（组）件阶段进行，能在简单部

（组）件阶段进行的工作量（或解决的问题）尽量不移到大部（段）件装配时进行，能在部件装配时进行的工作量（或解决的问题）尽量不要挤到全弹总装配时进行或解决，更不能推到全弹测试时进行或解决。2.全弹总体设计和结构设计时都应考虑到避免在全弹总装配时进行有切屑的机械加工，以杜绝全弹装配产生多余物的一个主要祸根。

飞航导弹设计工艺性知识指南第二十二章弹体设计及装配工艺性

第一小节即22.1弹体设计及装配工艺性22.1.1结构设计的继承性：结构设计的继承性对减少设计工作量（如理论外形的吹风确定，结构布局、强度计算、对接协调等），对缩短导弹研制周期，降低研制生产成本是很重要的，尤其对YJ-63这种钣焊弹体结构的导弹更为重要22.1.2弹体外形工艺性：主要是减少加工难度，有利于缩短研制周期，降低成本。22.1.3弹体外形准确度要求：要合理、务实，不能求全求美，要符合实战需要。（不是工艺美术或选模特）。飞航导弹设计工艺性知识指南第二小节即22.2设计分离面及部（组）件对接结构的工艺性

22.2.1设计分离面布置：设计分离面的概念：为满足产品结构和使用的需要，在部件（或分部件）之间，部件与可卸元（组）件之间形成的采用可拆卸连接形式的分离面称为设计分离面。22.2.2设计分离面结构：结合弹体实际情况选择设计分离面结构，设计者不要局限于此节所介绍的结构形式，可查阅机械结构手册掌握更多的结构形式。22.2.3对接结构的工艺性：在设计对接结构时，合理选用设计补偿结构是设计水平的体现。设计补偿概念：利用结构元件实现，在结构件设计图样或设计文件上由设计确定的补偿形式叫做设计补偿。如：重叠补偿、螺纹补偿、垫片补偿、间隙补偿、游动补偿、长圆孔补偿、弹性元件补偿、偏心补偿、球面补偿、锥度补偿等。飞航导弹设计工艺性知识指南22.3工艺分离面及其布置的工艺性工艺分离面在总体设计阶段确定下来。工艺分离面概念：为满足制造和装配过程的要求（即满足生产和工艺的需要），设计时需将大部件（或分部件）进一步分解为更小的装配单元，这种装配单元之间的分离面称为工艺分离面。工艺分离面划分的两装配单元之间，一般采用不可拆卸的连接方式。22.4弹体结构的设计工艺性本小节论述了七个方面，即飞航导弹设计工艺性知识指南22.4.1舱段及翼面壁板结构的工艺性此段论述对战术导弹不突出。22.4.2整体铸造舱段结构工艺性：随着铸造技术水平的发展和提高，为战术导弹采用整体铸造舱段结构创造了条件。目前，弹径小于600㎜的战术导弹可以实现整体铸造舱段结构。整体铸造舱段结构的采用，不仅需要提高铸造技术水平和机械加工水平，还要提高热处理水平，整体铸造舱段毛坯铸造后要进行稳定化处理，消除内应力。整体铸造舱段毛坯机械加工后的变形，特别是舱壁开大缺口后的变形往往很难控制，给弹体装配带来很大困难。采用强力装配，舱段处于强内应力状态，对弹体强度和寿命是很不利的。飞航导弹设计工艺性知识指南22.4.3组合件的结构工艺性：组合件设计在导弹结构设计中的工作量是较大的，尤其是焊接组合件，为控制焊接变形，往往需要焊接夹具，不是很复杂的零件最好不要设计成焊接组合件的结构。22.4.4基准确定与装配精度分配：装配精度分配与选择的互换协调原则有关，要从弹体结构形式、生产批量、工厂加工水平等方面综合考虑。设计补偿是结构设计中，解决协调准确度要求很高，配合难度较大的装配部位和配合尺寸的重要手段。工艺补偿是工厂装配生产中解决协调准确度的重要手段。

工艺补偿概念：工艺过程与生产中由生产工艺采取的补偿措施为工艺补偿。如：余量补偿。飞航导弹设计工艺性知识指南

工艺补偿方法中，多是在工件上某些配合部位（如接头孔、口盖周边等）预留余量，在装配过程中用补充加工的方法，按实际配合情况去除余量，消除制造过程中积累的余量，从而达到技术要求规定的配合准确度。对于无互换要求的部位，大多在装配过程中利用相互修配的方法实现配合；对要求互换的构件或部件，则应在完成相配合的构件或部件各自的装配工作后，分别单独地按专用工装或在专用设备上进行精加工，去除相应部位的余量，保证互换配合。飞航导弹设计工艺性知识指南22.4.5装配单元的开敞性：装配单元的开敞性对中、小弹径的战术导弹的舱段装配是很重要的，开敞性不好往往造成舱段或者全弹装配十分困难。举例：YJ-62尾舱装导弹自毁装置的导暴锁元件的困难。22.4.6提高结构设计的整体性：模压、模锻、铸造、化铣、玻璃钢、碳纤维、数控加工等工艺技术的发展，为复杂整体零件的加工，提高导弹结构设计的整体性提供了广阔的途径。举例：YJ-83整体机加弹翼；YJ-63和YJ-83等型号的玻璃钢弹头、进气道；DH-10和YJ-62的碳纤维弹翼；22.4.7吊运工艺性：举例：无吊挂孔问题。飞航导弹设计工艺性知识指南22.5骨架等承力构件布置的工艺性骨架等承力构件布置不合理，给骨架等承力构件的加工和装配都将造成困难。22.6导弹总装中水平测量的工艺性要求本书介绍的是通过测量点在总装平台上用高度尺测量数据，进行水平测量的方法，是159厂导弹总装一直采用的方法。水平测量方法还有三坐标、经纬仪、激光测试仪、计算机转台测试等方法。22.6.1导弹水平测量的必要性22.6.2水平测量点布置原则飞航导弹设计工艺性知识指南22.6.3水平测量图绘制要求：水平测量图上的测量表应简单、明了，尽量避免经换算、对比才能反映检测结果的检测项目。22.7批生产阶段总装测量与实验项目的重新确定导弹研制阶段水平测量、称重定重心及三个专项试验，即：冲击（过载）试验、气密试验、淋雨试验是设计文件规定要进行的，对于进入质量稳定的批量生产中，减少总装测量与实验项目的次数，或者免做某些试验，以抽检代替每弹必做的质检试验，经立课题研究或经总师系统研究审批，应该是可行的。C802的水平测量原来进行三次，（初步对接后、称重定重心前、冲击试验后），后来只进行两次，减去了称重定重心前的一次。飞航导弹设计工艺性知识指南第二十一章导弹系统结构安装工艺性：导弹系统结构相当人体的内脏，导弹系统结构安装是导弹总装工作重要环节，占导弹总装工作中的很大工作量，因此，导弹系统结构安装工艺性对确保导弹总装质量，减少导弹总装工作量是很重要的。本章有三小节。

第一小节21.1导弹管路系统结构与安装的工艺性

导弹管路系统相当人体血管和各种腺液输送管路。导弹管路系统安装是在导弹弹体对接后，成件安装前或穿插进行。本小节论述了三个方面，即：飞航导弹设计工艺性知识指南21.1.1管路系统结构工艺性战术导弹选用的导管以铝合金、不锈钢、20钢材料的居多，钛合金和纯铜材料的较少。导管管路接头的结构形式种类较多，一般都是标准化的，设计管路接头要按标准化选用，尽量避免非标设计管路接头。21.1.2管路系统安装工艺性由于管路系统安装位置的准确性较差，有时造成总装时的有切屑钻孔、铰孔、攻丝等加工，极易造成多余物隐患。和火箭、卫星管路系统安装相比，在组合块式或集成化元件管路系统安装上，战术导弹管路系统安装还是个弱点。目前，战术导弹管路系统安装仍是手工操作为主。飞航导弹设计工艺性知识指南21.1.3图样要求：

在管路系统安装图上，不能以理论基准作为安装定位基准；在管路系统安装结构图上，不应标注“按成件配钻”或“总装配钻”。

第二小节21.2弹上电缆和电缆安装的工艺性在《飞航导弹设计工艺性指南》一书中，本节只介绍了电缆敷设工艺性，在专家评审时，认为电缆工艺性的内容太少，因此，在《战术导弹设计工艺性指南》中对此节进行了扩编和重编。本节介绍了四个方面，即：飞航导弹设计工艺性知识指南22.2.1电缆设计工艺性此方面介绍了21.2.1.1电缆配置的工艺性；21.2.1.2电缆尺寸的工艺性要求；21.2.1.3电缆的结构工艺性三部分内容；这些内容是参照了航空部飞机电缆设计工艺性的资料，并结合战术导弹的应用情况扩编写的，其中一些规定和数据，只作设计时参考，若作为检验依据应按国家相应标准或本单位的具体规定细则进行设计。21.2.2电缆安装工艺性电缆安装工艺性作了21.2.2.1电缆敷设路线的工艺性;21.2.2.2电缆固定的工艺性；21.2.2.3电缆连接的工艺性；三个部分的阐述。这些内容也是参照了航空部飞机电缆固定的工艺性的资料，并结合战术导弹的应用情况扩编写的，文中及列表中的一些规定和数据，只作设计时参考，若作为检验依据应按国家相应标准或本单位的具体规定细则进行设计。飞航导弹设计工艺性知识指南21.2.3电搭接工艺性电搭接工艺性作了21.2.3.1点搭接工艺性的一般要求；21.2.3.2设备电搭接的工艺性；21.2.3.3屏蔽线电搭接的工艺性；三个部分的阐述。在工厂实际生产中收集到的电搭接工艺性的资料很少，本文介绍的内容主要是参照了航空部飞机电搭接工艺性的资料，并结合设计部下发的某些型号战术导弹的电搭接技术文件编写的，这里提供的一些规定和数据，只作设计时参考，若作为检验依据应按国家相应标准或本单位的具体规定细则进行设计。21.2.4电缆设计图样电缆设计图样是按工厂实际生产中收集到的资料编写的。飞航导弹设计工艺性知识指南第三小节21.3电气设备及电子设备安装的工艺性

本小节在《飞航导弹设计工艺性指南》中的标题是：弹上设备与成件安装的工艺性。在评审讨论时，认为此标题涉及面太宽，一时又收集不到发动机、助推器、战斗部等弹上设备与成件安装工艺性的资料，因此，改为电气设备及电子设备安装的工艺性。本节也介绍了21.3.1电气设备及电子设备安装结构的工艺性；21.3.2弹上电气设备及电子设备成件安装协调的工艺性要求飞航导弹设计工艺性知识指南21.3.3电气设备及电子设备安装设计图样电气设备及电子设备安装是在弹体初步对接后，分开舱段将电气设备及电子设备成件与其安装支架或固定装置协调试装后，再安装固定，再弹体对接，有些成件经协调试装取下，全弹对接后从口盖处安装固定。电气设备及电子设备成件安装支架或固定装置的安装，是在导弹舱段部件装配时完成的工作。电气设备及电子设备成件安装支架或固定装置与电气设备及电子设备成件安装协调精度，应经厂际协调、工装保证，为防止产生多余物，不允许总装时进行有切屑的协调修配工作。导弹试制阶段，由于工装不完善，零件或部件装配精度达不到，设计的临时处理意见：“按××成品配钻”，“按××成品协调加工”，“总装配时开孔”等注法，总装工艺员在设计图纸定型工艺审查时，一定要把关，坚决要求设计去掉这些注法。飞航导弹设计工艺性知识指南第二十章部（组）件连接结构设计工艺性：部（组）件连接工作主要在部装时进行，总装时一般只进行螺接等无切屑和多余物的连接工作(159厂目前还没作到)。本章分五个小节阐述部（组）件连接结构设计工艺性，即：20.1连接方法的选择：除了铆接、螺接等机械连接方法外，焊接、胶接也是导弹装配中的重要连接方法，焊接技术已是具有优久历史，研究领域深而广阔的专门学科，作为一种不可拆卸连接方法，在导弹部（组）件连接结构装配中得到广泛的应用，本书第十章作了专题论述。胶接技术是近年来发展很快的一门学科，在导弹部（组）件连接结构装配中也得到广泛的应用，本书第十五章的一小节作了专题论述。本章中，焊接、胶接只作为一种不可拆卸的连接方法简单介绍，主要介绍铆接、螺接等机械连接方法。飞航导弹设计工艺性知识指南20.2铆接连接方法的工艺性

铆接连接是航空、航天产品薄壁钣金机（弹）体装配中传统、成熟的重要连接方法，铆接规范和铆接结构的规定在《航天产品设计手册》或《机械产品设计手册》中都有详尽的介绍和标准。本小节引用了航空制造工程手册飞机装配中的铆接结构工艺性资料和《航天产品设计手册》中有关铆接结构的标准和规定，介绍了20.2.1铆缝工艺性；20.2.2铆钉的选择；和20.2.3铆接结构工艺性三方面内容，可供铆接结构时参考和选用。

飞航导弹设计工艺性知识指南20.3螺纹连接方法的工艺性

螺纹连接是战术导弹装配，特别是导弹总体装配中采用最多的可拆卸连接方法。本小节参照航空制造工程手册飞机装配中螺纹连接方法工艺性的资料和设计部编写的有关螺纹连接手册中的标准和规定，并总结工人装配生产中进行螺纹连接的经验和体会，编写了20.3.1螺纹连接紧固件的正确选用；20.3.2制孔要求；20.3.3锪窝要求；20.3.4安装螺栓要求；四个方面内容。在20.3.1螺纹连接紧固件的正确选用中，只选印了常用螺栓标准和常用螺母标准，对于高锁螺栓连接、锥形螺栓连接、干涉配合螺栓连接等新型螺栓连接结构，限于篇幅没作详细介绍。近年来，随着整体铸造舱段在中、小型战术导弹上的采用，钢丝螺套连接的应用日趋扩大，关于钢丝螺套结构、操作使用方法有专用的标准规定和技术介绍，本节没有编入，若有再版机会，应补充进这部分内容。飞航导弹设计工艺性知识指南在20.3.2制孔要求；20.3.3锪窝要求；20.3.4安装螺栓要求的三段介绍中，提供的数据要求和规定，可供设计时参考，但作为检验依据，还要按设计部下发的技术文件和标准执行。20.4胶接连接方法的工艺性前面已提到焊接、胶接是导弹装配中的重要连接方法，焊接、胶接属不可拆卸的连接方法，其工艺性的内容和涉及面是很广的，本书第十章焊接结构件工艺性和第十五章第三小节胶接结构工艺性作了专题论述，因此，本章只提纲携领地作以介绍，详见第十章和第十五章。20.5几种其他机械连接方法的工艺性本小节中介绍了20.5.2内卡块连接20.5.3外卡环连接20.5.4弹簧卡圈连接20.5.5楔环连接四种机械连接结构。主要引用于航天部二院编写的防空导弹结构与强度的有关资料和三院设计部查到的技术资料，结合生产实际操作中反映的问题，充实了这些机械连接方法的设计工艺性要求。飞航导弹设计工艺性知识指南20.5.2内卡块连接的结构形式如图一：

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20.5.3外卡环连接的结构形式如图二：

飞航导弹设计工艺性知识指南20.5.4弹簧卡圈连接的结构形式如图三：飞航导弹设计工艺性知识指南

20.5.5楔环连接的结构形式如图四：飞航导弹设计工艺性知识指南第六章钣金（冲压）件结构设计工艺性

本书第六章相对于《飞航导弹设计工艺性指南》的第六章，是改编量最大的一章，除沿用部分标题外，在内容上基本是重扩编。本章共有三小节，即6.1钣金（冲压）件的概念、分类和特点；6.2钣金件设计构思和结构图样的基本要求；6.3钣金件的结构工艺性。飞航导弹设计工艺性知识指南6.1钣金（冲压）件的概念、分类和特点钣金（冲压）成形是一种传统的基本加工方法。在航空、航天产品中应用的是以薄壁型材、管材和板材为毛坯制成的钣金（冲压）件，按材料划分又分为黑色钣金（冲压）件和有色钣金（冲压）件，航空、航天产品中应用有色钣金（冲压）件为多。战术导弹钣金零件数量占导弹零件总量的比例比飞机和火箭都要小，尤其弹体以铸造舱段为主体结构的战术导弹，钣金零件数量占导弹零件总量的比例就更小了。对于中等弹径以上的导弹（约直径≥500㎜），目前仍以钣焊结构为主体结构零件。在钣金零件分类中，本章重点介绍了十种板材零件，在飞机钣金零件分类中，挤压型材零件还分为五种：压下陷型材、压弯型材、滚（绕）弯型材、拉弯型材和复杂形型材，战术导弹主要应用前三种型材。管材零件也分为五种：焊接管、异形弯曲导管、滚波卷边弯曲导管、扩口弯曲导管和无扩口弯曲导管，战术导弹上应用的主要是扩口弯曲导管及无扩口弯曲导管。飞航导弹设计工艺性知识指南6.2钣金件设计构思和结构图样的基本要求6.2.1钣金件设计构思的基本要求的核心点就是零件容易加工出来并保证协调性。6.2.2钣金件图样的基本要求中，列了十三种钣金件结构要素的国标和航天、航空行业标准，设计员和工艺员应学会熟练查阅这些标准。板弯和立体型面的钣金零件的展开计算和画展开图，也是设计员和工艺员应掌握的基本功。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3钣金件的结构工艺性本小节是这一章的中心内容。根据零件结构特点和工艺方法的类同，本小节作了九个方面的论述。6.3.1冲裁件：冲裁件包含各种形状复杂、精度要求较高且需要量较多的中、小平面零件，以及各种钣金成形件的平面展开料。在冲裁件的论述中，给出了6.3.1.1冲裁件的形状和尺寸6.3.1.2冲裁件的精度和表面粗糙读6.3.1.3冲裁件的尺寸基准三个方面的设计工艺性资料，可供设计冲裁件时选用和参考。更全面详尽的冲裁件设计工艺性资料需查阅冲压设计手册。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3.2弯曲件：

导弹上应用的钣金冲压弯曲件的品种是很多的，如：连接角片、卡箍、各种支架和板弯型材等。弯曲件在成形过程中遇到的问题主要是零件开裂和弯角回弹。因此，设计弯曲件的弯曲圆角尺寸时不能小于板料的最小弯曲半径；弯曲过程终了的回弹影响，必须设法消除（如：压弯模考虑回弹角），保证弯曲工件的准确度。书中给出的弯曲件最小弯曲半径表列数据和计算公式及其它设计工艺性资料可供设计弯曲件时选用，更详尽的资料可查冲压设计手册。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3.3拉深件：

拉深件成形是一种技术性很强的钣金成形技术。YJ—63油箱的箱底零件（即封头零件），C802油箱的箱底，HY—2燃烧剂箱里聚能锥的头锥和喇叭口盆形件等都是拉深件。

影响拉深成形过程顺利进行的主要障碍是起皱和拉裂。起皱是板料拉入凹模材料切向收缩时失稳造成的。拉深件起皱分为外皱和内皱。拉深件成形时，毛料凸缘失稳产生的皱纹称为外皱。在拉深锥形零件和半球形零件时（如：封头零件），板料拉入凹模洞口处于悬空状态的那一部分材料，没有凸、凹模的夹持作用而失稳起皱，称为内皱。外皱可用加大压边圈上的压边力加以解决。内皱可利用增加拉深时的径向拉力的办法防止，如模具凸缘压边部位制拉深埂或采用反压延法。对于深拉深件，采用多次拉深逐步过渡成形最后校形的方法，更有利于防止内皱。飞航导弹设计工艺性知识指南

拉裂是板料拉深时局部拉应力超过材料抗拉强度而断裂，也有底裂和壁裂两种型式。底裂是筒壁与凸模圆角交界处的危险断面拉裂，可通过改善工艺因素（润滑、压边力）和模具几何参数（凸、凹模圆角半径，凸、凹模间隙）解决。壁裂常发生在盒形件圆角部分的筒壁与凹模圆角的交接部位。可采用合理形状毛料，在直边部分增加拉延筋，使沿凹模洞口周围材料的流动基本配平等方法解决。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3.3.1零件结构形状中，提到的几种零件改善工艺性的结构形状设计，属于工艺性的经验总结，对拉深件的结构形状设计有很好的参考价值。6.3.3.2零件结构尺寸；6.3.3.3零件结构圆角半径；6.3.3.4拉深件的合适精度中给出的公式、数据和公差表均可供拉深零件设计时参考和选用。6.3.4橡皮成形件：橡皮成形件是液压压力或机械传动压力以橡皮为传力介质对金属材料施压而制造的零件。橡皮成形时下模是刚性的，上模是柔软可塑的通用软模。橡皮成形过程中的主要限制因素是：材料起皱、开裂和零件不贴模。设计橡皮成形件时要考虑平板弯曲零件的成形极限，以防材料起皱、开裂，弯边不贴模是橡皮成形的主要难点，要参照本文中的注意点合理设计平板弯边零件的结构形式.飞航导弹设计工艺性知识指南

由于橡皮本身功能所限，使软上模成形的加工可达性受到制约，近年来，柔性加工技术使橡皮成形技术有了很大的发展，其中粘性介质压力成形技术（以粘性介质代替橡皮做为成形软模），对解决难变形材料、复杂形状钣金零件的成形具有独到的优越性。6.3.5旋压件：旋压成形分为普通旋压和强力旋压（即变薄旋压），普通旋压是我国的一项发明，是一种历史悠久的钣金成形技术。强力旋压是上个世纪五十年代以后，国外在普通旋压基础上迅速发展起来的工艺技术。旋压是一种少无切削的先进工艺技术。金属坯料经旋压后，其强度、硬度等机械性能大大提高。经强力旋压的制件，可达到较高的尺寸精度和表面粗糙度.

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旋压技术无论在国防工业和民用工业方面都得到了广泛的应用，（举例：子弹壳、炮弹壳、铝锅、铝壶等），旋压件在航空、航天产品中的应用是很多的，C802油箱箱壁就是筒形旋压件，火箭、导弹上的高压气瓶也应用了旋压收口技术。强力旋压和其它成形工艺的联合应用，大大拓宽了旋压技术的应用领域。如：旋压—冲压联合工艺应用，例：弹（箭）贮箱整体底零件的成形工艺：平板料拉深初步成形再强力旋压成贮箱整体底零件；旋压—挤压联合工艺的应用，例：炮弹壳的成形；强力旋压—拉拔联合工艺的应用，例：圆管和各种异形管材的成形；旋压与气胀联合成形，例：球形气瓶的成形。飞航导弹设计工艺性知识指南

生产实践表明，所有塑性材料都可旋压，本文介绍了战术导弹上几种常用材料的旋压性。可旋压的零件形状繁多，主要分为四类：圆筒形、圆锥形、曲线形和组合形。各种形状零件成形工艺性，本文也作了简单介绍。本文介绍的旋压件结构设计工艺性，可供一般旋压零件设计时参考和选用，对深入的、更详细的旋压工艺性分析和参数选择，可查阅旋压手册和书籍。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3.6落压成形件：

落压成形适于外形复杂、曲面急剧变化的钣金零件的成形，YJ—6和YJ—63型号导弹大口盖内的加强框就适合落压成形。落压成形在落锤上进行，落锤是一种构造简单、能量很大的机床（相当于锻锤）。落压成形是利用重量很大的锤头和上模从高处落下时所产生的巨大冲击力进行工作的。落压成形的落锤模俗称铅锌模，是用熔点较低的铅、锌等材料铸成，上模是铅合金的，较软但很重，下模是锌合金的，较硬，零件形状靠下模保证。落压成形是用逐次渐进的加工方式，加工外形复杂的零件。落压成形过程中，毛料的变形情况比较复杂，必须穿插大量的手工工作校形和消皱，控制材料的流动。落压成形时，可用垫层板和橡皮的方法来限制上模进入下模的深度，也可局部加垫橡皮，以控制成形面积，或用作压料、放皱和展皱。落压成形的工艺性，本文中的简单介绍，可供落压成形件设计时参考和选用。飞航导弹设计工艺性知识指南6.3.7热成形件：

热成形件是加热成形制成的钣金零件，所谓加热成形是相对于冷作变形而言的。金属塑性变形过程中，存在两种效应，一是变形过程中由于滑移面上晶格破碎、滑移系统不断减少等造成的硬化效应，另一种是由于原子热振荡，出现回复、再结晶等原因而形成的软化效应，两种效应同时存在，温度低时（室温），软化效应速度很慢，对变形过程不起作用，则称冷作成形，如果软化效应速度很快，可以部分以至完全消除变形过程中的硬化效应，则称为加热成形。飞航导弹设计工艺性知识指南板料热成形的应用主要有四个方面：1.均匀加热成形。（整个毛料均匀加热）；2.局部加热成形。（只加热变形区，不加热传力区。如：加热拉深、加热弯管、管子扩口、缩口等）；3.真空蠕变成形。高温时在恒定应力的作用下，金属会以缓慢的速度变形，称作蠕变。利用金属高温时蠕变的这种性质，高温下，将毛料与凹模间的模腔抽成真空，保温、保压一段时间，毛料便产生蠕变而贴模，达到成形的目的；4.应力松弛校形。金属在强制的弹性变形下加热，由于原子热振荡作用，弹性变形将转变为塑性变形，内应力得到松弛，从而达到加热校形的目的；在航空、航天产品中，加热成形主要解决镁合金和钛合金等冷作成形困难的钣金件的成形问题。飞航导弹设计工艺性知识指南

本文只介绍了热成形件设计工艺性的一些知识，具体热成形的成形方法和实现措施需进一步查阅加热成形的有关书籍和手册。6.3.8超塑成形件：金属材料在适当的变形温度和变形速度下，变形抗力很小，能产生极大的延伸率而不破坏，象玻璃拉丝一样，这种现象叫做超塑性。在超塑性变形下，单向拉伸的破坏延伸率可达百分之几百至几千，材料的变形抗力比一般情况下小几十倍。超塑成形件是金属在超塑状态下成形的零件。超塑性的宏观特性是：大变形，无颈缩，低应力，易成形。因此，超塑成形具有如下优点：1.可一次成形出形状复杂的零件；2.可用半模成形；3.可采用较小吨位的设备；4.成形