CN106735829A - 液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法,该方法通过加工焊接件、加工喷嘴单元的焊接基准、焊接件预处理装配焊接件、焊接件焊接、喷嘴单元焊接、检测焊缝、烘干完成对液体火箭发动机推力室头部喷注器的焊接。本发明将复杂喷注器结构的焊接工艺方法由传统钎焊优化为焊接方法更为先进、可靠性更高、焊接质量更好、焊接风险更小的真空电子束焊接,并且传统钎焊一旦失败几乎无法补焊,而真空电子束焊接可以进行局部补焊,降低了产品报废风险。

Description

液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法
技术领域
[0001] 本发明涉及液体火箭发动机推力室头部喷注器的加工技术领域,具体地指一种液 体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法。
背景技术
[0002] 液体火箭发动机是航天飞行器的动力装置,发动机推力室是其重要的组件,推力 室主要由推力室头部、推力室身部和喷管延伸段等主要部分组成。喷注器是推力室头部的 核心部件,其功能是实现燃料和氧化剂按一定比例混合均匀并燃烧,其工作过程在很大程 度上决定了推进剂的完全燃烧程度、推力室工作过程的稳定性及推力室壁热防护的可靠 性。
[0003] 液体火箭发动机推力室头部喷注器的结构种类较多,根据实际需要不同,所使用 的结构也不仅相同,其中互击式喷注器是应用较为广泛的结构之一,其喷注器的喷注结构 如图1所示。
[0004] 液体火箭发动机推力室头部喷注器的喷嘴传统焊接方法按照传统工艺方法,所有 零件之间的连接都采用焊接工艺,焊接件多,然而,产品的气密性要求极高,采用传统钎焊 工艺的工艺难度大,而且焊接质量不易保证,可靠性低,该工艺特点主要体现在以下几个方 面:
[0005] 1)工艺复杂,零件加工时需要在焊接面之间留出均匀的铜箱钎料间隙,焊接前在 焊接面间隙之间均匀填充铜箱钎料,加工和装配难度大,效率低,钎焊难度大,焊接可靠性 差;
[0006] 2)焊接需要在真空室中加热完成,加热温度太高,则钎料熔化从焊接面间隙中流 失;加热温度太低,则钎料焊接力下降,要保证数量众多的喷嘴焊接牢固可靠无渗漏十分困 难,产品合格率较低;
[0007] 3)—旦出现焊接泄露,再次进行钎焊补焊时,之前以焊接完好的焊缝可能经高温 后钎料流失而导致脱焊,产品报废风险极大。
发明内容
[0008] 本发明的目的是提供了一种液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的 焊接方法,该方法大大提高产品的焊接质量和可靠性。
[0009] 为实现上述目的,本发明提供的一种液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件 结构的焊接方法,包括以下步骤:
[0010] 1)加工焊接件:根据头部喷注器工艺要求加工制作焊接件,焊接件包括喷注器整 体结构件和圆形底座,圆形底座以圆心为圆点由内至外包含了多圈喷嘴单元槽组,每圈喷 嘴单元槽组由多个均布的喷嘴单元槽组成,喷嘴单元槽在圆形底座呈蜂窝状排布;
[0011] 2)加工喷嘴单元的焊接基准:利用数控设备在圆形底座下端面的实体处标刻四个 十字焊接基准;焊接基准标刻标刻刀具采用专用的刻模铣刀,
[0012] 3)焊接件预处理:对喷注器环整体件、圆形底座进行碱洗除油、酸洗除锈和清水冲 洗,冲洗后采用高温真空烘干脱水;
[0013] 4)装配焊接件:找正焊接件的外圆和端面,然后将喷注器整体结构件和圆形底座 装配成形;
[0014] 5)焊接件焊接:用真空电子束依次对喷注器环整体件与圆形底座装配的最外圈和 最内圈焊缝位置进行焊接;
[0015] 6)喷嘴单元焊接:以圆形底座的喷嘴单元槽数量最多的直径为等分线将圆形底座 对称等分成偶数个数的焊接区,再按分区对称的方式在每个区中焊接一个喷嘴单元以固定 定位,然后按对称的方式对分区线上的喷嘴单元进行焊接固定,最后对每个分区内的喷嘴 单元逐个采用对称的方式进行焊接固定,即得到头部喷注器;
[0016] 7)检测步骤4)和5)中焊缝:对喷注器进行水压试验和气密性试验检测上述焊缝强 度和密封性;
[0017] 8)烘干:对喷注器进行真空烘干脱水;
[0018] 9)检测步骤5)和6)中焊缝的密封性:利用氦质谱检漏工装对喷注器整体进行漏率 检测。
[0019] 进一步地,所述步骤1)中,零件的装配间隙小于0.1_。
[0020] 再进一步地,所述步骤2)中,焊接基准宽度小于0.1mm。
[0021] 再进一步地,所述步骤3)中,高温温度为130〜180°C。
[0022] 再进一步地,所述步骤4)中,找正公差小于0.05mm。
[0023] 再进一步地,所述步骤5)中,焊缝深度定为2〜3mm
[0024] 真空电子束焊接参数选取为:
[0025]
Figure CN106735829AD00051
[0026] 再进一步地,所述步骤6)中,焊深为1〜2mm,相应地真空电子束焊接参数选取为:
[0027]
Figure CN106735829AD00052
[0028] 再进一步地,所述步骤8)中,高温温度为130〜180°C
[0029] 再进一步地,所述步骤9)中,喷注器整体漏率不大于1 X l(T8Pa • m3/s。
[0030] 本发明的有益效果在于:
[0031] 本发明将复杂喷注器结构的焊接工艺方法由传统钎焊优化为焊接方法更为先进、 可靠性更高、焊接质量更好、焊接风险更小的真空电子束焊接,并且传统钎焊一旦失败几乎 无法补焊,而真空电子束焊接可以进行局部补焊,降低了产品报废风险。进一步地,本发明 对产品真空电子束焊接工艺方法进行了优化,通过控制焊接零件的加工尺寸、摸索合适的 焊接参数和排布喷嘴单元的焊接顺序来提高产品焊接的合格率、减小产品的焊接变形和热 应力集中等问题,最终保证产品的质量、可靠性和工艺稳定性。
附图说明
[0032]图1为本发明焊接方法焊接的液体火箭发动机推力室头部喷注器结构示意图; [0033]图2为本实施例中90个喷嘴单元分布图;
[0034] 图3为本实施例中喷注器环整体件的结构示意图;
[0035] 图4为本实施例中圆形底座2的结构示意图;
[0036] 图5为本实施例中90个喷嘴单元的焊接顺序示意图,其中,数字符号为焊接顺序编 号,
[0037] 图中,喷注器整体结构件1、圆形底座2、喷嘴单元槽、3焊接基准标刻面4、焊接基准 5〇
具体实施方式
[0038] 为了更好地解释本发明,以下结合具体实施例进一步阐明本发明的主要内容,但 本发明的内容不仅仅局限于以下实施例。
[0039] 实施例1
[0040] 针对某型号液体发动机推力室头部喷注器,其结构如图1所示,材料均为GH4169, 其中包含了 90个喷嘴单元,这90个喷嘴单元呈蜂窝状按5圈排布,每圈喷嘴单元的分度圆直 径由内至外依次为①38mm、①67mm、①96mm、①125mm、①154mm,喷嘴单元数量依次为6、12、 18、24、30,喷嘴单元装配直径〇5111111,圆形底座2外圆直径〇187111111,内孔直径〇16111111,喷嘴单 元分布图见附图2,喷嘴该喷注器的焊接及检测试验方法及过程如下:
[0041] 1)加工焊接件:根据头部喷注器工艺要求加工制作焊接件,焊接件包括喷注器整 体结构件1(见附图3)和圆形底座2 (见附图4),圆形底座2以圆心为圆点由内至外包含了多 圈喷嘴单元槽3组,每圈喷嘴单元槽3组由多个均布的喷嘴单元槽3组成,喷嘴单元槽3在圆 形底座2呈蜂窝状排布,零件的装配间隙小于0.1mm;
[0042] 2)加工喷嘴单元的焊接基准5:利用数控设备在圆形底座2下端面(见图5)的实体 处标刻四个十字焊接基准5,如图5所示,四个焊接基准5的取法为:以圆形底座2的喷嘴单元 槽3数量最多的任一直径的两端为两个焊接基准,与其垂直的直径两端为另外两个焊接基5 准。焊接基准5十字中心距离圆形底座2中心87.5mm,标刻刀具采用专用的刻模铣刀,标刻宽 度不大于〇. 1mm;
[0043] 3)焊接件预处理:对喷注器环整体件、圆形底座2进行碱洗除油、酸洗除锈和清水 冲洗,冲洗后采用温度为130〜180°C且真空条件下烘干脱水;
[0044] 4)装配焊接件:装配圆形底座2和喷注器环整体件,保证装配到位,圆形底座2面朝 上放置,用三爪卡盘将装配件装夹在电子束焊设备工作台上,找正焊接件的外圆和端面,然 后将喷注器整体结构件1和圆形底座2装配成形,找正公差小于0.05_;
[0045] 5)焊接件焊接:应用真空电子束焊接依次焊接喷注器环整体件与圆形底座2装配 的最外圈和最内圈焊缝位置,移动工作台,将电子束头对准焊缝处,工作台转动,电子束下 束,整圈焊缝焊接完成后停束。为保证焊接质量和承压要求,焊缝深度定为2mm,相应地真空 电子束焊接参数选取为:
[0046]
Figure CN106735829AD00071
[0047] 6)喷嘴单元焊接:应用真空电子束焊接将圆形底座2分别与90个喷嘴单元焊接,焊 接时利用设备工作台的X轴、Y轴联动机构,扫描90个喷嘴单元的焊缝坐标,在每个喷嘴单元 焊接时执行起束和停束,跨喷嘴单元焊接时保证设备处于停束状态。90个喷嘴单元的焊接 顺序采用分区对称的方式,将呈蜂窝状排布的90个喷嘴单元分为6个区,首先按分区对称的 方式在每个区中焊接一个喷嘴单元进行定位,其次,按对称的方式将分区线上的喷嘴单元 进行焊接,最后,按分区对称的方式对每个区域的喷嘴单元逐个进行对称焊接,喷嘴单元的 焊接顺序见附图5。为保证焊接质量满足承压和密封要求,焊深定为约1.5mm,相应地真空电 子束焊接参数选取为:
[0048]
Figure CN106735829AD00072
[0049] 7)检测步骤4)和5)中焊缝:对喷注器进行液压试验检测焊缝强度,试验压力为实 际工况压力的1.5倍,保压时间为lOmin,不允许出现渗漏和变形;对喷注器进行气密试验检 测焊缝的密封性,试验压力为实际工况压力的1倍,保压时间为lOmin,试验时将产品放置于 清水中,不允许出现压降和气泡;
[0050] 8)烘干:使用洁净烘干箱对喷注器进行150°C真空烘干脱水;
[0051] 9)检测步骤5)和6)中焊缝的密封性:利用氦质谱检漏工装对喷注器整体进行漏率 检测,要求整体漏率不大于1 X l(T8Pa • m3/s。
[0052] 实施例2
[0053] 针对某型号液体发动机推力室头部喷注器,其中包含了 60个喷嘴单元,
[0054] 本实施例与实施例1的步骤基本相同,不同之处在于:
[0055] 1)步骤5)中,真空电子束焊接参数选取为:
[0056]
Figure CN106735829AD00073
[0057] 2)步骤6)中,相应地真空电子束焊接参数选取为:
[0058]
Figure CN106735829AD00074
[0059] 其它未详细说明的部分均为现有技术。尽管上述实施例对本发明做出了详尽的描 述,但它仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部实施例,人们还可以根据本实施例在不经 创造性前提下获得其他实施例,这些实施例都属于本发明保护范围。

Claims (10)

1. 一种液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法,其特征在于:包 括以下步骤: 1) 加工焊接件:根据头部喷注器工艺要求加工制作焊接件,焊接件包括喷注器整体结 构件⑴和圆形底座(2),圆形底座(2)以圆心为圆点由内至外包含了多圈喷嘴单元槽组,每 圈喷嘴单元槽组由多个均布的喷嘴单元槽(3)组成,喷嘴单元槽(3)在圆形底座(2)呈蜂窝 状排布; 2) 加工喷嘴单元的焊接基准:利用数控设备在圆形底座2下端面的实体处标刻四个十 字焊接基准(5); 3) 焊接件预处理:对喷注器环整体件、圆形底座(2)进行碱洗除油、酸洗除锈和清水冲 洗,冲洗后采用高温真空烘干脱水; 4) 装配焊接件:找正焊接件的外圆和端面,然后将喷注器整体结构件(1)和圆形底座 (2)装配成形; 5) 焊接件焊接:用真空电子束依次对喷注器环整体件与圆形底座(2)装配的最外圈和 最内圈焊缝位置进行焊接; 6) 喷嘴单元焊接:以圆形底座(2)的喷嘴单元槽⑶数量最多的直径为等分线将圆形底 座(2)对称等分成偶数个数的焊接区,再按分区对称的方式在每个区中焊接一个喷嘴单元 以固定定位,然后按对称的方式对分区线上的喷嘴单元进行焊接固定,最后对每个分区内 的喷嘴单元逐个采用对称的方式进行焊接固定,即得到头部喷注器; 7) 检测步骤5)和6)中焊缝:对喷注器进行水压试验和气密性试验检测上述焊缝强度和 密封性; 8) 烘干:对喷注器进行真空烘干脱水; 9) 检测步骤4)和5)中焊缝的密封性:利用氦质谱检漏工装对喷注器整体进行漏率检 测。
2. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤1)中,零件的装配间隙小于0.1_。
3. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤2)中,四个焊接基准⑶的取法为:以圆形底座(2)的喷嘴单元槽(3) 数量最多的任一直径的两端为两个焊接基准(5),与其垂直的直径两端为另外两个焊接基 准⑶。
4. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤2)中,焊接基准的标刻宽度不大于0.1mm。
5. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤3)中,高温温度为130〜180°C。
6. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤4)中,找正公差小于0.05mm。
7. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤5)中,焊缝深度定为2〜3mm 真空电子束焊接参数选取为:
Figure CN106735829AC00031
8. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤6)中,焊深为1〜2,相应地真空电子束焊接参数选取为:
Figure CN106735829AC00032
9. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤8)中,高温温度为130〜180°C。
10. 根据权利要求1所述液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法, 其特征在于:所述步骤9)中,喷注器整体漏率不大于I X HT8Pa · m3/s。
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