CN109014790A - 固体火箭发动机壳体焊接成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法，所述壳体的材质为30Cr3超高强度钢，圆筒段采用预先调质，然后通过强力旋压冷作硬化的方式保证其在焊接前硬度达到48～52HRC、强度≥1620MPa；前接头、后接头先粗车再调质，然后对接部位与圆筒对接部位配车加工，为环焊缝电子束焊接成型创造良好的装配环境；前接头、后接头、圆筒三段之间的环焊缝采用真空电子束焊接，热影响区小、焊缝宽度窄，能有效避免调质态的焊缝产生冷裂纹和过热区的脆化、软化，保证稳定可靠的焊接接头强度；壳体采用调质态真空电子束焊接后，不需要通过高温淬火提高组织性能，仅通过低温回火去除焊接应力，壳体变形小形位公差能得到有效保证。
Description
技术领域
本发明涉及小直径固体火箭发动机的加工成型技术领域，具体地指一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法。
背景技术
空空导弹一般为小直径固体火箭发动机(含固体冲压发动机)，其挂在战斗轰炸机、攻击机上，它在执行对各种战略战术目标的纵深突防精确打击、近距战场火力支援、区域压制、战场空中遮断、空袭和定点清除等作战任务方面发挥着重要作用，是现代战争精确打击体系的核心因素，是左右局部战争胜负的决定性力量。
空空导弹因其自身结构及与飞机紧密结合的特点，与普通的地地、地空导弹不同，对外形尺寸及公差非常严格。发动机壳体的大小直径差、直线度、圆度等形位公差一般要求控制在0.5以内。
超高强度钢发动机壳体制造过程中，传统的工艺流程为：分段筒体旋压→退火(热校形)→焊接(氩弧焊或真空电子束焊接)→退火、X射线→整体热处理(淬火+回火)→机加。由于薄壁发动机壳体需经过多道高温热处理，薄壁筒段部位存在较大的变形且校形困难导致发动机壳体不满足总体指标要求。
发明内容
本发明的目的就是要针对上述小直径空空、空地导弹发动机壳体精密成型的要求，提供了一种既不提高制造成本、同时也能有效减小发动机壳体变形的固体火箭发动机壳体焊接成型方法，从而提高发动机的制造精度。
为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机壳体焊接成型方法，所述壳体的材质为30Cr3超高强度钢，所述焊接成型方法包括如下步骤：
1)确定壳体分段焊接结构
将壳体分为前接头、圆筒及后接头；
2)加工前接头和后接头
采用锻件加工成前接头毛坯，然后将前接头毛坯粗车后进行热处理；前接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成前接头；
同理，采用锻件加工成后接头毛坯，然后将后接头毛坯粗车后进行热处理；后接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成后接头；
3)加工圆筒
加工毛坯轧环内外孔单边均留加工余量，然后对毛坯轧环热处理；再车加工毛坯轧环内外圆直至内孔尺寸略大旋压芯模外径尺寸、内外孔单边为0.1～0.15mm；将车加工后的毛坯轧环套入旋压芯模中并旋压，并且在旋压道次之间采用回火温度为270～280℃去应力；
4)焊接成壳体坯件
将步骤2)中制备的前接头和后接头均与步骤3)中制备的圆筒采用真空电子束焊接成壳体坯件；
5)壳体坯件回火制得预壳体
将步骤4)中焊接成的壳体坯件采用温度为270～280℃进行回火处理；
6)加工成壳体
对预壳体的前接头和后接头进行精加工成壳体。
进一步地，所述步骤6)中，精加工成壳体之前对步骤5)中的预壳体环焊缝进行X射线检测。
进一步地，所述步骤2)中，前接头毛坯热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷。
进一步地，所述步骤2)中，后接头毛坯热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷。
进一步地，所述步骤3)中，加工毛坯轧环内外孔单边均留3～5mm加工余量。
进一步地，所述步骤3)中，毛坯轧环热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后650±10℃保温50～60min后空冷。
进一步地，所述步骤4)中，真空电子束焊接的参数为：表面聚焦60～70KV、焊接速度60～65mm/min、束流15～16Ma进行圆形扫描。
进一步地，所述步骤5)中，焊接成的壳体坯件在3～4h内进行回火处理。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：
1)圆筒段采用预先调质，然后通过强力旋压冷作硬化的方式保证其在焊接前硬度达到48～52HRC、强度≥1620MPa；
2)前接头、后接头先粗车再调质，然后对接部位与圆筒对接部位配车加工，为环焊缝电子束焊接成型创造良好的装配环境；
3)前接头、后接头、圆筒三段之间的环焊缝采用真空电子束焊接，热影响区小、焊缝宽度窄，能有效避免调质态的焊缝产生冷裂纹和过热区的脆化、软化，保证稳定可靠的焊接接头强度；
4)壳体采用调质态真空电子束焊接后，不需要通过高温淬火提高组织性能，仅通过低温回火去除焊接应力，壳体变形小形位公差能得到有效保证。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步的详细说明，便于更清楚地了解本发明，但它们不对本发明构成限定。
一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法，该壳体的材质为30Cr3超高强度钢，焊接成型方法包括如下步骤：
1)确定壳体分段焊接结构
将壳体分为前接头、圆筒及后接头；
2)加工前接头和后接头
采用锻件加工成前接头毛坯，然后将前接头毛坯粗车后进行热处理强化调质；前接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成前接头；前接头先粗车再热处理调质，然后对接部位与圆筒对接部位配车加工，为电子束焊接成型创造良好的装配环境；
其中，热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷使前接头毛坯硬度达到48～52HRC、强度≥1620MPa；
同理，采用锻件加工成后接头毛坯，然后将后接头毛坯粗车后进行热处理强化调质；后接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成后接头；后接头先粗车再热处理调质，然后对接部位与圆筒对接部位配车加工，为电子束焊接成型创造良好的装配环境；
其中，热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷使后接头毛坯硬度达到48～52HRC、强度≥1620MPa；
3)加工圆筒
加工毛坯轧环内外孔单边均留3～5mm加工余量，然后对毛坯轧环热处理预强化调质；再车加工毛坯轧环内外圆直至内孔尺寸较旋压芯模外径尺寸稍大、内外孔单边为0.1～0.15mm；将车加工后的毛坯轧环套入旋压芯模中并旋压，通过旋压的冷作硬化效果将圆筒旋压成型并达到圆筒强化的目的，并且在旋压道次之间采用回火温度为270～280℃去应力，该去应力回火温度不仅不降低产品硬度，同时能保证有效去应力；
其中，预调质强化的热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后650±10℃保温50～60min后空冷使毛坯轧环预调质后硬度控制在38～40HRC，并保证旋压过程中毛坯轧环不开裂，同时旋压冷作硬化后硬度能达到48～52HRC，强度≥1620MPa；
4)焊接成壳体坯件
将步骤2)中制备的前接头和后接头均与步骤3)中制备的圆筒采用真空电子束焊接成壳体坯件，焊接时采用夹具装配，保证真空电子束焊接对接部位间隙及台阶差要求，要求焊缝全长无间隙、局部间隙不大于0.1mm、环缝错位不大于0.2mm；
采用真空电子束焊接，其能量集中、焊缝窄，能有效避免调质态的焊缝产生冷裂纹和过热区的脆化、软化，保证焊接接头强度能达到基体强度的90％；通过检测焊接试片性能，一般可以达到1490MPa以上；由于真空电子束焊接对壁厚比较敏感，其真空电子束焊接的参数为：表面聚焦60～70KV、焊接速度60～65mm/min、束流15～16Ma进行圆形扫描；
5)壳体坯件回火制得预壳体
将步骤4)中焊接成的壳体坯件在3～4h内采用温度为270～280℃、保温3～4h进行回火处理消除焊接应力、改善焊缝质量，同时，能减小过热区的脆性组织和减小焊缝区域的冷裂倾向；预壳体采用调质态真空电子束焊接后，不需要通过高温淬火提高组织性能，仅通过低温回火(即270～280℃)去除焊接应力，预壳体变形小形位公差能得到有效保证；
6)预壳体检测并精加工成壳体
对步骤5)中的预壳体环焊缝进行X射线检测，验证焊缝内部质量；然后，对预壳体的前接头和后接头进行精加工成壳体；最后将壳体装配水压试验夹具，验证整个壳体采用的圆筒调质态旋压、焊缝采用调质态焊接的综合性能。
实施例
针对长度为1500mm、筒段壁厚为1.8mm的燃烧室壳体焊接成型方法如下：
1)确定壳体分段焊接结构
将壳体分为前接头、圆筒及后接头；
2)加工前接头和后接头
采用锻件加工成前接头毛坯，然后将前接头毛坯粗车后进行热处理强化调质；前接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成前接头；
其中，热处理制度为：首先935℃保温45min后入油淬火，然后305℃保温3.5h后空冷；
同理，采用锻件加工成后接头毛坯，然后将后接头毛坯粗车后进行热处理强化调质；后接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成后接头；
其中，热处理制度为：首先935℃保温45min后入油淬火，然后305℃保温3.5h后空冷；
3)加工圆筒
加工毛坯轧环内外孔单边均留4mm加工余量，然后对毛坯轧环热处理预强化调质；再车加工毛坯轧环内外圆直至内孔尺寸较旋压芯模外径尺寸稍大、内外孔单边为0.1mm；将车加工后的毛坯轧环套入旋压芯模中并旋压，并且在旋压道次之间采用回火温度为275℃去应力；
其中，预调质强化的热处理制度为：首先935℃保温45min后入油淬火，然后655℃保温55min后空冷；
本实施例中旋压采用三旋轮同步反向旋压(旋轮前角为25°、圆角半径为8mm)，分二道次旋压成形，第一道次采用大的进给比，使工件收径贴模，同时将壁厚旋至4.5mm左右，第二道次按工件型面旋至尺寸要求，旋压参数见表1；
二道次圆筒旋压参数表1
4)焊接成壳体坯件
将步骤2)中制备的前接头和后接头均与步骤3)中制备的圆筒采用真空电子束焊接成壳体坯件，焊接时采用夹具装配，保证真空电子束焊接对接部位间隙及台阶差要求，要求焊缝全长无间隙、局部间隙不大于0.1mm、环缝错位不大于0.2mm；
其中，真空电子束焊接的参数为：表面聚焦60KV、焊接速度60mm/min、束流15Ma进行圆形扫描；
5)壳体坯件回火制得预壳体
将步骤4)中焊接成的壳体坯件在4h内采用温度为275℃、保温3h进行回火处理；
6)预壳体检测并精加工成壳体
对步骤5)中的预壳体环焊缝进行X射线检测，验证焊缝内部质量；然后，对预壳体的前接头和后接头进行精加工成壳体；最后将壳体装配水压试验夹具，验证整个壳体采用的圆筒调质态旋压、焊缝采用调质态焊接的综合性能。
对比例
采用传统的先将前接头、后接头和圆筒焊接后再热处理调质的方法制备壳体，且热处理调质的制度跟实施例中的热处理制度一样，在这里就赘述了。
采用本发明的焊接成型方法与传统的先焊接再调质方法相比较，其性能相当而壳体变形明显改善，性能及变形情况见表2
实施例与对比例的性能及变形情况见表2
| 基体抗拉强度 | 焊接接头抗拉强度 | 大小直径差 | 直线度 | |
| 对比例 | 1620～1750MPa | 1490～1600Pa | 2.5mm | 1.2mm |
| 实施例1 | 1620～1700Pa | 1490～1600Pa | 0.5mm | 0.6mm |
从表2可以看出，调质态旋压/焊接工艺方案在基体抗拉强度、焊接接头抗拉强度性能指标与传统工艺方案相当的情况下，变形情况大大改善。
Claims (8)
1.一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法，所述壳体的材质为30Cr3超高强度钢，其特征在于：所述焊接成型方法包括如下步骤：
1)确定壳体分段焊接结构
将壳体分为前接头、圆筒及后接头；
2)加工前接头和后接头
采用锻件加工成前接头毛坯，然后将前接头毛坯粗车后进行热处理；前接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成前接头；
同理，采用锻件加工成后接头毛坯，然后将后接头毛坯粗车后进行热处理；后接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成后接头；
3)加工圆筒
加工毛坯轧环内外孔单边均留加工余量，然后对毛坯轧环热处理；再车加工毛坯轧环内外圆直至内孔尺寸略大旋压芯模外径尺寸、内外孔单边为0.1～0.15mm；将车加工后的毛坯轧环套入旋压芯模中并旋压，并且在旋压道次之间采用回火温度为270～280℃去应力；
4)焊接成壳体坯件
将步骤2)中制备的前接头和后接头均与步骤3)中制备的圆筒采用真空电子束焊接成壳体坯件；
5)壳体坯件回火制得预壳体
将步骤4)中焊接成的壳体坯件采用温度为270～280℃进行回火处理；
6)加工成壳体
对预壳体的前接头和后接头进行精加工成壳体。
2.根据权利要求1所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤6)中，精加工成壳体之前对步骤5)中的预壳体环焊缝进行X射线检测。
3.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤2)中，前接头毛坯热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷。
4.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤2)中，后接头毛坯热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后300±10℃保温3～4h后空冷。
5.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤3)中，加工毛坯轧环内外孔单边均留3～5mm加工余量。
6.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤3)中，毛坯轧环热处理制度为：首先930±10℃保温40～50min后入油淬火，然后650±10℃保温50～60min后空冷。
7.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤4)中，真空电子束焊接的参数为：表面聚焦60～70KV、焊接速度60～65mm/min、束流15～16Ma进行圆形扫描。
8.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机壳体焊接成型方法，其特征在于：所述步骤5)中，焊接成的壳体坯件在3～4h内进行回火处理。
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|---|---|
| CN (1) | CN109014790B (zh) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109465609A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-03-15 | 无锡苏嘉法斯特汽车零配件有限公司 | 一种汽车异型车门防撞梁用焊接钢管的制备方法 |
| CN110064813A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-07-30 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110076259A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-08-02 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭燃烧室壳体的加工方法 |
| CN110340528A (zh) * | 2019-07-16 | 2019-10-18 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110625334A (zh) * | 2019-08-29 | 2019-12-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 减小细长薄壁火箭燃烧室壳体变形的加工方法 |
| CN110732844A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-01-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 多接头火箭壳体加工方法 |
| CN111515620A (zh) * | 2020-04-10 | 2020-08-11 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机壳体的成型方法 |
| CN112275878A (zh) * | 2020-11-16 | 2021-01-29 | 西安航天动力机械有限公司 | 一种基于调质态板材旋压制造薄壁球冠件的工艺方法 |
| CN112548493A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-03-26 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种高强度钢非正圆管状拉杆结构件的加工方法 |
| CN113369645A (zh) * | 2021-05-26 | 2021-09-10 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大厚度航弹壳体焊接与热处理方法 |
| CN113976787A (zh) * | 2021-10-09 | 2022-01-28 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 变壁厚超薄超高强度钢圆筒体制备方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101797680A (zh) * | 2009-12-30 | 2010-08-11 | 德阳市中恒重工机械有限公司 | 一种大型长轴分段制造工艺 |
| CN102441772A (zh) * | 2011-11-10 | 2012-05-09 | 南通弘峰机电有限公司 | 发电机机壳的加工工艺 |
| CN103265066A (zh) * | 2013-04-23 | 2013-08-28 | 中化二建集团有限公司 | 一种氯化炉的制作和施工方法 |
| CN103639649A (zh) * | 2013-11-19 | 2014-03-19 | 西安航天动力机械厂 | 一种发动机进气道的制造方法 |
| EP3025805A2 (de) * | 2014-11-28 | 2016-06-01 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Verfahren zum herstellen einer körperstruktur eines flugkörpers sowie vorrichtung einer flugkörperstruktur |
-
2018
- 2018-09-04 CN CN201811026204.7A patent/CN109014790B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101797680A (zh) * | 2009-12-30 | 2010-08-11 | 德阳市中恒重工机械有限公司 | 一种大型长轴分段制造工艺 |
| CN102441772A (zh) * | 2011-11-10 | 2012-05-09 | 南通弘峰机电有限公司 | 发电机机壳的加工工艺 |
| CN103265066A (zh) * | 2013-04-23 | 2013-08-28 | 中化二建集团有限公司 | 一种氯化炉的制作和施工方法 |
| CN103639649A (zh) * | 2013-11-19 | 2014-03-19 | 西安航天动力机械厂 | 一种发动机进气道的制造方法 |
| EP3025805A2 (de) * | 2014-11-28 | 2016-06-01 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Verfahren zum herstellen einer körperstruktur eines flugkörpers sowie vorrichtung einer flugkörperstruktur |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 潘丽华: "30Cr3钢壳体淬火状态下真空电子束焊接工艺", 《推进技术》 * |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109465609A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-03-15 | 无锡苏嘉法斯特汽车零配件有限公司 | 一种汽车异型车门防撞梁用焊接钢管的制备方法 |
| CN110064813B (zh) * | 2019-05-29 | 2021-05-07 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110064813A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-07-30 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110076259A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-08-02 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭燃烧室壳体的加工方法 |
| CN110340528A (zh) * | 2019-07-16 | 2019-10-18 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110340528B (zh) * | 2019-07-16 | 2021-07-06 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 机载小型火箭壳体的焊接方法 |
| CN110625334A (zh) * | 2019-08-29 | 2019-12-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 减小细长薄壁火箭燃烧室壳体变形的加工方法 |
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