CN109382633B - 固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：1)旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压；2)将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再垂直吊入热处理炉内进行热处理；3)将圆筒各部分焊接完整；4)在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂重物；将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内进行热处理；5)将壳体竖直吊入淬火炉内入油淬火；6)拆除工装和重物，完成燃烧室壳体的精度控制。本发明通过对旋压、热处理、淬火工艺的优化设计，提高了燃烧室壳体的直线度和圆度。

Description

固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，特别是指一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法。

背景技术

固体火箭发动机是用来贮存固体推进剂装药并在其中燃烧的部件，是火箭发动机的重要组成部分。工作过程中，装药在其内部燃烧室，瞬间产生高温、高压，产生推力，提供发动机工作，因此，对燃烧室壳体的机械性能和精度均具有较高要求。

固体火箭发动机燃烧室壳体常采用超高强度钢D406A，常规的D406A钢材料的燃烧室壳体的加工技术主要为旋压技术、模压技术、热处理技术、焊接技术及相关的无损检测技术。对于大直径、厚壁燃烧室壳体的生产制造来说，目前的工艺技术已较成熟，难度不高。但对于超大长径比(长度∶外径≥10)、小直径(外径≤200mm)、薄壁(壁厚≤3mm)的燃烧室壳体的生产制造来说，常规壳体的形状精度(主要为直线度、圆度)控制方法难以满足要求。其原因在于：超大长径比小直径薄壁壳体由于长度较长、直径较小的结构形式，在旋压过程中存在尾部下垂的现象，导致圆筒受力不均、直线度较差，同时由于圆筒厚度薄，在后续热处理过程中，由于内应力的释放和重力的影响，容易造成圆筒的变形，导致壳体的直线度和圆度降低的问题。

申请公布号为CN102416414A公开了一种超高强度钢薄壁圆筒形状精度的控制方法，它包括1)筒体外形检测；2)专用校形夹具的安装；3)形状稳定回火处理；4)出炉冷却；5)拆卸专用校形夹具及外形检测；6)重复校形处理。该方法在圆筒壳体淬火后，通过专用校形夹具对圆筒壳体校形后再进行回火稳定校形的形状，所得到的圆筒壳体形状精度较高，满足产品设计精度要求，校形后直线度误差不大于2.5mm，大小直径差不大于1.5mm。该方法主要针对薄壁圆筒加工中极容易变形、形状精度低的问题，并未针对超大长径比小直径进行优化，用于超大长径比小直径薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制时，仍无法满足精度要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，以提高超大长径比、小直径、薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的直线度和圆度的控制精度。

为实现上述目的，本发明所提供的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：

1)圆筒旋压：将燃烧室壳体的圆筒坯料(未经过旋压的圆筒)套在旋压芯模外部，再将旋压芯模的头部与旋压机的主轴固定相连，旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压使圆筒的壁厚减薄至设计值，旋压过程中尾顶不对旋压芯模施加轴向力；

2)圆筒热校形：将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再将穿有热校形芯模的圆筒垂直吊入热处理炉内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模的圆筒吊出热处理炉，在自然状态下冷却至少6小时；

3)将经过步骤2)热校形后的圆筒与燃烧室壳体的其他部分(包括前接头、后接头、支座等)焊接成完整的燃烧室壳体，并进行无损检测，合格后转入下一步进行壳体热校形；

4)壳体热校形：在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂用于消除下一步骤淬火用油浮力影响的重物；利用吊装工装将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内，预热升温至650℃±20℃，保温30～50min，转入下一步骤进行淬火；

5)淬火入油：将燃烧室壳体吊出热处理炉，竖直吊入淬火炉内入油淬火，升温至930℃±20℃后保温30～50min并随炉冷却至室温；

6)拆除吊装工装、外箍工装和重物，完成燃烧室壳体的精度控制。

优选地，所述步骤1)中，旋压过程采用如下工艺参数：旋压前圆筒的坯料壁厚公差控制在0.1mm以内，直线度控制在0.3mm以内；旋压道次不超过5道次，总减薄率不超过85％，以此控制圆筒壁厚。

优选地，所述步骤1)中，旋压芯模的尾部设置有圆形凹槽，尾顶与旋压芯模相连的端面设置有凸起，所述凸起插入圆形凹槽内对旋压芯模的尾部进行支撑。

优选地，所述步骤1)中，旋压芯模的长度不小于旋压后的圆筒长度，保证圆筒旋压成型后不会超出旋压芯模以外；所述旋压芯模的外径比圆筒内径小0.2mm～0.4mm。

优选地，所述步骤2)中，热校形芯模的长度不小于旋压后的圆筒长度，外径比圆筒内径小0.2mm～0.4mm。

优选地，所述步骤4)、步骤5)中，外箍工装由可拆卸连接的两个半环组成，两个所述半环合拢后内侧为圆环形。

优选地，所述步骤4)、步骤5)中，重物的密度不低于燃烧室壳体且重量大于壳体重量的2/3。

优选地，所述步骤4)、步骤5)中，多个外箍工装等间隔布置，每间隔100±10mm设置一个外箍工装；外箍工装内径与圆筒外径一致。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1)针对旋压芯模直径较小且长度较长的结构形式，其必然存在尾部下垂的现象，造成旋压过程中出现圆筒受力不均和直线度较差情况，本发明通过设计尾顶对旋压芯模进行支撑，使圆筒受力均匀，直线度好。

2)在圆筒热校形过程中，因圆筒旋压后内应力较大，在后续热处理过程中，由于内应力的释放造成圆筒的变形，因此在圆筒热处理过程中采用热校形芯模束缚圆筒，以达到防止其热处理变形的目的。

3)针对在焊接过程中壳体产生变形圆度变差的问题，在焊接后的壳体外侧套装多个外箍工装，对壳体进行热校形，保证壳体的圆度要求。

4)针对受重力影响产生变形的问题，本发明在圆筒热校形、壳体热校形和淬火时，均保持在竖直状态下，同时在壳体下部吊坠适当重物，消除淬火时浮力的影响，保证温度变化在圆筒和壳体上的均匀性，防止变形。

5)本发明通过对旋压、热处理、淬火工艺的优化设计，大幅提高了燃烧室壳体的直线度、圆度和壁厚均匀性，尤其适合于超大长径比、小直径、薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的控制。

附图说明

图1为固体火箭发动机燃烧室壳体的结构示意图。

图2为圆筒、芯模和尾顶的安装示意图。

图3为图2中K处的放大示意图。

图4为圆筒、热校形芯模的安装示意图。

图5为壳体入炉进行热处理的示意图。

图6和图7分别为外箍工装的主视图和左视图。

其中：前接头1、圆筒2、后接头3、支座4、芯模5、尾顶6、半环7、螺栓8、螺母9、旋压机10、主轴11、圆形凹槽12、凸起13、吊装工装14、外箍工装15、重物16、热处理炉17、热校形芯模18

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图1所示，燃烧室壳体主要由前接头1、圆筒2、后接头3、支座4等构成。

为提高超大长径比、小直径、薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的直线度、圆度的控制精度，本发明所提供的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：

1)圆筒旋压：如图2、图3所示，将燃烧室壳体的圆筒2的坯料套在旋压芯模5外部，再将旋压芯模5的头部与旋压机10的主轴11固定相连，旋压芯模5的尾部通过尾顶6进行支撑，利用旋压机10进行旋压使圆筒2的厚度减薄至设计值，旋压过程中尾顶6不对旋压芯模5施加轴向力。

旋压芯模5的主体为圆柱形，其尾部设置有圆形凹槽12，尾顶6与旋压芯模5相连的端面设置有与圆形凹槽12间隙配合的凸起13，凸起13插入圆形凹槽12内对旋转中的旋压芯模5的尾部进行支撑。旋压芯模5的长度不小于旋压后的圆筒2长度，保证圆筒2旋压成型后不会超出旋压芯模5以外。旋压芯模5的外径比圆筒2内径小0.2mm～0.4mm。该特别设计的尾顶6可防止旋压芯模5尾部下垂，保证圆筒受力均匀、直线度好。

旋压过程采用如下工艺参数：旋压前的圆筒坯料壁厚公差控制在0.1mm以内，直线度控制在0.3mm以内；旋压道次不超过5道次，允许道次间退火，总减薄率不超过85％，以此控制圆筒壁厚。

2)圆筒热校形：将热校形芯模18竖直向下穿入旋压合格后的圆筒2内，再将穿有热校形芯模18的圆筒2竖直吊入热处理炉17内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模18的圆筒2吊出热处理炉17，在自然状态下冷却至少6小时。

如图4所示，热校形芯模18的主体为圆柱形，顶部设置有吊耳，下部设置有倒角。其长度不小于旋压后的圆筒2长度，外径比圆筒2内径小0.2mm～0.4mm。因圆筒2旋压后内应力较大，在热处理过程中，由于内应力的释放会造成圆筒2的变形，因此在圆筒2热处理过程中采用热校形芯模18束缚圆筒2，以达到防止其热处理变形的目的。热校形芯模18穿入方式为圆筒2在下，热校形芯模18借助重力影响从上往下竖直穿入圆筒2内部，必要时可对热校形芯模18施加竖直轴向压力；圆筒2在热处理炉17内竖直放置。

3)将经过步骤2)热校形后的圆筒2与燃烧室壳体的其他部分齐套，按焊接工艺及设计要求进行焊接，并进行无损检测，合格后转入下一步进行壳体热校形。

4)壳体热校形：如图5所示，在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装14，在其外侧圆筒段安装多个外箍工装15，在其下部吊挂用于消除下一步骤淬火用油浮力影响的重物16。利用吊装工装14将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉17内，预热升温至650℃±20℃，保温30～50min，转入下一步骤进行淬火。

因燃烧室壳体由前接头1、圆筒2、后接头3、支座4等焊接而成，其在焊接过程中壳体产生变形，使其圆度变差，难以满足设计指标要求，故借助外箍工装15，对焊接后的壳体进行热校形，保证壳体的圆度要求。

如图6、7所示，外箍工装15由可拆卸连接的两个半环7组成，两个半环7的两端均采用螺栓8、螺母9进行固定，固定后内侧为圆环形。如图5所示，多个外箍工装15等间隔布置，每间隔100mm设置一个外箍工装15。外箍工装15内径与圆筒2外径一致。

壳体在热处理过程中强度和硬度都较低，壳体的放置状态对壳体的直线度和圆度影响较大，如果采用水平放置或倾斜放置，均会受重力影响产生变形，因此采用吊装工装14对壳体竖直吊装进行热处理。

5)淬火入油：将燃烧室壳体吊出热处理炉17，竖直吊入淬火炉内入油淬火，升温至930℃±20℃后保温30～50min并随炉冷却至室温。

淬火入油的状态对壳体变形影响较大，壳体竖直方式入油淬火，可保证温度变化在壳体上的均匀性，防止变形。因壳体薄壁，长度较长，其在竖直入油过程中容易因浮力作用导致壳体出现倾斜现象，故在壳体下部吊坠适当重物16，以消除浮力的影响，重物16要求密度不低于钢件且重量大于壳体重量的2/3。

6)拆除吊装工装14、外箍工装15和重物16，完成燃烧室壳体的精度控制。

上述步骤中，各实施例中部分工艺参数的具体数值如下表所示：

表1具体工艺参数和产品测试表

对各实施例所获得的固体火箭发动机燃烧室壳体圆筒段的直线度、圆度进行检验，具体方法为：直线度检测采用直尺检测燃烧室壳体对称四条母线，用塞尺检测每条母线与直尺的间隙值确定；圆度采用卧室车床打表检测方法。检测结果列于表1中，从表中可以看出，各实施例燃烧室壳体圆筒段的直线度在1.5～1.8mm之间，圆度在1.5～2mm之间。

对比传统处理方法，即：不采用尾顶或采用圆锥状尾顶，圆筒也未采用热校形工艺，燃烧室壳体的热处理淬火过程未采用垂直吊装和底部悬挂重物的方式，也不进行外箍环对壳体进行校形，经处理后的燃烧室壳体，其圆通段直线度均大于3mm，圆度均大于2.5mm。

可以看出，按本发明各实施例中方法所获得的固体火箭发动机燃烧室壳体的精度明显优于传统方法。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

1)圆筒旋压：将燃烧室壳体的圆筒(2)坯料套在旋压芯模(5)外部，再将旋压芯模(5)的头部与旋压机(10)的主轴(11)固定相连，旋压芯模(5)的尾部通过尾顶(6)进行支撑，利用旋压机(10)进行旋压使圆筒(2)的壁厚减薄至设计值，旋压过程中尾顶(6)不对旋压芯模(5)施加轴向力；

2)圆筒热校形：将热校形芯模(18)竖直向下穿入旋压合格后的圆筒(2)内，再将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)垂直吊入热处理炉(17)内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)吊出热处理炉(17)，在自然状态下冷却至少6小时；

3)将经过步骤2)热校形后的圆筒(2)与燃烧室壳体的其他部分焊接成完整的燃烧室壳体，并进行无损检测，合格后转入下一步进行壳体热校形；

4)壳体热校形：在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装(14)，在其外侧间隔安装多个外箍工装(15)，在其下部吊挂用于消除下一步骤淬火用油浮力影响的重物(16)；利用吊装工装(14)将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉(17)内，预热升温至650℃±20℃，保温30～50min，转入下一步骤进行淬火；

5)淬火入油：将燃烧室壳体吊出热处理炉(17)，竖直吊入淬火炉内入油淬火，升温至930℃±20℃后保温30～50min并随炉冷却至室温；

6)拆除吊装工装(14)、外箍工装(15)和重物(16)，完成燃烧室壳体的精度控制。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，旋压过程采用如下工艺参数：旋压前圆筒(2)的坯料壁厚公差在0.1mm以内，直线度在0.3mm以内；旋压道次不超过5道次，总减薄率不超过85％，以此控制圆筒(2)的壁厚。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，旋压芯模(5)的尾部设置有圆形凹槽(12)，尾顶(6)与旋压芯模(5)相连的端面设置有凸起(13)，所述凸起(13)插入圆形凹槽(12)内对旋压芯模(5)的尾部进行支撑。

4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，旋压芯模(5)的长度不小于旋压后的圆筒(2)的长度，保证圆筒(2)旋压成型后不会超出旋压芯模(5)以外；所述旋压芯模(5)的外径比圆筒(2)内径小0.2mm～0.4mm。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤2)中，热校形芯模(18)的长度不小于旋压后的圆筒(2)长度，外径比圆筒(2)内径小0.2mm～0.4mm。

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤4)、步骤5)中，外箍工装(15)由可拆卸连接的两个半环(7)组成，两个所述半环(7)合拢后内侧为圆环形。

7.根据权利要求1～6中任一项所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤4)、步骤5)中，重物(16)的密度不低于燃烧室壳体且重量大于壳体重量的2/3。

8.根据权利要求1～6中任一项所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤4)、步骤5)中，多个外箍工装(15)等间隔布置，每间隔100mm±10mm设置一个外箍工装(15)；外箍工装(15)内径与圆筒(2)外径一致。