CN109622712A - 一种用于火箭发动机的推力室成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于火箭发动机的推力室成型方法，该方法包括以下步骤：在筒形件内的前端置入小端模具，并将所述筒形件的后端扩径旋压至锥形；在所述筒形件的锥形部位内置入大端模具，并将该锥形部位缩径旋压，制得推力室。本发明的有益效果：不需要采用强旋工艺，降低了对筒形件的内部质量及材料晶粒度等的指标要求，从而降低推力室的生产难度，提高推力室的成品率，最终减低制造成本；将旋压模具数量降低至一套，避免了多套模具旋压造成的内部缺陷延展，可有效降低旋压时产生裂纹的风险，提高成品率，有效降低了生产成本，降低了新产品的研制投入。

Description

一种用于火箭发动机的推力室成型方法

技术领域

本发明涉及推力室成型技术领域，具体来说，涉及一种用于火箭发动机的推力室成型方法。

背景技术

在液体火箭发动机中，推力室作为其产生推力的关键部件，其燃烧室中的燃气温度可以达到3500K。为保证推力室可靠工作，一般采用高强、高导的铜合金作为其内壁材料。通常情况下，推力室的内壁为具有薄壁的拉瓦尔形回转体。针对利用铜合金作为内壁材料的推力室，为了提高材料的利用率，现有的推力室成型工艺为以铜饼进行旋压成型。

现有技术中通过旋压成型方法制备推力室的具体工艺过程中，由于旋压用原材料为饼材，其厚度远大于推力室的壁厚，需要利用4套模具通过强旋工艺最终成型。在旋压过程中，首先利用前两套模具进行切变旋压，旋压后材料的厚度会大幅减小。由于材料在切边旋压中经过了较大塑性变形，趋近其延伸率极限，同时会发生屈服强化效应，因此需对材料进行一次退火或固溶处理。接着利用第三套旋压模具将内壁小端和喉部区域旋压至直筒。由于此过程同样变形量较大，需要旋压后对材料再次进行一次退火或固溶处理。最后利用第4套旋压模具对喉部和扩张段进行旋压成型。

上述成型工艺存在以下缺点：

1)由于旋压过程对原材料的形状进行大幅改变，只能采用强旋工艺。强旋工艺对原材料的内部质量以及材料晶粒度等指标要求高，造成原材料生产难度大，成品率低，成本高。

2)旋压过程需要用到4套旋压模具，生产成本高。

3)产品和模具需要装拆4次，同时中间需要进行2次退火或固溶热处理，造成生产成本高、生产周期长。此外，由于成型过程的中间环节多，导致自动化生产难度大。

4)旋压采用强旋工艺对机床的要求高，造成成型成本高。

5)在采用第四套模具进行旋压时，材料已经过了前三次旋压操作，内部的一些不超标缺陷被扩大，从而进一步增加产生裂纹的风险，降低成品率。

6)由旋压变形过程决定了原材料中心约10%~20%的区域是无法利用的，造成材料利用率下降，原材料成本升高。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种用于火箭发动机的推力室成型方法，具有成本低，制造周期短，制造难度低，成品率高，便于自动化生产制造等优势。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种用于火箭发动机的推力室成型方法，包括以下步骤：

S1在筒形件的前端内部置入小端模具，并从所述筒形件的内侧将所述筒形件的后端扩径旋压至锥形；

S2在所述筒形件的锥形部位内部置入大端模具，从所述筒形件的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室。

进一步地，在S1中，所述筒形件由铜合金锻造而成。

进一步地，在进行S1之前，对所述筒形件进行固溶处理，以及对经固溶处理后的所述筒形件进行力学性能和晶相检查。

进一步地，在S2完成之后，将所述推力室进行时效处理，以及对经时效处理后的所述推力室的力学性能和导电率进行检测。

进一步地，所述小端模具的首部形状为柱形，所述小端模具的尾部形状为锥形，且所述小端模具的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具的尾端可拆卸地连接大端模具的首端，所述大端模具的形状为锥形，所述大端模具的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具的首端外径与所述小端模具的尾端外径对应。

进一步地，所述小端模具和所述大端模具上均安装在芯轴的外部。

进一步地，在S1中，在筒形件的前端内部置入小端模具，并从所述筒形件的内侧将所述筒形件的后端扩径旋压至锥形，包括:

首先将所述芯轴安装在旋压机床上，在所述芯轴上安装好所述小端模具，将所述筒形件的前端通过压块压紧在所述小端模具上，然后利用所述旋压机床上的旋轮从所述筒形件的内侧将所述筒形件的后端扩径旋压至锥形。

进一步地，在S2中，在所述筒形件的锥形部位内部置入大端模具，从所述筒形件的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室，包括:

将所述大端模具安装到所述芯轴上，然后利用所述旋轮先将所述筒形件上的位于所述小端模具与所述大端模具结合处的喉部区域从所述筒形件的外侧进行缩径旋压，再将该锥形部位从所述筒形件的外侧缩径旋压至与所述大端模具相贴合。

进一步地，在进行所述扩径旋压和所述缩径旋压的过程中对所述筒形件进行加热，且加热温度控制在所述筒形件材料的时效温度以下。

进一步地，所述小端模具包括等径段和锥形段，所述筒形件的内径与所述等径段的外径相同。

本发明的有益效果包括：由于筒形件厚度变化较小，不需要采用强旋工艺，降低了对筒形件的内部质量及材料晶粒度等的指标要求，从而降低推力室的生产难度，提高推力室的成品率，最终减低制造成本。本发明的推力室成型方法，将旋压模具数量降低至一套，避免了多套模具旋压造成的内部缺陷延展，可有效降低旋压时产生裂纹的风险，提高成品率，有效降低了生产成本，降低了新产品的研制投入。本发明的推力室成型方法，推力室和旋转模具只需要装拆一次，旋压过程中可不需要进行热处理，可有效降低生产成本，大幅缩短生产周期，且由于中间环节大幅减少使自动化生产成为可能。本发明的推力室成型方法，不需要采用强旋工艺，对旋压机床的要求降低，有效降低生产成本，且可有效提高材料利用率，降低生产成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明实施例所述的筒形件的示意图；

图2是根据本发明实施例所述的旋压模具的示意图；

图3是根据本发明实施例所述的扩径旋压过程的示意图；

图4是根据本发明实施例所述的缩径旋压过程的示意图。

图中：

1、筒形件；2、压块；3、旋轮；4、小端模具；5、大端模具；6、芯轴；7、锁紧螺母。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-4所示，根据本发明实施例所述的一种用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1在筒形件1的前端内部置入小端模具4，并从所述筒形件1的内侧将所述筒形件1的后端扩径旋压至锥形；

S2在所述筒形件1的锥形部位内部置入大端模具5，从所述筒形件1的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室。

在本发明的一个具体实施例中，在S1中，所述筒形件1由铜合金锻造而成。

在本发明的一个具体实施例中，在进行S1之前，对所述筒形件1进行固溶处理，以及对经固溶处理后的所述筒形件1进行力学性能和晶相检查。

在本发明的一个具体实施例中，在S2完成之后，将所述推力室进行时效处理，以及对经时效处理后的所述推力室的力学性能和导电率进行检测。

在本发明的一个具体实施例中，所述小端模具4的首部形状为柱形，所述小端模具4的尾部形状为锥形，且所述小端模具4的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具4的尾端可拆卸地连接大端模具5的首端，所述大端模具5的形状为锥形，所述大端模具5的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具5的首端外径与所述小端模具4的尾端外径对应。

在本发明的一个具体实施例中，所述小端模具4和所述大端模具5上均安装在芯轴6的外部。

在本发明的一个具体实施例中，在S1中，在筒形件1的前端内部置入小端模具4，并从所述筒形件1的内侧将所述筒形件1的后端扩径旋压至锥形，包括:

首先将所述芯轴6安装在旋压机床上，在所述芯轴6上安装好所述小端模具4，将所述筒形件1的前端通过压块2压紧在所述小端模具4上，然后利用所述旋压机床上的旋轮3从所述筒形件1的内侧将所述筒形件1的后端扩径旋压至锥形。

在本发明的一个具体实施例中，在S2中，在所述筒形件1的锥形部位内部置入大端模具5，从所述筒形件1的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室，包括:

将所述大端模具5安装到所述芯轴6上，然后利用所述旋轮3先将所述筒形件1上的位于所述小端模具4与所述大端模具5结合处的喉部区域从所述筒形件1的外侧进行缩径旋压，再将该锥形部位从所述筒形件1的外侧缩径旋压至与所述大端模具5相贴合。

在本发明的一个具体实施例中，在进行所述扩径旋压和所述缩径旋压的过程中对所述筒形件1进行加热，且加热温度控制在所述筒形件1材料的时效温度以下。

在本发明的一个具体实施例中，小端模具4沿轴向方向包括等径段和连接等径段的锥形段，其中锥形段的大端直径与等径段的直径相同。所述筒形件1的内径与所述小端模具4的等径段的外径相同。

为了方便理解本发明的上述技术方案，以下通过具体使用方式对本发明的上述技术方案进行详细说明。

本发明通过成型模具来将筒形件1旋压成推力室。

小端模具4和大端模具5上均开设有首尾贯通的且可供芯轴6穿过的孔洞。孔洞分别与小端模具4、大端模具5同轴设置。

芯轴6的上还设置有间距可调的两个锁紧螺母7。两个锁紧螺母7用于在小端模具4和大端模具5设于芯轴6的外侧后从轴向方向上将模具锁紧。芯轴6与锁紧螺母7螺纹连接。例如，芯轴6沿其轴向方向的两端设有外螺纹，在小端模具4和大端模具5首尾相对的设置在芯轴6以后，两个锁紧螺母7可以分别从芯轴6的两端与芯轴6螺纹连接，并通过调整旋入芯轴6的深度，实现对模具的锁紧及松开。

在一个实施例中，推力室的具体成型工艺如下：

1)根据铜合金成分要求熔炼铜合金铸锭。

2)将铸锭锻造成筒形件1，筒形件1的厚度和长度具体值由推力室结构及尺寸决定，筒形件1的内径与小端模具4首端的外径相同。

3)对原材料进行退火或固溶以降低原材料硬度。

4)通过超声波探伤确定筒形件1内部质量，要求内部零缺陷。

5)通过晶相检查确认晶粒度满足旋压要求。

6)通过强度拉伸试验，确认材料强度和延伸率满足旋压要求。

7）旋压过程通过一套成型模具实现，如上所述，成型模具可以包括芯轴6、小端模具4、大端模具5和锁紧螺母7，小端模具4、大端模具5通过锁紧螺母7固紧在芯轴6上。

8）旋压时，先将筒形件1与小端模具4和芯轴6安装在旋压机床上，通过旋轮3扩径旋压将筒形件1的后端旋至锥形，锥形部分的大小需保证大端模具5可安装到位。

9）大端模具5安装到位后，对筒形件1上的喉部区域（位于小端模具4与大端模具5的结合处）进行缩径旋压，并同时将锥形部分旋压至与大端模具5贴合制得推力室。

10）将推力室进行时效处理，时效处理后对材料力学性能和导电率进行检测，完成推力室的生产。

11）在旋压过程中为保证筒形件1具有较好的塑形，可持续对筒形件1进行加热，加热温度控制在时效温度以下。

综上所述，借助于本发明的上述技术方案，由于筒形件厚度变化较小，不需要采用强旋工艺，降低了对筒形件的内部质量及材料晶粒度等的指标要求，从而降低推力室的生产难度，提高推力室的成品率，最终减低制造成本。推力室成型方法，通过将旋压模具数量降低至一套，避免了多套模具旋压造成的内部缺陷延展，可有效降低旋压时产生裂纹的风险，提高成品率，有效降低了生产成本，降低了新产品的研制投入。本发明实施例的推力室成型方法，推力室和旋转模具只需要装拆一次，旋压过程中可不需要进行热处理，可有效降低生产成本，大幅缩短生产周期，由于中间环节大幅减少使自动化生产成为可能。本发明实施例的推力室成型方法，不需要采用强旋工艺，对旋压机床的要求降低，有效降低生产成本，且可有效提高材料利用率，降低生产成本。

以上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。

Claims (10)

1.一种用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1在筒形件（1）的前端内部置入小端模具（4），并从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形；

S2在所述筒形件（1）的锥形部位内部置入大端模具（5），从所述筒形件（1）的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室。

2.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S1中，所述筒形件（1）由铜合金锻造而成。

3.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在进行S1之前，对所述筒形件（1）进行固溶处理，以及对经固溶处理后的所述筒形件（1）进行力学性能和晶相检查。

4.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S2完成之后，将所述推力室进行时效处理，以及对经时效处理后的所述推力室的力学性能和导电率进行检测。

5.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，所述小端模具（4）的首部形状为柱形，所述小端模具（4）的尾部形状为锥形，且所述小端模具（4）的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具（4）的尾端可拆卸地连接大端模具（5）的首端，所述大端模具（5）的形状为锥形，所述大端模具（5）的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具（5）的首端外径与所述小端模具（4）的尾端外径对应。

6.根据权利要求5所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，所述小端模具（4）和所述大端模具（5）上均安装在芯轴（6）的外部。

7.根据权利要求6所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S1中，在筒形件（1）的前端内部置入小端模具（4），并从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形，包括:

首先将所述芯轴（6）安装在旋压机床上，在所述芯轴（6）上安装好所述小端模具（4），将所述筒形件（1）的前端通过压块（2）压紧在所述小端模具（4）上，然后利用所述旋压机床上的旋轮（3）从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形。

8.根据权利要求6所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S2中，在所述筒形件（1）的锥形部位内部置入大端模具（5），从所述筒形件（1）的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室，包括:

将所述大端模具（5）安装到所述芯轴（6）上，然后利用所述旋轮（3）先将所述筒形件（1）上的位于所述小端模具（4）与所述大端模具（5）结合处的喉部区域从所述筒形件（1）的外侧进行缩径旋压，再将该锥形部位从所述筒形件（1）的外侧缩径旋压至与所述大端模具（5）相贴合。

9.根据权利要求7或8所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在进行所述扩径旋压和所述缩径旋压的过程中对所述筒形件（1）进行加热，且加热温度控制在所述筒形件（1）材料的时效温度以下。

10.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，所述小端模具（4）包括等径段和锥形段，所述筒形件（1）的内径与所述等径段的外径相同。