CN110064813A - 机载小型火箭壳体的焊接方法 - Google Patents

机载小型火箭壳体的焊接方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110064813A
CN110064813A CN201910457571.0A CN201910457571A CN110064813A CN 110064813 A CN110064813 A CN 110064813A CN 201910457571 A CN201910457571 A CN 201910457571A CN 110064813 A CN110064813 A CN 110064813A
Authority
CN
China
Prior art keywords
welding
shell
cylinder
face
butt welding
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910457571.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110064813B (zh
Inventor
韩庆波
李章�
马旷
门广伟
吴钦
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hubei Sanjiang Space Jiangbei Mechanical Engineering Co Ltd
Original Assignee
Hubei Sanjiang Space Jiangbei Mechanical Engineering Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hubei Sanjiang Space Jiangbei Mechanical Engineering Co Ltd filed Critical Hubei Sanjiang Space Jiangbei Mechanical Engineering Co Ltd
Priority to CN201910457571.0A priority Critical patent/CN110064813B/zh
Publication of CN110064813A publication Critical patent/CN110064813A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110064813B publication Critical patent/CN110064813B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/0026—Arc welding or cutting specially adapted for particular articles or work
    • B23K9/0035—Arc welding or cutting specially adapted for particular articles or work of thin articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/02—Seam welding; Backing means; Inserts
    • B23K9/028—Seam welding; Backing means; Inserts for curved planar seams
    • B23K9/0282—Seam welding; Backing means; Inserts for curved planar seams for welding tube sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/16—Arc welding or cutting making use of shielding gas

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Butt Welding And Welding Of Specific Article (AREA)

Abstract

本发明公开了一种机载小型火箭壳体焊接方法，前封头壳体和圆筒后接头壳体的加工‑对接焊试样左段和对接焊试样右段的加工‑装配、定位焊‑壳体预制件及焊接试样预制件对接焊‑焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤并去应力退火；采用对接环缝定位结构，使得壳体对接焊安装定位快速准确，时间小于2分钟，传统方法安装定位时间大于15分钟；不需要拆卸焊接芯轴，传统方法拆卸焊接芯轴需要10分钟以上；本发明的焊接方法不仅可用于小型火箭壳体的高效焊接，也可以用于其它类似产品零件的高效焊接。

Description

机载小型火箭壳体的焊接方法
技术领域
本发明涉及固体火箭燃烧室壳体焊接技术领域，具体涉及一种机载小型火箭壳体的焊接方法。
背景技术
随着无人机、直升机等技术的快速发展，机载的以固体火箭为动力的防务产品、环境探测产品应用越来越多，其特点是要求数量多、加工效率高、制造成本低。
中大型的固体火箭发动机作为战略导弹、战术导弹、军民用卫星的发射动力装置，其固体火箭燃烧室壳体的产品价值高，加工周期长。其传统的对接焊采用铜衬内撑具调圆撑紧焊接，焊接后取出铜衬内撑具后，操作者钻到壳体内打磨焊缝背面，这种焊接方法效率较低、周期较长、成本较高。采用传统的中大型的固体火箭燃烧室壳体的对接焊方法，难于满足机载小型火箭壳体数量多、加工效率高、制造成本低的新要求。
直径小于260mm、材料为30CrMnSiA低合金高强度钢的小型火箭壳体，要求I级对接焊缝，焊接接头抗拉强度σb焊≥972MPa，接头弯曲角α≥40°，焊缝背面不允许有凹陷，且焊缝余高不得大于0.3mm，装配、焊接、拆卸、修磨总时间不得大于20分钟，采用传统的对接焊方法不能满足要求。
发明内容
本发明的目的就是针对上述技术的不足，提供一种制造效率高且制造成本低的机载小型火箭壳体的焊接方法。
为实现上述目的，本发明所设计的机载小型火箭壳体焊接方法，所述壳体包括前封头壳体和圆筒后接头壳体；所述焊接方法包括如下步骤：
1)前封头壳体和圆筒后接头壳体的加工
将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体，前封头壳体的前端设有精车工艺夹头，前封头壳体的后端设有与圆筒后接头壳体对接焊的前圆筒段，且前圆筒段的内壁后端设有前定位环形缺口，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面；
将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体，其中，圆筒后接头壳体的前端设有与前封头壳体的前定位环形缺口对接焊的后定位环形轴，圆筒后接头壳体的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴的外圆面之间的面形成后对接端面；
2)对接焊试样左段和对接焊试样右段的加工
将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段和对接焊试样右段，其中，对接焊试样左段的壁厚和尺寸与前圆筒段相同，且对接焊试样左段的后端设计有与前定位环形缺口结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口；同理，对接焊试样右段的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体相同，且对接焊试样右段设计有与后定位环形轴结构和尺寸均相同的右段定位环形轴；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤并去应力退火
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行探伤，然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊，并对补焊焊缝进行射线探伤；并对壳体及焊接试样在焊接后进行去应力退火。
进一步地，所述步骤1)中，前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边，后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边。
进一步地，所述步骤1)中，前封头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；圆筒后接头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率。
进一步地，所述步骤1)中，前圆筒段长度L1为5～10mm。
进一步地，所述步骤1)中，前定位环形缺口的内径D1比前圆筒段的内径D大L2，L2为0.4～0.8mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口5的深度L3为0.8～1.5mm，公差为L3±0.03；后定位环形轴的厚度L5为0.4～0.8mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴的长度L6为0.8～1.5mm，公差为L6±0.03；且L2与L5相等，L3与L6相等。
进一步地，所述步骤1)中，前定位环形缺口的加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段的前对接端面与前封头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；后定位环形轴的加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面与圆筒后接头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm。
进一步地，所述步骤1)中，前对接端面的宽度L4为0.3～0.5mm，前坡口角度α为25°～35°，后对接端面的宽度L7为0.3～0.5mm，后坡口角度β为25°～35°，且L4与L7相等。
进一步地，所述步骤1)中，前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致，公差为D3±0.05。
进一步地，所述步骤3)中，装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配。
进一步地，所述步骤4)中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体；其中，焊接参数为：打底焊焊接电压8～11V、焊接电流100～110A，盖面焊焊接电压9～12V、焊接电流90～100A。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：本发明机载小型火箭壳体焊接方法采用对接环缝定位结构，使得壳体对接焊安装定位快速准确，时间小于2分钟，传统方法安装定位时间大于15分钟；不需要拆卸焊接芯轴，传统方法拆卸焊接芯轴需要10分钟以上；本发明的焊接方法不仅可用于小型火箭壳体的高效焊接，也可以用于其它类似产品零件的高效焊接。
附图说明
图1为前封头壳体结构示意图；
图2为圆筒后接头壳体结构示意图；
图3为机载小型火箭壳体结构示意图；
图4为对接焊试样左段结构示意图；
图5为对接焊试样右段结构示意图；
图6为焊接试样结构示意图。
其中：前封头壳体1、圆筒后接头壳体2、精车工艺夹头3、前圆筒段4、前定位环形缺口5、前对接端面6、前尖边7、后定位环形轴8、后对接端面9、后尖边10、对接焊试样左段11、对接焊试样右段12、左段定位环形缺口13、右段定位环形轴14。
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。
机载小型火箭壳体的焊接方法，机载小型火箭壳体直径小于260mm，材料为30CrMnSiA低合金高强度钢，机载小型火箭壳体包括前封头壳体1和圆筒后接头壳体2，焊接方法如下：
1)前封头壳体1和圆筒后接头壳体2的加工
结合图1、图2将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体1，前封头壳体1的前端设有精车工艺夹头3，前封头壳体1的后端设有与圆筒后接头壳体2对接焊的前圆筒段4，且前圆筒段4的内壁后端设有前定位环形缺口5，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面6，前封头壳体1的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；
按照GJB2608A-2008《航空用结构钢厚壁无缝钢管规范》选取厚壁钢管原材料，保证圆筒后接头壳体的最大外圆和最小内孔的单边有1～2mm的加工余量，将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体2，其中，圆筒后接头壳体2的前端设有与前封头壳体1的前定位环形缺口5对接焊的后定位环形轴8，圆筒后接头壳体2的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴8的外圆面之间的面形成后对接端面9，圆筒后接头壳体2的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；
其中，前圆筒段4长度L1为5～10mm，将机载小型火箭壳体的圆筒段长度的绝大部分放在圆筒后接头壳体上，既保证对接良好，又不过长增加原材料消耗和加工成本；
前定位环形缺口5的内径D1比前圆筒段4的内径D大L2，L2为0.4～0.8mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口5的深度L3为0.8～1.5mm，公差为L3±0.03，既保证能可靠定位，又保证焊缝能容易熔透；后定位环形轴8的厚度L5为0.4～0.8mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴8的长度L6为0.8～1.5mm，公差为L6±0.03，既保证能可靠定位，又保证焊缝能容易熔透；且L2与L5相等，L3与L6相等；
前定位环形缺口5的加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段4的前对接端面6与前封头壳体1的轴线垂直度误差不大于0.1mm，以保证装配精度好，焊接质量好；后定位环形轴8的加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面9与圆筒后接头壳体2的轴线垂直度误差不大于0.1mm，以保证装配精度好，焊接质量好；
前对接端面的宽度L4为0.3～0.5mm，前坡口角度α为25°～35°，后对接端面的宽度L7为0.3～0.5mm，后坡口角度β为25°～35°，且L4与L7相等；
前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致，公差为D3±0.05；
前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边7，以保证焊缝融合良好；后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边10，以保证焊缝融合良好；保持尖边是为了保证对接面不缺材料，在焊接时充分熔合不产生超标缺陷；
2)对接焊试样左段11和对接焊试样右段12的加工
结合图4、图5按照GJB2608A-2008《航空用结构钢厚壁无缝钢管规范》选取厚壁钢管原材料，保证对接焊试样左段11和对接焊试样右段12的最大外圆和最小内孔的单边有1～2mm的加工余量；将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段11和对接焊试样右段12，其中，对接焊试样左段11的壁厚和尺寸与前圆筒段4相同，且对接焊试样左段11的后端设计有与前定位环形缺口5结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口13；同理，对接焊试样右段12的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体2相同，且对接焊试样右段12设计有与后定位环形轴8结构和尺寸均相同的右段定位环形轴14；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
其中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样如图6所示，保证焊缝射线检测合格，并且焊缝背面无凹陷、焊缝余高不大于0.3，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体，如图3所示；
且焊接参数为：打底焊焊接电压8～11V、焊接电流100～110A，盖面焊焊接电压9～12V、焊接电流90～100A；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行DR直接数字化X射线摄影系统进行探伤，以提高检测效率和检测灵敏度，缩短检测时间，保证在焊接后8小时内进行去应力退火；然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊合格，并对补焊焊缝进行射线探伤；
6)去应力退火
对壳体及焊接试样在焊接后8小时内进行去应力退火。
实施例1
针对某型号30CrMnSiA低合金高强度钢小型壳体，其外形直径D3为140mm，壳体长度L0为550mm，壁厚t为2mm，本发明机载小型火箭壳体焊接方法如下：
1)前封头壳体和圆筒后接头壳体的加工
将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体，前封头壳体的前端设有精车工艺夹头，前封头壳体的后端设有与圆筒后接头壳体对接焊的前圆筒段，且前圆筒段的内壁后端设有前定位环形缺口，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面，前封头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm；
将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体，其中，圆筒后接头壳体的前端设有与前封头壳体的前定位环形缺口对接焊的后定位环形轴，圆筒后接头壳体的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴的外圆面之间的面形成后对接端面，圆筒后接头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；
其中，前圆筒段长度L1为5mm；前定位环形缺口的内径D1比前圆筒段的内径D大L2，L2为0.4mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口的深度L3为0.8mm，公差为L3±0.03；后定位环形轴的厚度L5为0.4mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴的长度L6为0.8mm，公差为L6±0.03；前定位环形缺口的内径D1为136.8mm，加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段的前对接端面与前封头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；后定位环形轴的外径D1为136.8mm，加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面与圆筒后接头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；前对接端面的宽度L4为0.3mm，前坡口角度α为25°，后对接端面的宽度L7为0.3mm，后坡口角度β为25°；前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致为136mm，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致为140mm，公差为D3±0.05；
前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边，后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边；
2)对接焊试样左段和对接焊试样右段的加工
将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段和对接焊试样右段，其中，对接焊试样左段的壁厚和尺寸与前圆筒段相同，且对接焊试样左段的后端设计有与前定位环形缺口结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口；同理，对接焊试样右段的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体相同，且对接焊试样右段设计有与后定位环形轴结构和尺寸均相同的右段定位环形轴；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
其中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样，保证焊缝射线检测合格，并且焊缝背面无凹陷、焊缝余高不大于0.3，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体；
且焊接参数为：打底焊焊接电压8V、焊接电流100A，盖面焊焊接电压9V、焊接电流90A；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行DR直接数字化X射线摄影系统进行探伤，以提高检测效率和检测灵敏度，缩短检测时间，保证在焊接后8小时内进行去应力退火；然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊合格，并对补焊焊缝进行射线探伤；
6)去应力退火
对壳体及焊接试样在焊接后8小时内进行去应力退火。
实施例2
针对某型号30CrMnSiA低合金高强度钢小型壳体，其外形直径D3为180mm，壳体长度L0为850mm，壁厚t为2.5mm，本发明机载小型火箭壳体焊接方法如下：
1)前封头壳体和圆筒后接头壳体的加工
将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体，前封头壳体的前端设有精车工艺夹头，前封头壳体的后端设有与圆筒后接头壳体对接焊的前圆筒段，且前圆筒段的内壁后端设有前定位环形缺口，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面，前封头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm；
将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体，其中，圆筒后接头壳体的前端设有与前封头壳体的前定位环形缺口对接焊的后定位环形轴，圆筒后接头壳体的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴的外圆面之间的面形成后对接端面，圆筒后接头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；
其中，前圆筒段长度L1为8mm；前定位环形缺口的内径D1比前圆筒段的内径D大L2，L2为0.6mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口的深度L3为1.2mm，公差为L3±0.03；后定位环形轴的厚度L5为0.6mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴的长度L6为1.2mm，公差为L6±0.03；前定位环形缺口的内径D1为176.2mm，加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段的前对接端面与前封头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；后定位环形轴的外径D1为176.2mm，加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面与圆筒后接头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；前对接端面的宽度L4为0.4mm，前坡口角度α为30°，后对接端面的宽度L7为0.4mm，后坡口角度β为30°；前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致为175mm，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致为180mm，公差为D3±0.05；
前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边，后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边；
2)对接焊试样左段和对接焊试样右段的加工
将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段和对接焊试样右段，其中，对接焊试样左段的壁厚和尺寸与前圆筒段相同，且对接焊试样左段的后端设计有与前定位环形缺口结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口；同理，对接焊试样右段的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体相同，且对接焊试样右段设计有与后定位环形轴结构和尺寸均相同的右段定位环形轴；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
其中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样，保证焊缝射线检测合格，并且焊缝背面无凹陷、焊缝余高不大于0.3，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体；
且焊接参数为：打底焊焊接电压9.5V、焊接电流105A，盖面焊焊接电压10.5V、焊接电流105A；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行DR直接数字化X射线摄影系统进行探伤，以提高检测效率和检测灵敏度，缩短检测时间，保证在焊接后8小时内进行去应力退火；然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊合格，并对补焊焊缝进行射线探伤；
6)去应力退火
对壳体及焊接试样在焊接后8小时内进行去应力退火。
实施例3
针对某型号30CrMnSiA低合金高强度钢小型壳体，其外形直径D3为220mm，壳体长度L0为1150mm，壁厚t为3mm，本发明机载小型火箭壳体焊接方法如下：
1)前封头壳体和圆筒后接头壳体的加工
将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体，前封头壳体的前端设有精车工艺夹头，前封头壳体的后端设有与圆筒后接头壳体对接焊的前圆筒段，且前圆筒段的内壁后端设有前定位环形缺口，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面，前封头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm；
将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体，其中，圆筒后接头壳体的前端设有与前封头壳体的前定位环形缺口对接焊的后定位环形轴，圆筒后接头壳体的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴的外圆面之间的面形成后对接端面，圆筒后接头壳体的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；
其中，前圆筒段长度L1为10mm；前定位环形缺口的内径D1比前圆筒段的内径D大L2，L2为0.8mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口的深度L3为1.5mm，公差为L3±0.03；后定位环形轴的厚度L5为0.8mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴的长度L6为1.5mm，公差为L6±0.03；前定位环形缺口的内径D1为215.6mm，加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段的前对接端面与前封头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；后定位环形轴的外径D1为215.6mm，加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面与圆筒后接头壳体的轴线垂直度误差不大于0.1mm；前对接端面的宽度L4为0.5mm，前坡口角度α为35°，后对接端面的宽度L7为0.5mm，后坡口角度β为35°；前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致为214mm，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致为220mm，公差为D3±0.05；
前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边，后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边；
2)对接焊试样左段和对接焊试样右段的加工
将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段和对接焊试样右段，其中，对接焊试样左段的壁厚和尺寸与前圆筒段相同，且对接焊试样左段的后端设计有与前定位环形缺口结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口；同理，对接焊试样右段的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体相同，且对接焊试样右段设计有与后定位环形轴结构和尺寸均相同的右段定位环形轴；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
其中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样，保证焊缝射线检测合格，并且焊缝背面无凹陷、焊缝余高不大于0.3，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体；
且焊接参数为：打底焊焊接电压11V、焊接电流110A，盖面焊焊接电压12V、焊接电流100A；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行DR直接数字化X射线摄影系统进行探伤，以提高检测效率和检测灵敏度，缩短检测时间，保证在焊接后8小时内进行去应力退火；然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊合格，并对补焊焊缝进行射线探伤；
6)去应力退火
对壳体及焊接试样在焊接后8小时内进行去应力退火。
本发明机载小型火箭壳体焊接方法，采用精密的对接环缝定位结构和优化的焊接参数，保证了壳体对接焊快速准确定位，焊缝背面成形良好，无凹陷并且焊缝余高不大于0.3，避免了传统中大型固体火箭壳体对接焊采用芯轴胀紧拆卸困难、焊接效率低的难题。

Claims (10)

1.一种机载小型火箭壳体焊接方法，所述壳体包括前封头壳体(1)和圆筒后接头壳体(2)；其特征在于：所述焊接方法包括如下步骤：
1)前封头壳体(1)和圆筒后接头壳体(2)的加工
将圆柱体原材料粗加工成前封头壳体(1)，前封头壳体(1)的前端设有精车工艺夹头(3)，前封头壳体(1)的后端设有与圆筒后接头壳体(2)对接焊的前圆筒段(4)，且前圆筒段(4)的内壁后端设有前定位环形缺口(5)，前圆筒段的后端面设有前坡口，前坡口的内边垂直到前定位环形缺口端面之间的面形成前对接端面(6)；
将圆管原材料粗加工成圆筒后接头壳体(2)，其中，圆筒后接头壳体(2)的前端设有与前封头壳体(1)的前定位环形缺口(5)对接焊的后定位环形轴(8)，圆筒后接头壳体(2)的前端面设有后坡口，后坡口的内边垂直到后定位环形轴(8)的外圆面之间的面形成后对接端面(9)；
2)对接焊试样左段(11)和对接焊试样右段(12)的加工
将圆管原材料粗加工成对接焊试样左段(11)和对接焊试样右段(12)，其中，对接焊试样左段(11)的壁厚和尺寸与前圆筒段(4)相同，且对接焊试样左段(11)的后端设计有与前定位环形缺口(5)结构和尺寸均相同的左段定位环形缺口(13)；同理，对接焊试样右段(12)的壁厚和尺寸与圆筒后接头壳体(2)相同，且对接焊试样右段(12)设计有与后定位环形轴(8)结构和尺寸均相同的右段定位环形轴(14)；
3)装配、定位焊
将步骤1)中的圆筒后接头壳体前端的后定位环形轴插入前封头壳体后端的前定位环形缺口中，将步骤2)中对接焊试样右段的右段定位环形轴插入对接接试样左段的左段定位环形缺口中，试装合格后再清洗，然后手工定位焊获得壳体预制件和焊接试样预制件；
4)壳体预制件及焊接试样预制件对接焊
采用自动氩气保护电弧焊接方法进行壳体试样预制件及壳体预制件对接焊；
5)焊缝射线探伤、补焊、再射线探伤并去应力退火
焊接后对壳体及焊接试样焊缝进行探伤，然后采用氩气保护电弧焊接方法对壳体对接焊缝缺陷处进行补焊，并对补焊焊缝进行射线探伤；并对壳体及焊接试样在焊接后进行去应力退火。
2.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前定位环形缺口内壁与前对接端面的相交边和前定位环形缺口底面与前圆筒段内壁的相交边均为前尖边(7)，后定位环形轴的前端面内外边沿为后尖边(10)。
3.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前封头壳体(1)的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率；圆筒后接头壳体(2)的内壁、外圆面及端面的单边留有精加工余量0.5～1.5mm，保证壳体调质热处理后有合适的精加工余量和良好的精加工效率。
4.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前圆筒段(4)长度L1为5～10mm。
5.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前定位环形缺口(5)的内径D1比前圆筒段(4)的内径D大L2，L2为0.4～0.8mm，公差为L2±0.03；前定位环形缺口(5)的深度L3为0.8～1.5mm，公差为L3±0.03；后定位环形轴(8)的厚度L5为0.4～0.8mm，公差为L5±0.03，后定位环形轴(8)的长度L6为0.8～1.5mm，公差为L6±0.03；且L2与L5相等，L3与L6相等。
6.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前定位环形缺口(5)的加工精度为D1(+0.10，+0.05)，且前圆筒段(4)的前对接端面(6)与前封头壳体(1)的轴线垂直度误差不大于0.1mm；后定位环形轴(8)的加工精度为D1(0，-0.05)，后对接端面(9)与圆筒后接头壳体(2)的轴线垂直度误差不大于0.1mm。
7.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前对接端面的宽度L4为0.3～0.5mm，前坡口角度α为25°～35°，后对接端面的宽度L7为0.3～0.5mm，后坡口角度β为25°～35°，且L4与L7相等。
8.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤1)中，前圆筒段内径D2与圆筒后接头壳体内径一致，公差为D2±0.05；前圆筒段外径D3与圆筒后接头壳体外径一致，公差为D3±0.05。
9.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤3)中，装配时，前封头壳体在上面，圆筒后接头壳体在下面，两者呈垂直状态装配；同理，对接焊试样左段在上面，对接焊试样右段在下面，两者呈垂直状态装配。
10.根据权利要求1所述机载小型火箭壳体焊接方法，其特征在于：所述步骤4)中，先在焊接试样预制件上进行焊接参数优化焊接试验获得焊接试样，再按照试验得到的焊接参数焊接壳体预制件获得壳体；其中，焊接参数为：打底焊焊接电压8～11V、焊接电流100～110A，盖面焊焊接电压9～12V、焊接电流90～100A。
CN201910457571.0A 2019-05-29 2019-05-29 机载小型火箭壳体的焊接方法 Active CN110064813B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910457571.0A CN110064813B (zh) 2019-05-29 2019-05-29 机载小型火箭壳体的焊接方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910457571.0A CN110064813B (zh) 2019-05-29 2019-05-29 机载小型火箭壳体的焊接方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110064813A true CN110064813A (zh) 2019-07-30
CN110064813B CN110064813B (zh) 2021-05-07

Family

ID=67372012

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910457571.0A Active CN110064813B (zh) 2019-05-29 2019-05-29 机载小型火箭壳体的焊接方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110064813B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
RU2741737C1 (ru) * 2020-09-14 2021-01-28 Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Уралвагонзавод" имени Ф.Э. Дзержинского" Способ изготовления сложно-комбинированного осесимметричного сварного изделия
CN112453640A (zh) * 2020-11-15 2021-03-09 西安长峰机电研究所 一种小锥角薄壁筒形壳体焊接错位变形控制方法
RU2748843C1 (ru) * 2020-09-30 2021-05-31 Акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" Способ изготовления сварной тонкостенной конической детали, состоящей из обечайки и привариваемых к ней по кольцевым стыкам корпусных деталей
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

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202701619U (zh) * 2012-06-08 2013-01-30 长春轨道客车股份有限公司 一种组对精度高的对接接头结构
CN102941403A (zh) * 2012-12-13 2013-02-27 哈尔滨电气动力装备有限公司 壳法兰窄间隙埋弧焊焊接工艺
CN104084771A (zh) * 2014-07-06 2014-10-08 山西汾西重工有限责任公司 去应力弹头曲线形状铝合金薄壁圆筒及其加工工艺
CN108044300A (zh) * 2017-10-23 2018-05-18 武汉船用机械有限责任公司 一种加工刀具及油缸的加工方法
CN109014790A (zh) * 2018-09-04 2018-12-18 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焊接成型方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202701619U (zh) * 2012-06-08 2013-01-30 长春轨道客车股份有限公司 一种组对精度高的对接接头结构
CN102941403A (zh) * 2012-12-13 2013-02-27 哈尔滨电气动力装备有限公司 壳法兰窄间隙埋弧焊焊接工艺
CN104084771A (zh) * 2014-07-06 2014-10-08 山西汾西重工有限责任公司 去应力弹头曲线形状铝合金薄壁圆筒及其加工工艺
CN108044300A (zh) * 2017-10-23 2018-05-18 武汉船用机械有限责任公司 一种加工刀具及油缸的加工方法
CN109014790A (zh) * 2018-09-04 2018-12-18 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焊接成型方法

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
CN110732844B (zh) * 2019-10-25 2020-10-09 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
RU2741737C1 (ru) * 2020-09-14 2021-01-28 Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Уралвагонзавод" имени Ф.Э. Дзержинского" Способ изготовления сложно-комбинированного осесимметричного сварного изделия
RU2748843C1 (ru) * 2020-09-30 2021-05-31 Акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" Способ изготовления сварной тонкостенной конической детали, состоящей из обечайки и привариваемых к ней по кольцевым стыкам корпусных деталей
CN112453640A (zh) * 2020-11-15 2021-03-09 西安长峰机电研究所 一种小锥角薄壁筒形壳体焊接错位变形控制方法
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

Also Published As

Publication number Publication date
CN110064813B (zh) 2021-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110064813A (zh) 机载小型火箭壳体的焊接方法
CN106077942B (zh) 压入深度和压力反馈的搅拌摩擦焊具
CN111015122B (zh) 高强度整体式铣槽螺旋钻杆加工工艺
CN110340528A (zh) 机载小型火箭壳体的焊接方法
CN105583573B (zh) 一种精密大尺寸刚性管组件加工工艺方法
CN110293306A (zh) 一种燃烧室机匣的电子束焊方法
KR101932185B1 (ko) 심리스 튜브 제조용 맨드릴 플러그 조립체
CN105750717A (zh) 一种用于连接板与筒体之间的焊接工艺
CN108907439B (zh) 一种钛合金的带管嘴薄壁管的电子束焊加工方法
CN114247965B (zh) 模块化生产中哈氏合金复合材料焊接及热处理工艺方法
CN107975642B (zh) 锅炉和压力容器筒体安放式大口径厚壁接管及连接方法
CN104084771A (zh) 去应力弹头曲线形状铝合金薄壁圆筒及其加工工艺
US9065257B2 (en) Method of manufacturing electrode complex for forming electrode of spark plug, and method of manufacturing spark plug
CN109732488A (zh) 喷丸作业中喷枪姿态的检测校准方法
CN102430891B (zh) 一种火焰筒内混合器的更换方法
CN204536287U (zh) 在线检测超声探伤样棒连接结构
CN104722938A (zh) 筒体缺陷焊接修复方法
CN108655514B (zh) 具有角向位置要求的螺纹副及其加工工装与加工方法
CN115042011B (zh) 一种两体式筒类零件内孔螺旋槽精确对齐的加工方法
CN211162373U (zh) 曲线锥段壳体上外凸型圆柱支撑座的焊接结构
CN109945155B (zh) 贮水箱的环缝结构的制造方法
CN210400258U (zh) 一种便携式圆度检验样板
CN208721618U (zh) 一种小径管焊缝相控阵检测试块
CN110756978A (zh) 曲线锥段壳体上外凸型圆柱支撑座的焊接工艺
CN206343973U (zh) 一种镗排校验工具

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant