CN110653569A - 液体火箭发动机燃烧室成形方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种液体火箭发动机燃烧室成形方法，包括如下步骤：步骤1：内壁加工；步骤2：电铸过渡密封层；步骤3：电铸层加工；步骤4：外壁加工；步骤5：外壁与电铸过渡密封层焊接；步骤6：附属件焊接。本发明具有内壁与外壁结合部位强度好、质量一致性好的特点。

Description

液体火箭发动机燃烧室成形方法

技术领域

本发明涉及机械设备成形技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机燃烧室成形方法。

背景技术

随着商业航天技术的快速发展，对液体火箭发动机的推力要求越来越高。液体火箭发动机向大推力、高室压、短周期、低成本、可重复使用的方向发展，对燃烧室等关键结构的高效高性能制造工艺方法提出了越来越高的要求。目前，传统燃烧室采用的是内壁铣槽加工+外壁电铸镍或钎焊成形的方式。存在周期长、成本高、可靠性差、成品率低、重复使用性能差等问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有燃烧室电铸外壁技术所存在的强度弱、周期长、成本高、疲劳性差，以及真空钎焊外壁技术的设备复杂、对外壁复杂型面加工精度要求高、内壁冷却流道易堵塞的问题，提供一种简单、快捷、低成本的液体火箭发动机燃烧室成形方法。

为解决上述技术问题，本发明公开的一种液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于，它包括如下步骤：

步骤1：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求采用旋压方法将坯料加工成液体火箭发动机燃烧室内壁形状，然后加工液体火箭发动机燃烧室内壁的内型面，再加工液体火箭发动机燃烧室内壁的外型面，加工完成后保证液体火箭发动机燃烧室内壁的内外型面的表面粗糙度≤Ra3.2；液体火箭发动机燃烧室内壁内外型面加工后在立式加工中心上进行液体火箭发动机燃烧室内壁外表面冷却槽加工；

步骤2：采用电铸工艺，在液体火箭发动机燃烧室内壁外型面成形电铸封闭层，要求电铸封闭层的厚度范围为1.5～2.0mm，电铸封闭层与液体火箭发动机燃烧室内壁表面剪切强度范围为15～20MPa；

步骤3：加工电铸封闭层，使电铸封闭层内外型面与液体火箭发动机燃烧室内壁外型面完全匹配；

步骤4：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求加工火箭发动机燃烧室外壁的内外型面，然后进行去应力处理，沿轴线将火箭发动机燃烧室外壁切割成两半，再对两部分火箭发动机燃烧室外壁进行半精加工，根据电铸封闭层外型面对火箭发动机燃烧室外壁进行精加工，并进行试装，确保电铸封闭层外型面与火箭发动机燃烧室外壁内型面的型面贴合度≥85％，最大间隙≤0.07mm，

步骤5：在电铸封闭层与火箭发动机燃烧室外壁装备完成后，先进行火箭发动机燃烧室外壁与电铸封闭层之间贴合面的焊接，然后，对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁的焊接，再对火箭发动机燃烧室外壁上下端面环缝进行焊接。

本发明采用了一种复合燃烧室成形方法，分别结合了传统电铸外壁方案和钎焊方案的一些优点，解决了电铸外壁强度低、周期长、成本高等问题和钎焊外壁容易堵塞流道、焊缝返修困难、设备要求高等问题。提供了一种简单、可靠、快捷的燃烧室成形方法，解决了液体火箭发动机关键的燃烧室制造难题，具有以下效果：

其一，内壁与外壁结合部位强度好、质量一致性好；

其二，加工效率高；

其三，燃烧室整体结构强度高，可重复使用。

本发明通过综合利用内壁铜合金铣槽精密加工、电铸密封层、包套加强层及先进激光焊接等技术，实现内、外壁及附属件标准化并行加工，能够满足推力室批量生产要求。同时，该专利加工方案，实现了电铸层间界面强度、钢外壳加强层、激光焊接等不同结构强度的优化组合利用，从而避免了单纯电铸加工外壁强度低、周期长、重复使用条件下结构可靠性低等缺点。

本发明的燃烧室成形方法适用于不同推力、不同冷却槽结构的的内壁铣槽式再生冷却燃烧室制造。

附图说明

图1为火箭发动机燃烧室外壁激光焊接结构示意图；

图2为火箭发动机燃烧室的附属件焊接位置结构示意图。

其中，1—液体火箭发动机燃烧室内壁、2—电铸封闭层、3—火箭发动机燃烧室外壁、4—入口接嘴、5—入口蜗壳、6—出口接嘴、7—出口蜗壳、8—轴线方向焊缝、9—端面环缝。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明：

本发明所设计的液体火箭发动机燃烧室成形方法，如图1和2所示，它包括如下步骤：

步骤1：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求采用旋压方法将坯料加工成液体火箭发动机燃烧室内壁1形状，然后加工液体火箭发动机燃烧室内壁1的内型面，再加工液体火箭发动机燃烧室内壁1的外型面，加工过程中严格控制加工变形，加工完成后保证液体火箭发动机燃烧室内壁1的内外型面的表面粗糙度≤Ra3.2；液体火箭发动机燃烧室内壁1内外型面加工后在立式加工中心上进行液体火箭发动机燃烧室内壁1外表面冷却槽加工，该方案能保证燃烧室内壁加工变形最小；

步骤2：采用电铸工艺(电铸层采用化学电铸工艺)，在液体火箭发动机燃烧室内壁1外型面成形电铸封闭层2，要求电铸封闭层2的厚度范围为1.5～2.0mm，电铸封闭层2与液体火箭发动机燃烧室内壁1表面剪切强度范围为15～20MPa，电铸时，严格禁止堵塞冷却流道，电铸层主要起燃烧室内壁槽结构相互之间的密封隔离作用，参数数据是为了满足在工况条件下电铸层不出现变形、开裂等缺陷，并保证多次重复工作条件下的可靠性；

步骤3：加工电铸封闭层2，使电铸封闭层2内外型面与液体火箭发动机燃烧室内壁1外型面完全匹配，型面完全匹配是为了在工况条件下，槽内压力被传递到钢外壁，并最大可能避免电铸层在槽内压力的条件下出现变形及电铸层与铜合金内壁之间界面出现开裂；

步骤4：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求加工火箭发动机燃烧室外壁3的内外型面，然后进行去应力处理，沿轴线将火箭发动机燃烧室外壁3切割成两半，再对两部分火箭发动机燃烧室外壁3进行半精加工，根据电铸封闭层2外型面对火箭发动机燃烧室外壁3进行精加工，并进行试装，确保电铸封闭层2外型面与火箭发动机燃烧室外壁3内型面的型面贴合度≥85％，最大间隙≤0.07mm；

步骤5：在电铸封闭层2与火箭发动机燃烧室外壁3装备完成后，先进行火箭发动机燃烧室外壁3与电铸封闭层2之间贴合面的焊接，然后，对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁3轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁3的焊接(见图1的轴线方向焊缝8)，再对火箭发动机燃烧室外壁3上下端面环缝进行焊接(见图1的端面环缝9)，焊接是为了保证钢外壁与电铸层之间完整结合为整体，并避免工作条件下工作介质泄露。

上述技术方案的步骤5后还包括步骤6：进行液体火箭发动机燃烧室的入口接嘴4、入口蜗壳5、出口接嘴6和出口蜗壳7的焊接。

上述技术方案的步骤1中，采用旋压方法将坯料加工成液体火箭发动机燃烧室内壁1形状时，保证液体火箭发动机燃烧室内壁1外型面的加工余量为3～5mm，确保后续机加余量足够，确保旋压加工变形条件下，内壁表面余量满足后续加工要求。

所述步骤1中，内壁采用旋压、车型面、外表面铣槽、钳等工序加工。

上述技术方案的步骤4：半精加工为火箭发动机燃烧室外壁3外型面比最终成品状态多1mm余量，火箭发动机燃烧室外壁3内型面预留0.2mm余量，后续进行精加工；

精加工为针对火箭发动机燃烧室外壁3内外型面装配情况进行装配加工，最终保证后续型面贴合度要求。

上述技术方案的步骤3中，电铸封闭层2壁厚的最小厚度≥1mm，电铸封闭层2的表面粗糙度Ra≤3.2，保证最小电铸层厚度，降低电铸加工时间及成本；保证电铸层表面粗糙度，有利于型面配加工。

上述技术方案中，所述火箭发动机燃烧室外壁3的壁厚范围为3～5mm。

上述技术方案的步骤5中，在对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁3轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁3的焊接时，焊缝熔深为火箭发动机燃烧室外壁3的外壁壁厚+0.3mm，在对火箭发动机燃烧室外壁3上下端面环缝进行焊接时，焊接位置为电铸封闭层2与火箭发动机燃烧室外壁3之间的焊缝，焊缝深度为5～7mm，保证焊缝强度满足燃烧室工作条件的强度要求。

上述技术方案的步骤5中，采用钎焊方式进行火箭发动机燃烧室外壁3与电铸封闭层2之间贴合面的焊接，确保电铸层与外壳之间形成焊接结合。

上述技术方案的步骤5中，采用激光焊接对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁3轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁3的焊接，激光焊接焊缝深度为火箭发动机燃烧室外壁3厚度+0.5mm，保证焊缝强度及疲劳性能，保证外壁与电铸层结合为整体。

上述技术方案的步骤5中，采用氩弧焊工艺进行液体火箭发动机燃烧室的入口接嘴、入口蜗壳、出口接嘴和出口蜗壳的焊接。

本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于，它包括如下步骤：

步骤1：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求采用旋压方法将坯料加工成液体火箭发动机燃烧室内壁(1)形状，然后加工液体火箭发动机燃烧室内壁(1)的内型面，再加工液体火箭发动机燃烧室内壁(1)的外型面，加工完成后保证液体火箭发动机燃烧室内壁(1)的内外型面的表面粗糙度≤Ra3.2；液体火箭发动机燃烧室内壁(1)内外型面加工后在立式加工中心上进行液体火箭发动机燃烧室内壁(1)外表面冷却槽加工；

步骤2：采用电铸工艺，在液体火箭发动机燃烧室内壁(1)外型面成形电铸封闭层(2)，要求电铸封闭层(2)的厚度范围为1.5～2.0mm，电铸封闭层(2)与液体火箭发动机燃烧室内壁(1)表面剪切强度范围为15～20MPa；

步骤3：加工电铸封闭层(2)，使电铸封闭层(2)内外型面与液体火箭发动机燃烧室内壁(1)外型面完全匹配；

步骤4：根据液体火箭发动机燃烧室设计图纸要求加工火箭发动机燃烧室外壁(3)的内外型面，然后进行去应力处理，沿轴线将火箭发动机燃烧室外壁(3)切割成两半，再对两部分火箭发动机燃烧室外壁(3)进行半精加工，根据电铸封闭层(2)外型面对火箭发动机燃烧室外壁(3)进行精加工，并进行试装，确保电铸封闭层(2)外型面与火箭发动机燃烧室外壁(3)内型面的型面贴合度≥85％，最大间隙≤0.07mm；

步骤5：在电铸封闭层(2)与火箭发动机燃烧室外壁(3)装备完成后，先进行火箭发动机燃烧室外壁(3)与电铸封闭层(2)之间贴合面的焊接，然后，对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁(3)轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁(3)的焊接，再对火箭发动机燃烧室外壁(3)上下端面环缝进行焊接。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤5后还包括步骤6：进行液体火箭发动机燃烧室的入口接嘴(4)、入口蜗壳(5)、出口接嘴(6)和出口蜗壳(7)的焊接。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤1中，采用旋压方法将坯料加工成液体火箭发动机燃烧室内壁(1)形状时，保证液体火箭发动机燃烧室内壁(1)外型面的加工余量为3～5mm。

4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤3中，电铸封闭层(2)壁厚的最小厚度≥1mm，电铸封闭层(2)的表面粗糙度Ra≤3.2。

5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：步骤4：半精加工为火箭发动机燃烧室外壁(3)外型面比最终成品状态多1mm余量，火箭发动机燃烧室外壁(3)内型面预留0.2mm余量，后续进行精加工；

精加工为针对火箭发动机燃烧室外壁(3)内外型面装配情况进行装配加工，最终保证后续型面贴合度要求。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述火箭发动机燃烧室外壁(3)的壁厚范围为3～5mm。

7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤5中，在对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁(3)轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁(3)的焊接时，焊缝熔深为火箭发动机燃烧室外壁(3)的外壁壁厚+0.3mm，在对火箭发动机燃烧室外壁(3)上下端面环缝进行焊接时，焊接位置为电铸封闭层(2)与火箭发动机燃烧室外壁(3)之间的焊缝，焊缝深度为5～7mm。

8.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤5中，采用钎焊方式进行火箭发动机燃烧室外壁(3)与电铸封闭层(2)之间贴合面的焊接。

9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤5中，采用激光焊接对步骤4中切开的火箭发动机燃烧室外壁(3)轴线方向进行两部分火箭发动机燃烧室外壁(3)的焊接，激光焊接焊缝深度为火箭发动机燃烧室外壁(3)厚度+0.5mm。

10.根据权利要求2所述的液体火箭发动机燃烧室成形方法，其特征在于：所述步骤5中，采用氩弧焊工艺进行液体火箭发动机燃烧室的入口接嘴、入口蜗壳、出口接嘴和出口蜗壳的焊接。

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