CN111515620A - 固体火箭发动机壳体的成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机壳体的成型方法，属于中型固体火箭发动机技术领域。它包括将发动机壳体分为前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块、后滑块、前蝶形体、后蝶形体及筒体一和筒体二零部件，再将各零部件在对应位置焊接成型制得发动机壳体，其中，各零部件材质均为C250马氏体时效钢。本发明设计的发动机壳体采用C250马氏体时效钢材质，具体制备时避免高温热处理，壳体形位公差精度更高；同时具体工艺包括椭球体拉深成型、高抗力马氏体时效钢圆筒旋压成型等工艺，解决了该材料拉深成型困难的问题，同时还避免了采用传统的整体锻件加工方案导致的材料利用率低的技术缺陷。

Description

固体火箭发动机壳体的成型方法

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体的加工方法，属于中型固体火箭发动机技术领域，具体地涉及一种固体火箭发动机壳体的成型方法。

背景技术

空地弹武器系统近年来发展较为迅速，其从航空器上发射攻击地(水)面目标的导弹。是航空兵进行孔中突击的主要娶妻之一，装备在战略轰炸机、歼击轰炸机、强击机、歼击机、武装直升飞机及反潜巡逻机等航空器上。空地弹与航空炸弹、航空火箭弹等武器系统相比，机动性强、隐蔽性好，能从敌方防空武器射程以外发射，可减少地面防空火力对载机的威胁。

特别是战略空地弹，其发动机装药量大、射程远，但是作为挂飞弹要求其满足使用功能的前提下重量更轻、弹体形位公差精度更高。传统的超高强度钢如D406A、30Cr3等材料已经越来越不满足要求，主要表现在：其一，材料强度等级在1600MPa左右，导致相应发动机壳体壁厚较厚，弹体重量增加；其二，D406A、30Cr3等超高强度钢需要通过高温热处理淬火强化，薄壁壳体存在较大的变形，影响弹体与载机的配合。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种固体火箭发动机壳体的成型方法。该马氏体时效钢无须经过高温淬火而是以低温时效就可以获得所需的高强度，这对于防止和减小热处理变形、提高尺寸精度特别是薄壁固体火箭发动机壳体的尺寸精度至关重要。

为实现上述目的，本发明公开了一种固体火箭发动机壳体的成型方法，它包括将发动机壳体分为前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块、后滑块、前蝶形体、后蝶形体及筒体一和筒体二零部件，再将各零部件在对应位置焊接成型制得发动机壳体，所述各零部件材质均为C250马氏体时效钢，具体包括如下步骤：

1)坯料锻造及机加；

坯料锻造成环形件，对所述环形件固溶热处理并对处理后环形件加工成前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块及后滑块待焊前尺寸；

2)加工前蝶形体及后蝶形体；

对步骤1)中处理后环形件旋压成薄壁圆筒，切开所述薄壁圆筒并展平为钢板坯料，对所述钢板坯料采用二次拉深成型制备前蝶形体及后蝶形体；其中第一次拉深后进行固溶处理，第二次拉深后进行时效处理去除应力；

3)加工筒体一及筒体二；

对步骤1)中处理后环形件还采用三道次旋压成型，其中各道次间不进行中间热处理，最末道次旋压完成后进行时效处理去除应力；

4)焊接成壳体坯件；

上述制备的各零部件焊接成壳体坯件且不需要热处理；

5)壳体坯件的时效强化处理制得预壳体；

将步骤4)制备的壳体坯件置于真空炉内时效强化处理；

6)加工成壳体；

对所述预壳体进行车加工或/和铣加工。

进一步地，步骤1)中坯料锻造成环形件工艺包括采用棒料开孔锻造，再轧制成所需要壁厚。

具体的，所述棒料开孔锻造工艺包括首先在棒料中心冲孔≥￠80mm，然后锻造和碾压为需要的环形件，开始锻造温度为1030±5℃，终点锻造温度为850±5℃。

进一步地，步骤1)中所述环形件固溶热处理为循环多次固溶热处理且次数为两次或两次以上，每相邻两次固溶热处理的温度满足前次温度高于后次温度，并且厚壁的环形件在每次固溶热处理后还采用水冷，其目的是保证固溶更加充分。

进一步地，步骤1)中所述环形件固溶热处理为两次，第一次固溶热处理温度为930±10℃，保温T1时间段，第二次固溶热处理温度为830±10℃，保温T2时间段，其中，T1和T2与环形件壁厚之间均满足如下数学关系式：

T＝A+B×D；其中，T单位为min；

A为常数，单位为min，取值30～60；

B为加热系数，单位为min/mm，取值2～3；

D为环形件壁厚，单位为mm。

进一步地，步骤2)中，第一次拉深后的固溶处理满足温度为830±5℃保温40～60min后空冷；第二次拉深后的时效处理满足480±2℃保温80～100min后空冷。

进一步地，步骤2)中，两次拉深后壁厚减薄量为0.2±0.02mm，优选的拉深成型为半椭球体。

进一步地，步骤2)中，所述旋压时采用对应的旋压芯模，其中，各蝶形体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙。本发明优选间隙为0.05±0.005mm。

此外，对于步骤2)中的旋压是为了降低圆筒体壁厚以解决市场上没有C250马氏体时效钢板料供应的问题，而将薄壁圆筒展平为钢板坯料，再剪圆及拉深处理，可提高C250马氏体时效钢板料的利用率。

优选的，由于各蝶形体环形件旋压成的圆筒体壁厚钢度差，在加工过程中采用内外型面交替加工的方法，同时在粗加工和精加工之间采用自然时效的方式去除应力，有利于减小加工变形。

进一步地，步骤3)中，各筒体环形件在步骤1)的固溶处理后应整圈检测坯料硬度，验证其组织和性能的均匀性，为后续旋压创造良好的组织条件。

各筒体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙；

经过三道次旋压后的圆筒外径大于成型的各筒体外径。

进一步地，步骤3)中，经过三道次旋压后的圆筒外径与成型的各筒体外径满足如下数学关系式：

经过三道次旋压后的圆筒外径＝成型的各筒体外径+0.4mm。

优选的，由于各筒体环形件旋压成的薄壁型环形件钢度差，在加工过程中采用内外型面交替加工的方法，同时在粗加工和精加工之间采用自然时效的方式去除应力，有利于减小加工变形。

进一步地，步骤5)中，所述壳体坯件置于真空炉内时效强化处理满足，480±5℃保温4.5h，再空冷。该步骤处理在真空炉内完成是为减小发生氢脆的风险；而壳体坯件时效强化的主要目的是析出弥散分布的强化相，达到需要的力学性能。经处理后达到的力学性能指标为：基体抗拉强度≥1760MPa，屈服强度≥1670MPa，延伸率≥5％，焊接接头部位拉伸强度≥1600MPa。

优选的，壳体时效强化处理采用垂直吊装的方式，以减小壳体筒段薄壁部位的变形。

此外，步骤4)的焊接成壳体坯件工艺包括如下：

41)将步骤3)成型的筒体一和筒体二焊接为筒体，且在焊接完成后不需要进行热处理；优选采用氩弧焊焊接，焊丝采用与基体等强度的HT300焊丝。

42)对步骤41)的筒体对应位置铣加工用于焊接前滑块、后滑块的窗口；

43)将步骤1)机加后的前接头、前裙体及步骤2)成型的前蝶形体焊接成前组件，对应的，将步骤1)机加后的后接头、后裙体及步骤2)成型的后蝶形体焊接成后组件；

44)将步骤42)加工后的筒体、步骤43)制备的前组件、后组件及步骤1)机加后的前滑块、后滑块装配及组焊为壳体坯件，其中，装配时采用内撑具涨圆。优选采用氩弧焊的焊接方式。且对前组件、筒体、后组件之间的3条环焊缝焊接后不需要进行热处理；

同时，步骤6)的加工成壳体工艺包括在数控车床上对预壳体的前、后接头、前、后裙内孔外圆进行车加工，保证其装配接口尺寸；在数控铣床上对接头端面和裙端面的螺孔及密封槽、销孔等进行铣加工；还包括对壳体前、后滑块装配接口进行铣加工，保证前、后滑块滑道的尺寸精度及位置精度，从而保证发动机弹体与载机的接口。

为考核成型后的发动机壳体综合力学性能是否满足使用要求，还需要对壳体进行水压试验验收及相关形变尺寸公差分析。

本发明的有益效果主要体现在如下几个方面：

1、本发明设计的中型固体火箭发动机壳体采用C250马氏体时效钢材质，具体制备时避免高温热处理，壳体形位公差精度更高；

2、本发明设计的工艺包括半椭球体拉深成型、高抗力马氏体时效钢圆筒旋压成型等工艺，解决了该材料拉深成型困难的问题，同时还避免了采用传统的整体锻件加工方案导致的材料利用率低的技术缺陷。

附图说明

图1为本发明工艺制备的发动机壳体结构示意图；

图2为采用棒料开孔锻造成的环形件结构示意图；

图3为前后蝶形体制备工艺过程示意图；

其中，上述附图中各部件编号如下：

前接头1、后接头2、前裙体3、后裙体4、前滑块5、后滑块6、前蝶形体7、后蝶形体8、筒体一9、筒体二10。

具体实施方式

本发明公开了一种固体火箭发动机壳体的成型方法，如图1所示，它包括将发动机壳体分为前接头1、后接头2、前裙体3、后裙体4、前滑块5、后滑块6、前蝶形体7、后蝶形体8及筒体一9和筒体二10零部件，再将各零部件在对应位置焊接成型制得发动机壳体，所述各零部件材质均为C250马氏体时效钢，具体包括如下步骤：

1)坯料锻造及机加；

采用棒料开孔锻造，具体开孔锻造工艺包括，所述棒料开孔锻造工艺包括首先在棒料中心冲孔≥￠80mm，然后锻造和碾压为图2所示的需要的环形件，开始锻造温度为1030±5℃，终点锻造温度为850±5℃。

再轧制成所需要壁厚的环形件，对所述环形件循环多次固溶热处理且次数为两次或两次以上，每相邻两次固溶热处理的温度满足前次温度高于后次温度，并且厚壁的环形件在每次固溶热处理后还采用水冷，其目的是保证固溶更加充分，本发明优选所述环形件固溶热处理为两次，第一次固溶热处理温度为930±10℃，保温T1时间段，第二次固溶热处理温度为830±10℃，保温T2时间段，其中，T1和T2与环形件壁厚之间均满足如下数学关系式：

T＝A+B×D；其中，T单位为min；

A为常数，单位为min，取值30～60；

B为加热系数，单位为min/mm，取值2～3；

D为环形件壁厚，单位为mm。

然后对环形件加工成前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块及后滑块待焊前尺寸；本发明优选前接头与后接头的形状、尺寸一致，前裙体与后裙体的形状、尺寸一致，前蝶形体与后蝶形体的形状、尺寸一致，筒体一和筒体二的形状、尺寸一致，前滑块及后滑块的形状、尺寸一致。

并且，对于蝶形体环形件、筒体环形件由于刚度较差，在加工过程中采用内外型面交替加工的方法，同时粗加工和精加工之间采用自然时效的方式去应力，减小加工变形，为后续旋压创造较好的尺寸精度。

2)加工前蝶形体及后蝶形体；

对步骤1)中处理后环形件旋压成薄壁圆筒，切开所述薄壁圆筒并展平为钢板坯料，结合图3可知，对所述钢板坯料剪圆后再采用二次拉深成型制备前蝶形体及后蝶形体；其中第一次拉深后进行固溶处理，第二次拉深后进行时效处理去除应力；

本发明优选第一次拉深后的固溶处理满足温度为830±5℃保温40～60min后空冷；第二次拉深后的时效处理满足480±2℃保温80～100min后空冷。两次拉深后壁厚减薄量为0.2±0.02mm，同时优选的深成型为半椭球体。

同时，所述旋压时采用对应的旋压芯模，其中，各蝶形体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙。本发明优选间隙为0.05±0.005mm。

3)加工筒体一及筒体二；

还采用三道次旋压成型，其中各道次间不进行中间热处理，最末道次旋压完成后进行时效处理去除应力；其中，经过三道次旋压后的圆筒外径与成型的各筒体外径满足如下数学关系式：

经过三道次旋压后的圆筒外径＝成型的各筒体外径+0.4mm。

本发明还优选第一道次旋压尽可能提高进给比，提高坯料与旋压芯模的贴合型，防止扩径，提高圆筒的圆度和直线度；第三道次旋压尽量降低进给比，以防止表面旋纹过高；同时，最末道次旋压完成后进行时效处理得时间相对较短。

4)焊接成壳体坯件；

上述制备的各零部件焊接成壳体坯件且不需要热处理；

具体的包括如下过程：

41)将步骤3)成型的筒体一和筒体二焊接为筒体，且在焊接完成后不需要进行热处理；优选采用氩弧焊焊接，焊丝采用与基体等强度的HT300焊丝。

42)对步骤41)的筒体对应位置铣加工用于焊接前滑块、后滑块的窗口；

43)将步骤1)机加后的前接头、前裙体及步骤2)成型的前蝶形体焊接成前组件，对应的，将步骤1)机加后的后接头、后裙体及步骤2)成型的后蝶形体焊接成后组件；

44)将步骤42)加工后的筒体、步骤43)制备的前组件、后组件及步骤步骤1)机加后的前滑块、后滑块组焊为壳体坯件。优选采用氩弧焊的焊接方式。且对前组件、筒体、后组件之间的3条环焊缝焊接后不需要进行热处理；

5)壳体坯件的时效强化处理制得预壳体；

将步骤4)制备的壳体坯件置于真空炉内时效强化处理；

优选的，将所述壳体坯件置于真空炉内时效强化处理满足，480±5℃保温4.5h，再空冷。该步骤处理在真空炉内完成是为减小发生氢脆的风险；而壳体坯件时效强化的主要目的是析出弥散分布的强化相，达到需要的力学性能。经处理后达到的力学性能指标为：基体抗拉强度≥1760MPa，屈服强度≥1670MPa，延伸率≥5％，焊接接头部位拉伸强度≥1600MPa。

优选的，壳体时效强化处理采用垂直吊装的方式，以减小壳体筒段薄壁部位的变形。

6)加工成壳体；

对所述预壳体进行车加工或/和铣加工，其具体包括在数控车床上对预壳体的前、后接头、前、后裙内孔外圆进行车加工，保证其装配接口尺寸；在数控铣床上对接头端面和裙端面的螺孔及密封槽、销孔等进行铣加工；还包括对壳体前、后滑块装配接口进行铣加工，保证前、后滑块滑道的尺寸精度及位置精度，从而保证发动机弹体与载机的接口。

为了更好地解释本发明，以下结合具体实施例进一步阐明本发明的主要内容，但本发明的内容不仅仅局限于以下实施例。

实施例1

本实施例公开了一种具体尺寸的固体发动机壳体的制备工艺，其外形尺寸为￠430mm×3050mm，筒段壁厚1.9mm，具体制备过程如下：

1)坯料锻造及机加；

采用棒料开孔锻造，具体开孔锻造工艺包括首先在棒料中心冲孔￠90mm，然后锻造和碾压为需要的环形件，开始锻造温度为1030℃，终点锻造温度为850℃。再轧制成壁厚7.5mm的环形件，所述环形件固溶热处理为两次，第一次固溶热处理温度为930℃，保温T1＝55min，第二次固溶热处理温度为830℃，保温T2＝60min；

然后对环形件加工成前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块及后滑块待焊前尺寸；

2)加工前蝶形体及后蝶形体；

对步骤1)中处理后环形件旋压成壁厚为6mm的薄壁圆筒，所述旋压时采用对应的旋压芯模，其中，各蝶形体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有0.05mm间隙。切开所述薄壁圆筒并展平为钢板坯料，对所述钢板坯料剪圆后再采用二次拉深成型制备前蝶形体及后蝶形体；其中第一次拉深后的固溶处理满足温度为830℃保温50min后空冷；第二次拉深后的时效处理满足480℃保温90min后空冷。两次拉深后壁厚减薄量为0.2mm。

3)加工筒体一及筒体二；

筒体环形件的壁厚为7.5mm，第一道次旋压后壁厚变成4.8mm，第二道次旋压后壁厚变成3.2mm，第三道次旋压后壁厚变为1.9mm。且在第三道次旋压后进行短时间(大概5分钟左右)时效(这里的时效是自然时效)去应力；

4)焊接成壳体坯件；

将步骤3)成型的筒体一和筒体二焊接为筒体，且在焊接完成后不需要进行热处理；优选采用氩弧焊焊接，焊丝采用与基体等强度的HT300焊丝，将步骤1)机加后的前接头、前裙体及步骤2)成型的前蝶形体焊接成前组件，对应的，将步骤1)机加后的后接头、后裙体及步骤2)成型的后蝶形体焊接成后组件；其中，采用接头与蝶形体焊接后，再焊接裙体，裙体与蝶形体为搭接焊。满足QJ175-1993 I级；焊接后还对焊缝质量进行X射线检测。

再将加工后的筒体、制备的前组件、后组件及步骤1)机加后的前滑块、后滑块组焊为壳体坯件。其中，筒体与前/后组件焊接为壳体，焊接前检测对接焊部位内径的匹配性，内径差不大于0.4mm；如果内径差大于0.4mm，对前/后组件与筒体的对接部位进行热涨形以满足焊接装配的匹配性；优选采用自动钨极氩弧焊焊接，采用专用焊丝HT300，其化学成分与基体等同、力学性能相当；焊缝满足QJ175-1993 0级要求。

5)壳体坯件的时效强化处理制得预壳体；

将所述壳体坯件置于真空炉内时效强化处理满足，480℃保温4.5h，经处理后达到的力学性能指标为：基体抗拉强度≥1760MPa，屈服强度≥1670MPa，延伸率≥5％，焊接接头部位拉伸强度≥1600MPa。

6)加工成壳体；

对所述预壳体进行车加工或/和铣加工，其具体包括在数控车床上对预壳体的前、后接头、前、后裙内孔外圆进行车加工，保证其装配接口尺寸；在数控铣床上对接头端面和裙端面的螺孔及密封槽、销孔等进行铣加工；还包括对壳体前、后滑块装配接口进行铣加工，保证前、后滑块滑道的尺寸精度及位置精度，从而保证发动机弹体与载机的接口。

对上述成型的发动机壳体进行水压验收及变形情况分析，如表1所示；其中，在水压试验前，对壳体内表面涂刷防锈油，主要目的是为了防止该材料在高压水介质的环境下发生氢脆。

对比例1

采用传统的超高强度钢如D406A制备固体发动机壳体，具体制备工艺不作赘述，对比例得到壳体的性能及变形情况也如表1所示。

表1实施例与对比例的性能及变形情况

由上述表1可知，本发明设计的中型固体火箭发动机壳体采用C250马氏体时效钢材质，在满足空地弹对强度、重量等要求的基础上，公差小，精度高。

以上实施例仅为最佳举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。除上述实施例外，本发明还有其他实施方式。凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机壳体的成型方法，它包括将发动机壳体分为前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块、后滑块、前蝶形体、后蝶形体及筒体一和筒体二零部件，再将各零部件在对应位置焊接成型制得发动机壳体，其特征在于：所述各零部件材质均为C250马氏体时效钢，具体包括如下步骤：

1)坯料锻造及机加；

坯料锻造成环形件，对所述环形件固溶热处理并对处理后环形件加工成前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块及后滑块待焊前尺寸；

2)加工前蝶形体及后蝶形体；

对步骤1)中处理后环形件旋压成薄壁圆筒，切开所述薄壁圆筒并展平为钢板坯料，对所述钢板坯料采用二次拉深成型制备前蝶形体及后蝶形体；其中第一次拉深后进行固溶处理，第二次拉深后进行时效处理去除应力；

3)加工筒体一及筒体二；

对步骤1)中处理后环形件还采用三道次旋压成型，其中各道次间不进行中间热处理，最末道次旋压完成后进行时效处理去除应力；

4)焊接成壳体坯件；

上述制备的各零部件焊接成壳体坯件且不需要热处理；

5)壳体坯件的时效强化处理制得预壳体；

将步骤4)制备的壳体坯件置于真空炉内时效强化处理；

6)加工成壳体；

对所述预壳体进行车加工或/和铣加工。

2.根据权利要求1所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中坯料锻造成环形件工艺包括采用棒料开孔锻造，具体工艺包括首先在棒料中心冲孔且￠≥80mm，然后锻造和碾压为需要壁厚的环形件，其中，开始锻造温度为1030±5℃，终点锻造温度为850±5℃。

3.根据权利要求2所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中所述环形件固溶热处理为循环多次固溶热处理且次数为两次或两次以上，每相邻两次固溶热处理的温度满足前次温度高于后次温度，并且厚壁的环形件在每次固溶热处理后还采用水冷。

4.根据权利要求3所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中所述环形件固溶热处理为两次，第一次固溶热处理温度为930±10℃，保温T1时间段，第二次固溶热处理温度为830±10℃，保温T2时间段，其中，T1和T2与环形件壁厚之间均满足如下数学关系式：

T＝A+B×D；其中，T单位为min；

A为常数，单位为min，取值30～60；

B为加热系数，单位为min/mm，取值2～3；

D为环形件壁厚，单位为mm。

5.根据权利要求1～4中任意一项所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，第一次拉深后的固溶处理满足温度为830±5℃保温40～60min后空冷；第二次拉深后的时效处理满足480±2℃保温80～100min后空冷。

6.根据权利要求5所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，两次拉深后壁厚减薄量为0.2±0.02mm。

7.根据权利要求5所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，所述旋压时采用对应的旋压芯模，其中，各蝶形体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙。

8.根据权利要求1或2或3或4或6或7所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤3)中，各筒体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙；

经过三道次旋压后的圆筒外径大于成型的各筒体外径。

9.根据权利要求8所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤3)中，步骤3)中，经过三道次旋压后的圆筒外径与成型的各筒体外径满足如下数学关系式：

经过三道次旋压后的圆筒外径＝成型的各筒体外径+0.4mm。

10.根据权利要求1或2或3或4或6或7所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤5)中，所述壳体坯件置于真空炉内时效强化处理满足，480±5℃保温4.5h，再空冷。

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