CN112296611A - 航空航天发射器的喷管壳加工工艺 - Google Patents

Abstract

本方案公开了一种航空航天发射器的喷管壳加工工艺，包括锻造、热处理、粗加工、焊接，锻造的毛坯焊件在880～900℃下保温300min±10min后空冷；然后放在300～400℃电炉中保温2h，将成品焊件1和成品焊件2组装到焊接工装上；焊接时的焊接条件为焊接电流1000～1200A，电弧电压42～44V，焊接速度25～28m/h，电流密度28～42A/mm²，焊丝伸出长度40～50mm，焊丝与工件倾角6°～8°；焊接件在箱式电阻炉中加热至890～910℃，保温300min后油冷，回火：温度510～560℃，保温120min后油冷，然后在车床上按所要求的规格进行机加工既得所述喷管壳。本工艺相比于现有技术，减少了耗材，提高了加工效率。

Description

航空航天发射器的喷管壳加工工艺

技术领域

本发明属于航天发射器喷管壳的加工技术领域，特别涉及航空航天发射器的喷管壳加工 工艺。

背景技术

在固体火箭发动机制造领域，推力矢量控制技术也称推力转向技术，通过控制火箭发动 机喷管喷流方向来控制导弹机动变轨飞行。喷管壳则是推力矢量控制用到的装置。喷管壳的 结构如图3、图4及图5所示，包括成品焊件1和成品焊件2，成品焊件2呈漏斗状，成品 焊件1呈喇叭状，成品焊件2的宽口段和成品焊件1的窄口端通过焊接的方式连接在一起。

喷管壳体系列零件材料为30CrMnSiA，其化学成份中含C(GJB1951标准质量百分比占 0.28％～0.35％，下同)、Si(0.90％～1.20％)、Mn(0.80％～1.10％)、Cr(0.80％～1.10％) 为主要元素，S(≤0.025％)、P(≤0.025％)、Ni(≤0.40％)、Cu(≤0.025％)为残余元素。 焊件热处理正火+回火(880℃～900℃空冷，690℃～710℃空冷，HB156～229)、焊接、去 应力、探伤后交货。

试样截面25(是指25×25或φ25的截面)，880℃～900℃油淬，500℃～560℃油冷，力学性能满足σb≥1080MPa，σs≥835MPa，δ5≥10％，ψ≥45％，Akv≥39J，akv≥49J/cm2，HB：302～363。

30CrMnSiA材料调质后有较高的强度和足够韧性，属于中碳调质钢，具有较大的淬透性， 因此焊接性能较差。

加工配管壳的现有技术工艺路线是：锻造、热处理、粗加工、焊接，检验合格后交货。 现有的工艺存在的不足是：(1)用钢锭直接加热、锻造成筒体，锻至如图1所示尺寸，耗料1950kg，材料利用度203/1950＝0.104＝10.4％。(2)热处理后粗加工到交货尺寸耗时68小时(一周多的时间)。即现有的喷管壳加工工艺存在材料利用率低，周期长效率低的技术问题。

发明内容

本发明意在提供一种航空航天发射器的喷管壳加工工艺，以解决现有加工工艺耗料多、 效率低的技术问题。

本方案中的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，包括以下步骤：

步骤一、毛坯焊件1的制作：

(1)毛坯焊件1的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

2)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000～1200℃，保温150min后得到胚料1；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料1放入选定的现有胎模中进行镦粗、冲孔、扩孔、整形，锻后砂冷；

(2)毛坯焊件2的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

2)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000～1200℃，保温150min后得到胚料2；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料2放入选定的现有胎模中进行镦粗、冲盲孔、冲头压形、反冲芯料，取出胎模整形，锻后砂冷；

步骤二、毛坯焊件正火：将锻造后的毛坯焊件1和毛坯焊件2在880～900℃下保温300min±10min后空冷；

步骤三、毛坯焊件粗加工：将经过步骤二后的毛坯焊件1和毛坯焊件2按所需尺寸进 行粗加工分别得到成品焊件1和成品焊件2，然后将成品焊件1和成品焊件2放在300～400℃ 电炉中保温2h，将成品焊件1和成品焊件2组装到焊接工装上；

步骤四、焊接：使用直流自动埋弧焊机，焊接条件为：焊接电流1000～1200A，电弧电压42～44V，焊接速度25～28m/h，电流密度28～42A/mm²，焊丝伸出长度40～50mm， 焊丝与工件倾角6°～8°；在所述焊接条件下，将成品焊件2的宽口段和成品焊件1的窄口端 焊接得到焊接件；

步骤五、焊后去应力处理：将焊接件在箱式电阻炉中加热至890～910℃，保温300min 后油冷，回火：温度510～560℃，保温120min后油冷，然后在车床上按所要求的规格进行 机加工既得所述喷管壳。

本方案的工作原理及有益技术效果是：

(1)在交货尺寸图的基础上加放3mm～5mm的加工余量，设计出成品焊件装配图，有效防止焊接变形、保证焊接件粗车后满足交货尺寸要求。

(2)先进行毛坯焊件的制作，通过现有胎模、冲头等工装，按所设计的成品焊件要求， 大大节省了原材料。

(3)在所设定的条件下进行焊后去应力处理，稳定毛坯焊件组织、消除锻造应力；所 选择技术参数，有效保证成品焊件本体、焊缝组织均匀，消除焊接应力，满足成品焊件整体 性能要求。

(4)节省材料，提高材料利用率。本方加工出的喷管壳达标且达到交货状态时重量为 203kg，锻造成直筒体加工消耗材料1950kg，材料利用率10.4％，组合件消耗材料735kg，材料利用率27.6％，节省材料1215kg，节省材料提高62.3％。

(5)本方案整体制造周期为78h左右，而现有技术的制造周期是112h左右，因此本方 案缩短了制造周期，提高了加工效率。而且，从现有工艺技术路线和本发明技术路线来看， 检测试验和包装运输所需时间，两种方法所用时间一致，且检测试验均在本体上取样，淬火 +回火后加工试样后进行力学性能检测试验，没有大的变化。

进一步，步骤三中焊接时用石棉布覆盖在焊接部位保温。保温可以防止焊缝冷却过快而 开裂。

进一步，焊接后及焊后去应力处理前，将焊接件冷却，先打磨或车焊接部位，然后依次 进行液体渗透检查和超声波检查。用液体渗透检查是否有表面焊接裂纹，再用超声波检查是 否有焊接内部裂纹，如果存在焊接裂纹和内部裂纹，在焊后去应力处理前进行及时补救，可 以降低最终检验不合格导致的返工或丢弃的情况发生。

进一步，所述步骤一中高温电炉的温度加热至1180±10℃。1180℃±10℃是30CrMnSiA 的理想加热温度，高于此温度锻件容易过热，低于此温度金属抗力大、变形困难，增加锻造 火次，从而增加制造成本。

进一步，步骤一中锻造采用的快锻液压机的承重为800T快锻液压机。：800T快锻液压 机属于静压成形设备，锻造能力可满足喷管壳所需的成形力，太大或太小均不合适，800T 指该设备公称压力为800吨。

进一步，步骤三中保温的温度为350℃。

进一步，所述步骤三进行焊接时，采用焊丝的规格是6×6×L，焊剂为选用HJ431，定位 焊条A507，

焊剂和焊条都进行烘干，分隔开放置，堆高60mm以下，使用前放在保温箱贮存。

进一步，所述焊剂和焊条的烘干条件为200～350℃，保温1h以上。

附图说明

图1为本发明所涉及的喷管壳的轴平面的截面图；

图2为本发明所涉及的喷管壳直筒体(毛坯)的结构示意图；

图3为喷管壳组焊件的结构示意图；

图4为成品焊件1的结构示意图；

图5为成品焊接2的结构示意图；

图6为毛坯焊件1的结构示意图；

图7为毛坯焊件2的结构示意图；

图8为现有工艺技术路线图；

图9为本发明航空航天发射器的喷管壳加工工艺的技术路线图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式进一步详细说明：

实施例1，航空航天发射器的喷管壳加工工艺，包括的步骤有锻造、热处理、粗加工、 焊接，具体操作如下：

步骤一、毛坯焊件1的制作：

(1)焊如图6所示毛坯焊件1的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

下料重320kg。

2)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000℃，保温150min后得到胚料1。

3)锻造，在800T快锻液压机上，将胚料1放入选定的现有胎模中进行镦粗、冲孔、扩孔、整形，锻后砂冷；

(2)如图7所示毛坯焊件2的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

下料重320kg。

4)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000℃，保温150min后得到胚料2。

5)锻造，在800T快锻液压机上，将胚料2放入选定的现有胎模中，镦粗、冲盲孔、 冲头压形、反冲芯料，取出胎模整形，锻后砂冷；

步骤二、毛坯焊件正火：将锻造后的毛坯焊件1和毛坯焊件2在900℃下保温300min±10min后空冷；

步骤三、毛坯焊件粗加工：将经过步骤二后的毛坯焊件1和毛坯焊件2按图4和图5所示的尺寸进行粗加工分别得到成品焊件1和成品焊件2，焊接时用石棉布覆盖在焊接部位保温，然后将成品焊件1和成品焊件2放在400℃电炉中保温2h，将成品焊件1和成品焊件 2组装到焊接工装上；

步骤四、焊接：

(1)焊接前的准备：采用焊丝的规格是6×6×L，焊剂为选用HJ431，定位焊条A507，

焊剂和焊条都进行烘干，烘干条件为200℃，保温1h以上，分隔开放置，堆高60mm 以下，使用前放在保温箱贮存备用；

(2)使用MZ-1250直流自动埋弧焊机，焊接条件为：焊接电流1000～1200A，电弧电压42～44V，焊接速度25～28m/h，电流密度28～42A/mm²，焊丝伸出长度40～50mm，焊 丝与工件倾角6°～8°；在所述焊接条件下，将成品焊件2的宽口段和成品焊件1的窄口端焊 接得到焊接件；将焊接件冷却，先打磨或车焊接部位，然后进行液体是否有表面焊接裂纹， 再超声波检查是否有焊接内部裂纹；若探伤检测发现某部位有裂纹，则将该部位打磨(浅表) 或机加(中部)去除裂纹部位，用液体渗透检测，直至彻底清除裂纹不止，再进行局部补焊， 然后再按上述方式检测焊接部位质量；

焊接操作中，常用的焊接条件是：焊接电流1050A，电弧电压43V，焊接速度26m/h(即每秒6.5mm～7.5mm)，电流密度30A/mm²，焊丝伸出长度为50mm，焊丝与工件倾角 7°；实际的焊接条件在上述范围均是可以的；

步骤五、焊后去应力处理：将焊接件在箱式电阻炉中加热至890～910℃，保温300min 后油冷，回火：温度510～560℃，保温120min后油冷，然后在车床上按所要求的规格进行 机加工既得所述喷管壳，如图2所示。

实施例2：与实施例1的区别是：步骤一中，高温电炉的温度加热至1180℃；步骤二中， 保温的温度为890℃；步骤三中，保温的温度为350℃；焊剂和焊条的烘干条件为300℃。

实施例3，与实施例1的区别是：步骤一中，高温电炉的温度加热至1200℃；步骤二中， 保温的温度为880℃；步骤三中，保温的温度为300℃；焊剂和焊条的烘干条件为350℃。

本发明公开的喷管壳加工工艺技术，其制造过程由毛坯焊件锻造、毛坯焊件正火、毛坯 焊件粗加工、成品焊件焊接、正火+回火等工序，由五大部分组成。

第一部分毛坯焊件锻造，用锻造车间现有胎模、冲头锻造组件坯料。

第二部分毛坯焊件正火处理，消除锻造应力、稳定锻造组织。

第三部分毛坯毛坯焊件粗加工，在交货尺寸基础上加放3～5mm分别粗加工。

第四部分成品焊件焊接，利用专用工装焊接。

第五部分焊接后正火+回火处理，消除焊接应力、稳定组织；最后在按交货尺寸要求粗 加工(即车床上按所要求的规格进行机加工既得所述喷管壳)。

由于采用了上述实施例的方案，本发明喷管壳体焊接工艺技术：

(1)节省材料，提高材料利用率。

图1所示，通过本发明工艺得到的管壳体交货状态时，其重量为203kg，锻造成直筒体 加工消耗材料1950kg，材料利用率10.4％，组合件消耗材料735kg，达到管壳体交货状态时 的材料利用率为27.6％，节省材料1215kg，节省材料提高62.3％。

具体是：锻造成的直筒件如图2所示，组合件毛坯如图6、图7所示。

附图2中，毛坯焊件耗料(包括毛坯焊件重+毛坯焊件不平度+火耗+芯料，下同)1950kg (即下料重为1950kg，下同)，交货状态时重量为203kg，203/1950＝0.1041＝10.4％(即锻造 成直筒体的材料利用率)。组合件，指如图6所示的毛坯焊件1、图7所示的毛坯焊件2，加 工成零件后组焊成图1的零件。毛坯焊件1毛坯耗料320kg，毛坯焊件2耗料415kg，合计735kg。

达到管壳体交货状态时的材料利用率203/735＝0.27619＝27.6％，节省材料1950-735＝1245 (kg)，节省材料1245/1950＝0.623＝62.3％。

(2)缩短了制造周期

从现有工艺技术路线和本发明技术路线来看，检测试验和包装运输所需时间，两种方 法所用时间一致，且检测试验均在本体上取样，淬火+回火后加工试样后进行力学性能检测 试验，没有大的变化，对比结果如表1所示：

表1：本发明和现有技术室温力学性能参数

为此只就影响制造周期的锻造至粗加工进行对比分析。

1)现有工艺技术路线所需时间如图8所示。

2)本发明技术路线如图9所示。

3)制造周期分析

从现有工艺技术路线与本发明技术路线所需时间来看，现有工艺技术制造周期112h(14 天)，本发明技术路线制造周期78h(9.75天)，最少可提前4天完成。

Claims (8)

1.航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、毛坯焊件1的制作：

(1)毛坯焊件1的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

2)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000～1200℃，保温150min后得到胚料1；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料1放入选定的现有胎模中进行镦粗、冲孔、扩孔、整形，锻后砂冷；

(2)毛坯焊件2的锻造：

1)下料，用

规格棒料，下料长

2)加热，在120KW高温电炉的温度加热至1000～1200℃，保温150min后得到胚料2；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料2放入选定的现有胎模中进行镦粗、冲盲孔、冲头压形、反冲芯料，取出胎模整形，锻后砂冷；

步骤二、毛坯焊件正火：将锻造后的毛坯焊件1和毛坯焊件2在880～900℃下保温300min±10min后空冷；

步骤三、毛坯焊件粗加工：将经过步骤二后的毛坯焊件1和毛坯焊件2按所需尺寸进行粗加工分别得到成品焊件1和成品焊件2，然后将成品焊件1和成品焊件2放在300～400℃电炉中保温2h，将成品焊件1和成品焊件2组装到焊接工装上；

步骤四、焊接：使用直流自动埋弧焊机，焊接条件为：焊接电流1000～1200A，电弧电压42～44V，焊接速度25～28m/h，电流密度28～42A/mm²，焊丝伸出长度40～50mm，焊丝与工件倾角6°～8°；在所述焊接条件下，将成品焊件2的宽口段和成品焊件1的窄口端焊接得到焊接件；

步骤五、焊后去应力处理：将焊接件在箱式电阻炉中加热至890～910℃，保温300min后油冷，回火：温度510～560℃，保温120min后油冷，然后在车床上按所要求的规格进行机加工既得所述喷管壳。

2.根据权利要求1所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：步骤三中焊接时用石棉布覆盖在焊接部位保温。

3.根据权利要求2所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：焊接后及焊后去应力处理前，将焊接件冷却，先打磨或车焊接部位，然后依次进行液体渗透检查和超声波检查。

4.根据权利要求1至3任一项所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：所述步骤一中高温电炉的温度加热至1180±10℃。

5.根据权利要求4所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：步骤一中锻造采用的是承重为800T快锻液压机。

6.根据权利要求5所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：步骤三中保温的温度为350℃。

7.根据权利要求1～3、5、6任一项所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：所述步骤三进行焊接时，采用焊丝的规格是6×6×L，焊剂为选用HJ431，定位焊条A507，

焊剂和焊条都进行烘干，分隔开放置，堆高60mm以下，使用前放在保温箱贮存。

8.根据权利要求7所述的航空航天发射器的喷管壳加工工艺，其特征在于：所述焊剂和焊条的烘干条件为200～350℃，保温1h以上。

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