CN112296611B - 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、毛坯焊件一的制作：

(1)毛坯焊件一的锻造：

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后得到胚料一；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料一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)毛坯焊件二的锻造：

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后得到胚料二；

3)锻造，在快锻液压机上，将胚料二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一和毛坯焊件二在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一和毛坯焊件二按所需尺寸进行粗加工分别得到成品焊件一和成品焊件二，然后将成品焊件一和成品焊件二放在300～400℃电炉中保温2h，将成品焊件一和成品焊件二组装到焊接工装上；

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，将成品焊件二的宽口段和成品焊件一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：步骤四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：所述步骤四进行焊接时，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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