CN112459926A - 一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

Description

一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室

技术领域

本发明涉及航天器发动机技术领域，特别涉及一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室。

背景技术

航天器发动机技术随着航天产业的发展得到了快速升级。作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。其中，推力室身部是航天器发动机中负责将燃料进行混合燃烧，产生高温高压燃气，进而燃气通过喉部加速排出，获得反推力的部件。推力室的身部为拉瓦尔型面结构，通常可以采用再生冷却技术对推力室进行降温。推力室由铣槽内壁和外壁组成，多条冷却通道位于铣槽内壁和外壁之间。通常情况下，两者内部在承受最高达60MPa的压力下不许有任何渗漏缺陷。

目前，在铣槽内壁和外壁连接有如下两种方法，一种是采用瞬间液相扩散钎焊与电铸镍工艺，但是此工艺具有工艺复杂与昂贵、周期长的缺点。另一种是推力室在制备过程采用铜钢异种合金热等静压扩散焊接，但是，在制作过程中经常会发生位于内壁上的凸肋无法承受高压而被压弯，进而使得通道坍塌的现象，而压力过小又无法完成凸肋与外壁可靠连接。

为了解决上述问题，本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

发明内容

本发明的目的是提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种推力室身部组件焊接加工工艺，具体为：

通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；

将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。

进一步的，将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接之前，采用二次加压制备扩张段具体步骤如下：提供第一外壁、第一内壁和导气管，其中所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，在所述第一外壁和所述第一内壁连接后，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；在所述第一外壁和所述第一内壁两端设置端盖，以形成组合结构，使得所述第一外壁、所述第一内壁之间构成一个密闭空间；通过所述导气管对所述密闭空间抽真空；将进行抽真空后的所述第一外壁、所述第一内壁和所述端盖组成的所述组合结构放入高压容器内进行第一次加压处理；从高压容器中取出所述组合结构，通过所述导气管使得所述通道与外部气体保持畅通；将组合结构再次放入高压容器内进行第二次加压处理，其中所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；取出经过第二次加压处理的所述组合结构，切除所述端盖及所述第一外壁配合所述导气管的部分，获得扩张段。

进一步的， 所述第一次加压处理时，高压容器内的压强为A，且满足1MPa≤A≤20MPa，加压时间为B,且满足0.2h≤B≤10h，高压容器内的温度为C，且满足300℃≤C≤1300℃。

进一步的，所述第二次加压处理时，高压容器内的压强为D，且满足2MPa≤D≤120MPa，加压时间为E,且满足0.1h≤E≤10h，高压容器内的温度为F，且满足300℃≤F≤1400℃。

进一步的，固定套与喉部采用激光焊接固定在一起后，沿径向方向切除部分所述燃烧室靠近所述扩张段端的所述固定套；将经一次加压处理后的所述组合结构进行二次加压处理之后包括：沿所述扩张段径向方向切除所述端盖、所述导气管和所述导气管的一端与所述第一外壁内侧连接的环形凹槽。

进一步的，通过所述导气管对所述密闭空间抽真空具体为，将所述导气管的一端与所述第一外壁内侧的环形凹槽连通，并通过抽真空设备连接所述导气管对所述密闭空间抽真空。

进一步的，将所述燃烧室与所述扩张段焊接连接形成所需推力室身部组件前，包含：分别将所述固定套与所述扩张段上的第一外壁彼此靠近端沿径向方向进行切除形成切口，使得所述燃烧室和所述扩张段彼此配合端的内壁裸露在外；将所述燃烧室和所述扩张段彼此配合端的内壁进行焊接，以及

通过连接管件套接在含有切口的所述固定套与所述第一外壁表面，且通过所述连接管件将所述固定套和所述第一外壁焊接连接。

进一步的，将所述燃烧室与所述扩张段连接在一起后，对连接管件表面进行削薄处理。

进一步的，所述固定套由轴截面为半圆的两个半环对接而成，所述固定套的材料为合金。

本发明还提供一种航天器推力室，采用上述任一项的推力室身部组件焊接加工工艺进行制备。

与现有技术相比，本发明的有益效果至少是：燃烧室通过3D打印制备制作，保证结构稳定，相比现有技术，各部件之间连接更加紧密，固定更加牢固，同时在燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，有效保护喉部，防止喉部发生形变， 提高燃烧室的稳定性。通过将燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。整个方法具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

附图说明

附图1为本发明工艺流程图；

附图2为本发明燃烧室与扩张段连接的示意图；

附图3为本发明固定套与连接管件局部放大图；

附图4为本发明第一次加压前扩张段的示意图；

附图5为本发明第一外壁、第一内壁、导气管和第一凸肋连接的结构简图；

附图6为本发明为所需扩张段的结构简图；

附图7为本发明第一次加压前扩张段的立体图。

附图标记说明：

1燃烧室 2喉部

3固定套 4扩张段

5第一外壁 6第一内壁

7导气管 8第一凸肋

9端盖 10环形凹槽

11连接管件。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。

本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本发明，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20%，在部分实施例中可为10%，在部分实施例中可为5%或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

本发明的实施例提供了一种推力室身部组件焊接加工工艺，如图1、图2、和图3所示，具体为：

S1:通过3D打印制备燃烧室毛坯；

S2:在所述燃烧室毛坯的喉部2位置套设固定套，使得固定套位于与喉部2表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；

S3:将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。

具体的说，燃烧室通过3D打印制备制作，保证结构稳定，相比现有技术，各部件之间连接更加紧密，固定更加牢固，且生产速度快。同时在燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，有效保护喉部2，防止喉部2发生形变，提高燃烧室1的稳定性。通过将燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。整个方法具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

如图2、图4、图5和图6所示，为了获得结构稳定，达到使用标准的扩张段，将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接之前，采用二次加压制备扩张段具体步骤如下：

提供第一外壁5、第一内壁6和导气管7，其中第一内壁6的外侧设有第一凸肋8，第一凸肋8的另一侧用于与第一外壁5内表面紧贴连接，在第一外壁5和第一内壁6连接后，第一凸肋8在第一外壁5和第一内壁6之间限定多条供冷却剂流通的通道；

在第一外壁5和第一内壁6两端设置端盖9，以形成组合结构，使得第一外壁5、第一内壁6之间构成一个密闭空间；

通过导气管7对密闭空间抽真空；

将进行抽真空后的第一外壁5、第一内壁6和端盖9组成的组合结构放入高压容器内进行第一次加压处理；

从高压容器中取出组合结构，通过导气管7使得通道与外部气体保持畅通；

将组合结构再次放入高压容器内进行第二次加压处理，其中第二次加压处理的最大压力大于第一次加压处理的最大压力；

取出经过第二次加压处理的组合结构，切除端盖9及第一外壁5配合导气管7的部分，获得扩张段4。

需要说的是，第一次加压处理时，为了使得第一外壁5与第一凸肋8连接紧密，固定牢固，对高压容器内的压强，加压时间和温度进行多次仿真实验，当高压容器内的压强为A，且满足1MPa≤A≤20MPa，加压时间为B,且满足0.2h≤B≤10h，高压容器内的温度为C，且满足300℃≤C≤1300℃时，可以使得第一外壁1与第一凸肋4连接紧密，使得第一外壁5与第一凸肋8的组成原子可以快速扩散，便于两者固定在一起，有利于提高推力室身部结构的稳定性。

为了防止第一凸肋8因压力过大而造成塌陷，导气管7使得通道与外部气体保持畅通，在二次加压过程，通道内部的气体对第一凸肋8起到支撑固定作用，防止第一凸肋8因压力过大而造成塌陷。此外，通过第二次加压处理的最大压力大于第一次加压处理的最大压力，可以将第一外壁5与第一凸肋8在第一次加压连接时存在间隙内的气泡被挤压出去，使得第一凸肋8与第一外壁5连接更加紧密，更加牢固。

需要提及的是，通过第二次加压处理时，例如，将高压容器内的压强设为D，且满足2MPa≤D≤120MPa，加压时间设为E,且满足0.1h≤E≤10h，高压容器内的温度设为F，且满足300℃≤F≤1400℃，通过设置二次加压参数，可以改善内壁凸肋与外壁的结合质量，进而提高发动机质量可靠性。另外，为了使得第一外壁5与第一凸肋8连接时彼此间隙内的气泡减少，例如，可以多次实施二次加压处理。此外，多次加压过程中的压强、加压时间和温度可以进行调节，以使得第一外壁5与第一凸肋8连接紧密，固定牢固。

如图2、图4、图5、图6和图7所示，在本实施方式中，为了保证通道内的空气快速抽出，例如，可以在第一外壁5内侧设置环形凹槽10，在通过导气管7对密闭空间抽真空时，将导气管7的一端与第一外壁5内侧的环形凹槽10连接连通，使得内外壁限定的各个通道与导气管7连通，有利于将通道内的空气抽出。抽真空处理过程，通过抽真空设备连接导气管7对密闭空间抽真空，通道内的空气通过环形凹槽10从导气管7排出，可以根据内外壁间通道的气压需求实现通道的快速充放气。

特别指出的是，固定套3与喉部采用激光焊接固定在一起后，沿径向方向切除部分燃烧室1靠近扩张段4端的固定套3，以便后续与扩张段4连接。

将经一次加压处理后的所述组合结构进行二次加压处理之后包括：为了方便燃烧室1与扩张段4连接，沿扩张段4径向方向切除端盖9、导气管7和导气管7的一端与第一外壁5内侧连接的环形凹槽10，从而获得待焊接状态的扩张段4。

需要指出的是，燃烧室1与扩张段4焊接连接形成所需推力室身部组件前，包含：

步骤1：分别将固定套3与扩张段4上的第一外壁5彼此靠近端沿径向方向进行切除形成切口，使得燃烧室1和扩张段4彼此配合端的内壁裸露在外；

步骤2：将燃烧室1和扩张段4彼此配合端的内壁进行焊接；

步骤3：通过连接管件11套接在将含有切口的固定套3与第一外壁5表面，且通过连接管件11将固定套3和第一外壁5焊接连接。

特别注意的是，对燃烧室1的外壁和固定套3的切除以及对扩张段4靠近燃烧室1端的第一外壁5匹配切除，可以确保燃烧室1与扩张段4彼此配合端尺寸匹配。

进一步说明，将燃烧室1与扩张段4连接在一起后，为了实现推力室组件的减重，提高火箭发动机的效率，例如，对连接管件11表面进行削薄处理。另外，连接管件11可以是两个对接而成的半圆环，半圆环内侧（靠近推力室一侧）设有周向的凹槽。在应用时，由于凹槽的设计，使得液体介质可以沿扩张段均匀流向燃烧室，保证液体介质的平稳输出，有利于液体介质使用。

为了方便安装，例如，固定套3由轴截面为半圆的两个半环对接而成，在应用过程中，先将两个半环对接套设在喉部，之后将两个半环对接处进行焊接，之后将焊接在一起的两个半环的两端与喉部表面焊接，完成固定套3与燃烧室1之间的固定连接。具体的说，在固定套3与喉部固定时，固定套3两端可以沿周向方向采用激光焊接的方式焊接在喉部表面。同时固定套3的身部（固定套3两端之间的部位）与喉部外表面存在间隙，而间隙的存在可以为喉部在高温发生形变时提供容纳空间，避免因喉部在高温发生形变的部位与固定套3直接接触而使得固定套随喉部发生形变，进而影响固定套与喉部的紧密连接，甚至出现固定套3两端与喉部的焊缝开裂，影响整个推力室的安全使用。

另外，为了方便固定套3与燃烧室1的外壁连接，例如，燃烧室1的外壁和固定套3的材料可以为合金材质。

需要指出的，为了保证第一外壁5、第一内壁6和第一凸肋8干净整洁，减少杂质对焊接强度的影响，例如，第一外壁5、第一内壁6和第一凸肋8使用前需要对表面进行清洗。

另外，本实施方式推力室身部结构主要以燃烧室1和扩张段4进行说明，在实际应用时，推力室身部结构还可以包含第三部分，第四部分等，每部分的成型工艺与燃烧室1或扩张段4相同。

为了方便安装，在第一外壁5的外侧设有对称的固定环（未标记）。为了使得固定环与第一外壁5连接紧密，例如，固定环与第一外壁5采用一体成型设计。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明还提供一种航天器推力室，采用上述任一项的推力室身部组件焊接加工工艺进行制备。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，

通过3D打印制备燃烧室毛坯；

在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；

将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。

2.根据权利要求1所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，

将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接之前，采用二次加压制备扩张段具体步骤如下：

提供第一外壁、第一内壁和导气管，其中所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，在所述第一外壁和所述第一内壁连接后，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；

在所述第一外壁和所述第一内壁两端设置端盖，以形成组合结构，使得所述第一外壁、所述第一内壁之间构成一个密闭空间；

通过所述导气管对所述密闭空间抽真空；

将进行抽真空后的所述第一外壁、所述第一内壁和所述端盖组成的所述组合结构放入高压容器内进行第一次加压处理；

从高压容器中取出所述组合结构，通过所述导气管使得所述通道与外部气体保持畅通；

将组合结构再次放入高压容器内进行第二次加压处理，其中所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；

取出经过第二次加压处理的所述组合结构，切除所述端盖及所述第一外壁配合所述导气管的部分，获得扩张段。

3.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，

所述第一次加压处理时，高压容器内的压强为A，且满足1MPa≤A≤20MPa，加压时间为B,且满足0.2h≤B≤10h，高压容器内的温度为C，且满足300℃≤C≤1300℃。

4.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，所述第二次加压处理时，高压容器内的压强为D，且满足2MPa≤D≤120MPa，加压时间为E,且满足0.1h≤E≤10h，高压容器内的温度为F，且满足300℃≤F≤1400℃。

5.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，固定套与喉部采用激光焊接固定在一起后，沿径向方向切除部分所述燃烧室靠近所述扩张段端的所述固定套；

将经一次加压处理后的所述组合结构进行二次加压处理之后包括：沿所述扩张段径向方向切除所述端盖、所述导气管和所述导气管的一端与所述第一外壁内侧连接的环形凹槽。

6.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，通过所述导气管对所述密闭空间抽真空具体为，将所述导气管的一端与所述第一外壁内侧的环形凹槽连通，并通过抽真空设备连接所述导气管对所述密闭空间抽真空。

7.根据权利要求1所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，将所述燃烧室与所述扩张段焊接连接形成所需推力室身部组件前，包含：

分别将所述固定套与所述扩张段上的第一外壁彼此靠近端沿径向方向进行切除形成切口，使得所述燃烧室和所述扩张段彼此配合端的内壁裸露在外；

将所述燃烧室和所述扩张段彼此配合端的内壁进行焊接，以及

通过连接管件套接在含有切口的所述固定套与所述第一外壁表面，且通过所述连接管件将所述固定套和所述第一外壁焊接连接。

8.根据权利要求7所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，将所述燃烧室与所述扩张段连接在一起后，对连接管件表面进行削薄处理。

9.根据权利要求1所述的推力室身部组件焊接加工工艺，其特征在于，所述固定套由轴截面为半圆的两个半环对接而成，所述固定套的材料为合金。

10.一种航天器推力室，其特征在于，采用如权利要求1-9任一项所述推力室身部组件焊接加工工艺进行制备。

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