CN112792196A - 一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，包括：将模具安装在旋压机上，用顶块将圆形平板压紧在模具小端；控制模具旋转，带动圆形平板一同旋转；用烤枪将圆形平板加热至成形温度，并在成形过程中持续加热，保持圆形平板温度恒定；控制滚轮先后沿确定的普旋曲线和校形曲线运动，对圆形平板进行滚压，使得圆形平板逐渐发生变形，直至与模具全部贴合，制成涡轮泵壳体。本发明成形方法解决了厚壁大变形量大尺寸高强度铜合金涡轮泵壳体成形加工的难题，具有毛坯简单，原材料成本低，数控程序控制旋压成形全过程，成形效率高，工艺稳定，成品率高，操作简便，适于批量生产，工艺装备简单，能耗低，后续机械加工周期短等优点。

Description

一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法

技术领域

本发明涉及涡轮泵壳体成形制造技术领域，特别涉及一种大推力液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法。

背景技术

在大推力液体火箭发动机中，涡轮泵壳体是涡轮泵中的核心组件。发动机工作时，涡轮泵中少量氧化剂与燃料在燃气发生器中混合燃烧产生富氧燃气进入涡轮壳体，经涡轮静子整流后吹动涡轮轮盘转动，进而带动整个涡轮泵工作。工作过程中，涡轮泵壳体处于高温、高压、富氧燃气及高速气体冲刷等恶劣的工作环境中，为保证涡轮泵可靠工作，一般采用高强铜合金做为其内壁材料。通常情况下，涡轮泵壳体内壁为半球底筒形件空心结构，为了实现产品顺利成形，降低材料成本，现有的涡轮泵壳体成形采用铜合金棒材胎模锻成形工艺。

胎模锻成形工艺可以实现涡轮泵壳体的成形，节省了部分原材料成本，为产品提供了机械加工毛坯，但胎模锻成形工艺存在以下不足：

1)成形精度较低，所需的毛坯重量仍然很大，材料利用率很低，原材料成本过高。

2)成形后产品工艺余量大，不便于后续机械加工，大余量去除耗费时间长，生产效率低。

3)成形过程繁琐，成形过程需重复多次进行加热、锻压、机械加工等工序，加工周期长，工人劳动强度大，不利于批量生产。

4)对设备要求高，需要大吨位压力机和大功率电炉，能耗高不经济。

若采用拉深成形，由于大深径比和大变形量，易出现板坯严重减薄和型面轮廓精度差等缺陷，需采用多套成形工艺装备和校形工艺装备，进行多次退火热处理，该方法存在工装结构复杂、工艺过程多、生产效率低、生产成本高的不足。而对于厚板大变形量高强铜合金半球底筒形件的普旋成形加工，极易出现筒体拉长、减薄、开裂、起皱、型面轮廓度差、制品不贴胎等质量缺陷。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意钻研，提出一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，采用多道次热普旋方法，使用一套旋压工装，对板坯进行加热并保持成形过程中温度恒定，一个工序，即可完成多个普旋道次的全部成形加工，成形过程稳定，成形后壁厚减薄率可控制在25％以内，内型面轮廓度≤1mm，制品质量状态稳定良好，成品率高，具有制造成本低，生产效率高，便于批量生产等优势，从而完成本发明。

本发明的技术方案如下：

一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，包括下列步骤：

S1将模具安装在旋压机上，用顶块将圆形平板压紧在模具小端；

S2控制所述模具旋转，带动所述圆形平板一同旋转；

S3用烤枪对所述圆形平板加热至成形温度，并在成形过程中持续加热，保持所述圆形平板温度恒定；

S4控制滚轮先后沿确定的普旋曲线和校形曲线运动，对所述圆形平板进行滚压，使得所述圆形平板逐渐发生变形，直至与所述模具全部贴合，制成涡轮泵壳体。

根据本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，具有以下有益效果：

本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，解决了厚壁大变形量大尺寸高强度铜合金涡轮泵壳体成形加工的难题，具有毛坯简单，原材料成本低，工艺过程少，生产效率高，数控程序控制旋压成形全过程，成形效率高，工艺稳定，成品率高，操作简便，适于批量生产，工艺装备简单，能耗低，后续机械加工周期短等优点。

附图说明

图1是本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法的涡轮泵壳体成形初始状态示意图；

图2是本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法的涡轮泵壳体成形过程中普旋曲线示意图；

图3是本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法的涡轮泵壳体成形过程中校形曲线示意图；

图4是本发明提供的一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法的涡轮泵壳体成形后示意图。

附图标号说明

1-圆形平板；2-涡轮泵壳体；3-模具；4-滚轮；5-顶块；6-烤枪；7-普旋曲线；8-校形曲线。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

本发明提供了一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，图1～4所示，包括如下步骤：

S1将模具3安装在旋压机上，用顶块5将圆形平板1压紧在模具3小端；

S2控制所述模具3旋转，带动所述圆形平板1一同旋转；

S3用烤枪6对所述圆形平板1加热至成形温度，并在成形过程中持续加热，保持所述圆形平板1温度恒定；

S4控制滚轮4先后沿确定的普旋曲线7和校形曲线8运动，对所述圆形平板1进行滚压，使得所述圆形平板1逐渐发生变形，直至与所述模具3全部贴合，制成涡轮泵壳体2。

在本发明中，所述的涡轮泵壳体2材料为Cu-Cr二元铜合金，半球底筒形件空心回转体结构，具有厚壁(所述圆形平板1的厚度≥12mm)、大深径比(筒体深径比≥0.65)、大变形量(变形量为35％～40％)、大尺寸(半球直径≥400mm)的特点。

在本发明中，在步骤S1之前，对所述圆形平板1进行退火热处理，降低材料硬度，提高材料塑性，所述的退火热处理温度为600±50℃。

在本发明中，在步骤S1中，所述模具3具有半球形状，大端直径圆处有等径圆柱段延伸，型面与涡轮泵壳体2的内型面吻合。

在本发明中，在步骤S3中，所述烤枪6为氧乙炔火焰烤枪或其它火焰烤枪，不少于2把。

在本发明中，在步骤S4中，所述控制滚轮4先后沿确定的普旋曲线7和校形曲线8运动对所述圆形平板1进行滚压的过程中，应用所述烤枪6对所述圆形平板1的内、外表面同时加热，加热温度控制在所述圆形平板1材料的时效温度以下。

在本发明中，在步骤S4中，所述滚轮4与所述圆形平板1接触的工作表面的截面为圆形，所述的截面圆形的半径值为3～5倍所述圆形平板1厚度。本发明人经过大量研究发现，滚轮4的工作表面的截面圆形半径对所述圆形平板1成形后的厚度有重要影响，若截面圆形的半径值过小且小于上述范围的最小值，则成形过程中所述圆形平板1厚度减薄率过大，成形后所述涡轮泵壳体2的厚度将减薄过多，反之，若截面圆形的半径值过大且大于上述范围的最大值，则所述滚轮4的厚度增大，滚轮4在旋压机上将不易安装或在成形过程中发生干涉；上述范围考虑到了所述涡轮泵壳体2成形后质量和实际操作中的可实现性，为最优选择。

在本发明中，在步骤S4中，所述的普旋曲线7为多道次凹圆弧曲线，凹圆弧半径取值范围在0.5～5倍半球直径，初始道次至最终道次的凹圆弧半径取值逐渐减小，每条凹圆弧曲线应控制所述圆形平板1外径的变形量≤5％。普旋曲线是旋压成形极为重要的的参数，凹圆弧曲线可以使得普旋成形中所述圆形平板1变形平稳，合适的变形量可以有效避免成形过程中所述圆形平板1出现壁厚减薄过多、筒体拉长、型面起皱等质量缺陷。

在本发明中，在步骤S4中，所述的校形曲线8由数据点拟合而成，所述数据点由所述模具3的型面曲线上的点向外偏移而得，所述型面曲线上的点之间的距离≤所述圆形平板1厚度值，偏移量为所述数据点处的实测壁厚值×k+所述滚轮4的截面圆半径，k值大小取决于设备(旋压机)的刚性，刚性越差k值越小。校形曲线对旋压成形的最终效果极为重要，是决定旋压成形后所述涡轮泵壳体2与所述模具3能否贴合的重要参数，并对所述涡轮泵壳体2的最终壁厚有重要影响。所述模具3型面曲面上的点之间的距离取值越小，数据点密度越大，校形曲线精度越高。实测壁厚值需要在试制中进行精确测量，k值需要在试制中摸索确定。

在本发明中，在步骤S4完成之后，制成的涡轮泵壳体2的内表面型面与所述模具3外表面型面贴合间隙≤1mm。

在本发明中，在步骤S4完成之后，对所述涡轮泵壳体2进行退火热处理，消除内部应力，所述的退火热处理温度为600±50℃。

实施例

实施例1

采用热旋压方法成形涡轮泵壳体，所述涡轮泵壳体2的材料为Cu-Cr二元铜合金，半球底筒形件空心回转体结构，所述圆形平板1的厚度为16mm(≥12mm)，筒体深径比为0.67(≥0.65)，变形量约为40％，半球直径≥400mm。

成形方法包括：

对所述圆形平板1进行退火热处理，退火热处理温度为600℃；

将模具3安装在旋压机上，用所述顶块5将所述圆形平板1压紧在所述模具3小端；

控制所述模具3匀速或变速旋转，带动所述圆形平板1一同旋转；

用所述烤枪6对所述圆形平板1加热至成形温度，并在后续成形过程中持续加热，保持所述圆形平板1温度恒定；烤枪6为氧乙炔火焰烤枪，数量3把，使用所述烤枪6对所述圆形平板1内、外表面同时加热；

控制所述滚轮4先后沿确定的所述普旋曲线7和所述校形曲线8匀速或变速运动，对所述圆形平板1进行滚压，使得所述圆形平板1逐渐发生变形，直至与所述模具3全部贴合，制成涡轮泵壳体2。

其中，所述滚轮4与所述圆形平板1接触的工作表面的截面为圆形，截面圆形的半径值为3倍圆形平板1的厚度；所述普旋曲线7为多道次凹圆弧曲线，凹圆弧半径的取值为0.5～5倍半球体直径，初始道次至最终道次的凹圆弧半径取值逐渐减小，每条凹圆弧曲线应控制所述圆形平板外径的减小率为3～5％；所述的校形曲线8由数据点拟合而成，所述数据点由所述模具3型面曲线上的点向外偏移而得，所述型面曲线上的点之间的距离≤所述圆形平板1厚度值，偏移量为所述数据点处的实测壁厚值×k+所述滚轮4的截面圆半径，k取值约为0.95。

涡轮泵壳体2成形后，对所述涡轮泵壳体2进行退火热处理，退火热处理温度为600℃。

使用所述圆形平板1加热普旋成形出所述涡轮泵壳体2，所述圆形平板1重量不到胎模锻毛坯的40％，采用数控旋压机，使用一套所述模具3，一件所述圆形平板1只需装夹一次，成形一件所述涡轮泵壳体2时间不到2小时(含装卸零件、加热、普旋成形及部分冷却时间)，成形后所述涡轮泵壳体2与所述模具3紧密贴合，成形后所述涡轮泵壳体2内表面型面与所述模具3的外表面型面贴合间隙为0.5mm，所述涡轮泵壳体2后续机械加工时间缩短超过50％。

综上所述，借助于本发明的上述技术方案，采用了圆形平板毛坯，降低了毛坯准备的难度，且毛坯重量减轻，大幅度降低了原材料成本；仅使用一套模具，采用加热普旋成形，单个零件装夹一次，即可快速完成全部成形过程，中间无需增加热处理工序，工艺过程简单，生产流程少；成形后涡轮泵壳体与模具贴合良好，零件轮廓度小，成形精度高，机械加工余量小，生产效率高；成形过程可实现数控程序控制，操作简便，工艺稳定，成品率高，适合批量生产；相对于锻压设备和加热设备，旋压机能耗更低。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1将模具安装在旋压机上，用顶块将圆形平板压紧在模具小端；

S2控制所述模具旋转，带动所述圆形平板一同旋转；

S3用烤枪对所述圆形平板加热至成形温度，并在成形过程中持续加热，保持所述圆形平板温度恒定；

S4控制滚轮先后沿确定的普旋曲线和校形曲线运动，对所述圆形平板进行滚压，使得所述圆形平板逐渐发生变形，直至与所述模具全部贴合，制成涡轮泵壳体。

2.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，所述的涡轮泵壳体的材料为Cu-Cr二元铜合金，半球底筒形件空心回转体结构，筒体深径比≥0.65，半球直径≥400mm，用于成形的材料圆形平板的厚度≥12mm，变形量为35％～40％。

3.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S1之前，对所述圆形平板进行退火热处理，退火热处理温度为600±50℃。

4.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S1中，所述模具具有半球形状，大端直径圆处有等径圆柱延伸段，型面与涡轮泵壳体的内型面吻合。

5.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4中，所述控制滚轮先后沿确定的普旋曲线和校形曲线运动对所述圆形平板进行滚压的过程中，应用所述烤枪对所述圆形平板的内、外表面同时加热，加热温度控制在所述圆形平板材料的时效温度以下。

6.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4中，所述滚轮与所述圆形平板接触的工作表面的截面为圆形，截面圆形的半径值为3～5倍所述圆形平板的厚度。

7.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4中，所述普旋曲线为多道次凹圆弧曲线，凹圆弧半径的取值为0.5～5倍半球体直径，初始道次至最终道次的凹圆弧半径取值逐渐减小，每条凹圆弧曲线应控制所述圆形平板外径的变形量≤5％。

8.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4中，所述的校形曲线由数据点拟合而成，所述数据点由所述模具型面曲线上的点向外偏移而得，所述型面曲线上的点之间的距离≤所述圆形平板厚度值，偏移量为所述数据点处的实测壁厚值×k+所述滚轮的截面圆半径，k值大小取决于设备刚性。

9.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4中，制成的涡轮泵壳体内表面型面与所述模具外表面型面贴合间隙≤1mm。

10.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机的涡轮泵壳体成形方法，其特征在于，在步骤S4完成之后，对所述涡轮泵壳体进行退火热处理，所述退火热处理温度为600±50℃。

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