CN114991998A - 分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法 - Google Patents

分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法 Download PDF

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CN114991998A CN202210471313.XA CN202210471313A CN114991998A CN 114991998 A CN114991998 A CN 114991998A CN 202210471313 A CN202210471313 A CN 202210471313A CN 114991998 A CN114991998 A CN 114991998A
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田原
刘潇
王天泰
王娟
丁煜朔
李泳江
赵世红
牛旭东
聂嵩
张强
孙浩
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    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
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    • B23K15/06—Electron-beam welding or cutting within a vacuum chamber

Abstract

本发明提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、喉部段外壁半环，所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部分别单独进行扩散焊，通过所述喉部段外壁半环将所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部连接形成扩散焊身部结构整体，所述扩散焊身部结构装配间隙小，降低了装配难度，减少了焊接热输入，提高了扩散焊连接质量。除此之外，本发明还提供了上述扩散焊身部结构的焊接方法。

Description

分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法
技术领域
本发明涉及一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法，属于液体火箭发动机领域。
背景技术
液体火箭发动机推力室身部工作过程中充满着高温、高压及高速流动的燃气，因此需要对其进行可靠冷却，以保证壁面温度在材料许用温度范围内。目前推力室身部一般采用再生冷却方式，身部由内外壁结构组成，在内壁上铣槽，铣槽内壁和外壁连接形成冷却夹套，冷却剂流经冷却夹套对身部内壁进行冷却。扩散焊工艺生产周期短，效率高，在国内外液体火箭发动机上得到了越来越多的应用。
传统的扩散焊身部结构通常具有喉衬结构，但其存在着结构复杂、笨重的弊端。另外一种扩散焊身部结构为外壁分半直接贴合在内壁上，外壁通常包含一个直筒段、扩张段和喉部段分半，由于其内壁为整体式结构，扩张段最小内径需大于直筒段内径，导致喉部段较长，且需具有拉瓦尔管形状，导致装配间隙难以保证，焊接难度大。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法，前后段身部单独进行扩散焊连接，提升了扩散焊效果，降低了整体身部结构扩散焊不合格后的产品报废风险，前后段身部通过半圆环结构喉部段外壁连接，结构简单，装配间隙小，解决现有技术装配间隙难以保证、焊接难度大的问题，进一步提高了内外壁之间的连接强度。
本发明的技术解决方案是：
一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、两个喉部段外壁半环；
所述扩散焊前段身部包括前段内壁、前段外壁、前段工艺集合器，所述前段外壁在所述前段内壁外侧，所述前段内壁外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成前段冷却通道，所述前段内壁与所述前段外壁通过扩散焊连接，所述前段工艺集合器安装于所述前段外壁上，与所述前段冷却通道连通；所述扩散焊后段身部包括后段内壁、后段外壁、后段工艺集合器，所述后段外壁在所述后段内壁内侧，所述后段内壁外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成后段冷却通道，所述后段内壁与所述后段外壁通过扩散焊连接，所述后段工艺集合器安装于所述后段外壁上，与所述后段冷却通道连通；
所述前段内壁与所述后段内壁连接，连接处形成喉部内壁；所述喉部内壁外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成喉部冷却通道，所述喉部冷却通道使所述前段冷却通道与所述后段冷却通道光滑连接；所述前段外壁通过所述喉部段外壁半环与所述后段外壁连接；所述喉部段外壁半环周向表面与所述喉部内壁通过扩散焊连接。
优选的，所述前段内壁有相对于所述前段外壁裸露在外的前段内壁小端，所述后段内壁有相对于所述后段外壁裸露在外的后段内壁小端；所述前段内壁小端与所述后段内壁小端连接形成所述喉部内壁。
优选的，所述前段内壁小端与所述后段内壁小端通过电子束焊连接。
优选的，所述前段内壁小端或所述后段内壁小端沿轴向长度为5～15mm。
优选的，所述前段外壁和所述喉部段外壁半环通过前段环焊缝连接在一起，所述后段外壁和所述喉部段外壁半环通过后段环焊缝连接在一起，两个所述喉部段外壁半环之间通过喉部纵焊缝连接在一起；所述前段环焊缝、后段环焊缝、喉部纵焊缝为电子束焊焊缝。
优选的，所述前段外壁与所述喉部段外壁半环连接端设有前段外壁小端凸台，作为焊接锁底；所述后段外壁与所述喉部段外壁半环连接端设有后段外壁小端凸台，作为焊接锁底。
优选的，所述前段外壁小端凸台或所述后段外壁小端凸台高度为2～3mm。
分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构的焊接方法，包括以下步骤：
步骤201、分别对扩散焊前段身部的前段内壁和前段外壁以及扩散焊后段身部的后段内壁和后段外壁进行扩散焊连接：
将所述前段外壁套在所述前段内壁外侧，所述前段内壁有相对于所述前段外壁裸露在外的前段内壁小端，所述前段内壁小端上不进行开槽，配合前段工艺集合器在前段冷却通道内形成前段封闭腔体，对所述前段封闭腔体抽真空，对所述前段内壁和所述前段外壁进行扩散焊连接并检查焊缝质量；将所述后段外壁套在所述后段内壁外侧，所述后段内壁有相对于后段外壁裸露在外的后段内壁小端，所述后段内壁小端上不进行开槽，配合后段工艺集合器在所述后段冷却通道内形成后段封闭腔体，对所述后段封闭腔体抽真空，对所述后段内壁和所述后段外壁进行扩散焊连接并检查焊缝质量；
步骤202、将所述前段内壁小端与所述后段内壁小端通过电子束焊连接形成喉部内壁，实现所述前段内壁与所述后段内壁连接；
步骤203、在所述前段内壁小端与所述后段内壁小端外侧开出多条沿轴向延伸的凹槽，在所述后壁内壁外侧形成喉部冷却通道，使前段冷却通道与后段冷却通道光滑连接；
步骤204、将喉部段外壁半环扣在前段外壁小端凸台和后段外壁小端凸台上，将所述喉部段外壁半环周向表面与喉部内壁贴合，所述前段外壁和所述喉部段外壁半环通过电子束焊形成前段环焊缝进行连接，所述后段外壁和所述喉部段外壁半环通过电子束焊形成后段环焊缝进行连接，两个所述喉部段外壁半环之间通过电子束焊形成喉部纵焊缝进行连接；
步骤205、对所述前段工艺集合器、后段工艺集合器与前段冷却通道、喉部冷却通道、后段冷却通道形成的封闭腔体进行抽真空处理，对所述喉部段外壁半环与所述喉部内壁进行扩散焊连接并检查焊缝质量，从而完成扩散焊身部的整体连接。
优选的，所述步骤201或步骤205中，扩散焊温度为800～900℃，焊接时间为0.5～1.5h。
优选的，所述步骤201或步骤205中，扩散焊焊缝质量检查采用液压和气密试验考核，液压压力P1＝1.2～1.5P0，气密压力P2＝P0，其中P0为扩散焊身部结构额定工况下冷却通道内最大工作压力。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)前后段身部单独进行扩散焊连接，降低了内外壁的贴合难度，焊后变形小，提升了扩散焊效果；
(2)前后段身部分别扩散焊完成后，单独进行扩散焊焊缝质量检查，降低了整体身部结构扩散焊不合格后的产品报废风险；
(3)喉部段外壁采用半圆环结构，结构简单，装配间隙小，降低了焊接难度；
(4)通过喉部段外壁对前后段身部进行连接，降低了装配难度，同时轴向长度短，缩短了焊缝长度，减小了焊接热输入引起的焊接应力，有效提高了内外壁之间的连接强度。
附图说明
图1为本发明分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构整体剖视图；
图2为本发明分段式液体火箭发动机推力室扩散焊前段身部剖视图；
图3为本发明分段式液体火箭发动机推力室扩散焊后段身部剖视图；
图4为本发明分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构整体示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部1、扩散焊后段身部2、两个喉部段外壁半环3，如图1所示，所述扩散焊前段身部1通过所述喉部段外壁半环3与所述扩散焊后段身部2连接形成扩散焊身部结构整体。
如图2所示，所述扩散焊前段身部1包括前段内壁11、前段外壁12、前段工艺集合器13，所述前段外壁12为整体式结构，所述前段外壁12套在所述前段内壁11外侧，所述前段内壁11外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，与所述前段外壁12形成前段冷却通道，供冷却剂流通；所述前段工艺集合器13安装于所述前段外壁12上，与所述前段冷却通道连通。在本实施例中，所述前段内壁11有相对于所述前段外壁12裸露在外的前段内壁小端15，所述前段内壁小端15长度为5～15mm，外侧无凹槽，使所述前段冷却通道靠近喉部的一端封闭，前段工艺集合器13对所述前段冷却通道的另一端进行封闭，在所述前段冷却通道内形成前段封闭腔体；在对其抽真空处理的条件下对所述扩散焊前段身部1的所述前段内壁11与所述前段外壁12进行扩散焊连接。
如图3所示，所述扩散焊后段身部2包括后段内壁21、后段外壁22、后段工艺集合器23，所述后段外壁22为整体式结构，所述后段外壁22套在所述后段内壁21外侧，所述后段内壁21外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，与所述后段外壁22形成后段冷却通道，供冷却剂流通；所述后段工艺集合器23安装于所述后段外壁22上，与所述后段冷却通道连通。在本实施例中，所述后段内壁21有相对于所述后段外壁22裸露在外的后端内壁小端25，所述后端内壁小端25长度为5～15mm，外侧无凹槽，使所述后段冷却通道靠近喉部的一端封闭，后段工艺集合器23对所述后段冷却通道的另一端进行封闭，在所述后段冷却通道内形成后段封闭腔体；在对其抽真空处理的条件下对所述扩散焊后段身部2的所述后段内壁21与所述后段外壁22进行扩散焊连接。
完成扩散焊连接的扩散焊前段身部1与扩散焊后段身部2的前段内壁11与后段内壁21连接，连接处形成喉部内壁，在本实施例中，所述喉部内壁通过前段内壁小端15与所述后段内壁小端25连接形成，优选地，采用电子束焊进行连接。在所述喉部内壁外侧开出多条沿轴向延伸的凹槽，形成喉部冷却通道，将所述前段冷却通道与所述后段冷却通道光滑连接，使得冷却剂能够贯通整个推力室身部。
所述喉部段外壁半环3周向表面与所述喉部内壁贴合，通过所述喉部段外壁半环3将所述前段外壁12与所述后段外壁22进行连接，在本实施例中具体为，如图4所示，所述前段外壁12和所述喉部段外壁半环3通过前段环焊缝32连接在一起，所述后段外壁22和所述喉部段外壁半环3通过后段环焊缝33连接在一起，两个所述喉部段外壁半环3之间通过喉部纵焊缝31连接在一起；优选地，所述前段环焊缝32、后段环焊缝33、喉部纵焊缝31为电子束焊焊缝；在本实施例中，所述前段外壁12与所述喉部段外壁半环3连接端设有前段外壁小端凸台14，作为焊接锁底；所述后段外壁22与所述喉部段外壁半环3连接端设有后段外壁小端凸台24，作为焊接锁底；所述前段外壁小端凸台14高度为2～3mm，所述后段外壁小端凸台24高度为2～3mm。
所述扩散焊前段身部1、扩散焊后段身部2与所述喉部段外壁半环3形成完成的扩散焊身部整体，进一步对所述前段工艺集合器13、后段工艺集合器23与前段冷却通道、喉部冷却通道、后段冷却通道形成的封闭腔体进行抽真空处理，在此条件下对所述喉部段外壁半环3与所述喉部内壁进行扩散焊连接，从而完成扩散焊身部的整体连接。
工艺集合器为中空回转体结构，扣在外壁外侧，其上任意位置打有一小孔并焊接管嘴，扩散焊前通过管嘴对冷却通道内封闭的腔体抽真空。
作为本发明的另一方面，还提供了本发明所述分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构的焊接方法，包括如下步骤：
步骤201、分别对扩散焊前段身部1的前段内壁11和前段外壁12以及扩散焊后段身部2的后段内壁21和后段外壁22进行扩散焊连接：
将前段外壁12套在前段内壁11外侧，前段内壁11有相对于前段外壁12裸露在外的前段内壁小端15，前段内壁小端15上不进行开槽，配合前段工艺集合器13在前段冷却通道内形成前段封闭腔体，对前段封闭腔体抽真空，扩散焊在真空正压钎焊炉中进行，通过预先制备出一定成分的薄带合金，然后通过点焊将钎料固定在待焊接面上，扩散焊温度保持800～900℃，焊接时间0.5～1.5h，之后随炉冷却到室温，对前段内壁11和前段外壁12进行扩散焊连接；焊接完成后对扩散焊前段身部1进行液压和气密试验考核，液压压力P1＝1.2～1.5P0，气密压力P2＝P0，其中P0为扩散焊身部结构额定工况下冷却通道内最大工作压力。
将后段外壁22套在后段内壁21外侧，后段内壁21有相对于后段外壁22裸露在外的后段内壁小端25，后段内壁小端25上不进行开槽，配合后段工艺集合器23在后段冷却通道内形成后段封闭腔体，对后段封闭腔体抽真空，扩散焊在真空正压钎焊炉中进行，通过预先制备出一定成分的薄带合金，然后通过点焊将钎料固定在待焊接面上，扩散焊温度保持800～900℃，焊接时间0.5～1.5h，之后随炉冷却到室温，对后段内壁21和后段外壁22进行扩散焊连接；焊接完成后对扩散焊后段身部2进行液压和气密试验考核，液压压力P1＝1.2～1.5P0，气密压力P2＝P0，其中P0为扩散焊身部结构额定工况下冷却通道内最大工作压力；
步骤202、将前段内壁小端15与后段内壁小端25进行电子束焊，电子束利用真空电子束焊机完成，焊前对焊接件进行退磁处理，焊接电压、焊接束流和焊接速度等工艺参数根据平板模拟试验件确定，连接形成喉部内壁，实现前段内壁11与后段内壁21连接，并利用X光检查电子束焊缝质量；
步骤203、在前段内壁小端15与后段内壁小端25外侧开出多条沿轴向延伸的凹槽，在后壁内壁外侧形成喉部冷却通道，使前段冷却通道与后段冷却通道光滑连接；
步骤204、将喉部段外壁半环3扣在前段外壁小端凸台14和后段外壁小端凸台24上，将喉部段外壁半环3周向表面与喉部内壁贴合，前段外壁12和喉部段外壁半环3通过电子束焊形成前段环焊缝32进行连接，后段外壁22和喉部段外壁半环3通过电子束焊形成后段环焊缝33进行连接，两个喉部段外壁半环3之间通过电子束焊形成喉部纵焊缝31进行连接；电子束利用真空电子束焊机完成，焊前对焊接件进行退磁处理，焊接电压、焊接束流和焊接速度等工艺参数根据平板模拟试验件确定，焊接完成后，利用X光检查焊缝质量。
步骤205、对前段工艺集合器13、后段工艺集合器23与前段冷却通道、喉部冷却通道、后段冷却通道形成的封闭腔体进行抽真空处理，对喉部段外壁半环3与喉部内壁进行扩散焊连接，扩散焊在真空正压钎焊炉中进行，通过预先制备出一定成分的薄带合金，然后通过点焊将钎料固定在待焊接面上，扩散焊温度保持800～900℃，焊接时间0.5～1.5h，之后随炉冷却到室温。从而完成扩散焊身部的整体连接。焊接完成后对扩散焊喉部进行液压和气密试验考核，液压压力P1＝1.2～1.5P0，气密压力P2＝P0，其中P0为扩散焊身部结构额定工况下冷却通道内最大工作压力。
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.分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：包括扩散焊前段身部(1)、扩散焊后段身部(2)、两个喉部段外壁半环(3)；
所述扩散焊前段身部(1)包括前段内壁(11)、前段外壁(12)、前段工艺集合器(13)，所述前段外壁(12)在所述前段内壁(11)外侧，所述前段内壁(11)外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成前段冷却通道，所述前段内壁(11)与所述前段外壁(12)通过扩散焊连接，所述前段工艺集合器(13)安装于所述前段外壁(12)上，与所述前段冷却通道连通；所述扩散焊后段身部(2)包括后段内壁(21)、后段外壁(22)、后段工艺集合器(23)，所述后段外壁(22)在所述后段内壁(21)外侧，所述后段内壁(21)外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成后段冷却通道，所述后段内壁(21)与所述后段外壁(22)通过扩散焊连接，所述后段工艺集合器(23)安装于所述后段外壁(22)上，与所述后段冷却通道连通；
所述前段内壁(11)与所述后段内壁(21)连接，连接处形成喉部内壁；所述喉部内壁外侧开有多条沿轴向延伸的凹槽，形成喉部冷却通道，所述喉部冷却通道使所述前段冷却通道与所述后段冷却通道光滑连接，形成整体冷却通道；所述前段外壁(12)通过所述喉部段外壁半环(3)与所述后段外壁(22)连接；所述喉部段外壁半环(3)周向表面与所述喉部内壁通过扩散焊连接。
2.根据权利要求1所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段内壁(11)有相对于所述前段外壁(12)裸露在外的前段内壁小端(15)，所述后段内壁(21)有相对于所述后段外壁(22)裸露在外的后段内壁小端(25)；所述前段内壁小端(15)与所述后段内壁小端(25)连接形成所述喉部内壁。
3.根据权利要求2所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段内壁小端(15)与所述后段内壁小端(25)通过电子束焊连接。
4.根据权利要求2所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段内壁小端(15)或所述后段内壁小端(25)沿轴向长度为5～15mm。
5.根据权利要求1所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段外壁(12)和所述喉部段外壁半环(3)通过前段环焊缝(32)连接在一起，所述后段外壁(22)和所述喉部段外壁半环(3)通过后段环焊缝(33)连接在一起，两个所述喉部段外壁半环(3)之间通过喉部纵焊缝(31)连接在一起；所述前段环焊缝(32)、后段环焊缝(33)、喉部纵焊缝(31)为电子束焊焊缝。
6.根据权利要求5所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段外壁(12)与所述喉部段外壁半环(3)连接端设有前段外壁小端凸台(14)，作为焊接锁底；所述后段外壁(22)与所述喉部段外壁半环(3)连接端设有后段外壁小端凸台(24)，作为焊接锁底。
7.根据权利要求6所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，其特征在于：所述前段外壁小端凸台(14)或所述后段外壁小端凸台(24)高度为2～3mm。
8.分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构的焊接方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤201、分别对扩散焊前段身部(1)的前段内壁(11)和前段外壁(12)以及扩散焊后段身部(2)的后段内壁(21)和后段外壁(22)进行扩散焊连接：
将所述前段外壁(12)套在所述前段内壁(11)外侧，所述前段内壁(11)有相对于所述前段外壁(12)裸露在外的前段内壁小端(15)，所述前段内壁小端(15)上不进行开槽，配合前段工艺集合器(13)在前段冷却通道内形成前段封闭腔体，对所述前段封闭腔体抽真空，对所述前段内壁(11)和所述前段外壁(12)进行扩散焊连接并检查焊缝质量；将所述后段外壁(22)套在所述后段内壁(21)外侧，所述后段内壁(21)有相对于后段外壁(22)裸露在外的后段内壁小端(25)，所述后段内壁小端(25)上不进行开槽，配合后段工艺集合器(23)在所述后段冷却通道内形成后段封闭腔体，对所述后段封闭腔体抽真空，对所述后段内壁(21)和所述后段外壁(22)进行扩散焊连接并检查焊缝质量；
步骤202、将所述前段内壁小端(15)与所述后段内壁小端(25)通过电子束焊连接形成喉部内壁，实现所述前段内壁(11)与所述后段内壁(21)连接；
步骤203、在所述前段内壁小端(15)与所述后段内壁小端(25)外侧开出多条沿轴向延伸的凹槽，在所述喉部内壁外侧形成喉部冷却通道，使前段冷却通道与后段冷却通道光滑连接，形成整体冷却通道；
步骤204、将喉部段外壁半环(3)扣在前段外壁小端凸台(14)和后段外壁小端凸台(24)上，将所述喉部段外壁半环(3)周向表面与喉部内壁贴合，所述前段外壁(12)和所述喉部段外壁半环(3)通过电子束焊形成前段环焊缝(32)进行连接，所述后段外壁(22)和所述喉部段外壁半环(3)通过电子束焊形成后段环焊缝(33)进行连接，两个所述喉部段外壁半环(3)之间通过电子束焊形成喉部纵焊缝(31)进行连接；
步骤205、对所述前段工艺集合器(13)、后段工艺集合器(23)与整体冷却通道形成的封闭腔体进行抽真空处理，对所述喉部段外壁半环(3)与所述喉部内壁进行扩散焊连接并检查焊缝质量，从而完成扩散焊身部的整体连接。
9.根据权利要求8所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构的焊接方法，其特征在于：所述步骤201或步骤205中，扩散焊温度为800～900℃，焊接时间为0.5～1.5h。
10.根据权利要求8所述的分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构的焊接方法，其特征在于：所述步骤201或步骤205中，扩散焊焊缝质量检查采用液压和气密试验考核，液压压力P1＝1.2～1.5P0，气密压力P2＝P0，其中P0为扩散焊身部结构额定工况下冷却通道内最大工作压力。
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