CN115302209B - 通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，属于火箭喷气推进装置技术领域。该方法包括：对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁和喷管外壁坯料；将喷管内壁和喷管外壁的初始坯料贴合面喷涂止焊剂并进行套合；将套合后的喷管内壁和喷管外壁一体膨胀成形后，将二者分开；将喷管内壁和喷管外壁进行加工形成冷却通道并进行表面处理，再次套合以进行扩散连接；以及对成形后的喷管进行性能检测。该方法将内外壁采用工装、液压或气压进行一体成形，可确保喷管内壁外型面与喷管外壁内型面完全相同，有利于后续扩散连接的实现，并提高扩散连接的质量。

Description

通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法
技术领域
本发明涉及火箭喷气推进装置技术领域，特别涉及一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法。
背景技术
在地面级主推液体火箭发动机喷管制造，上面级液体火箭发动机喷管制造及轨姿控发动机喷管的制造时，传统喷管制造方法包括锻件加工法和内外壁分别成形法。
对于锻件加工法，喷管内壁、喷管外壁分别采用环形锻件分别进行数控加工，然后将分别加工完成的内壁和外壁进行组装和焊接，实现喷管的制造。该种制造方法喷管内壁和喷管外壁均采用厚壁锻件进行加工，材料利用率极低，通常利用率不足10%，因此，材料成本高。材料去除量大，约90%以上，数控加工时间长，因此加工成本高。
对于内外壁分别成形法，喷管内壁、喷管外壁分别由板料采用成形方案进行制造，成形方案包括冲压成形法、旋压成形法等。然后分别对内壁外壁分别进行加工，然后再进行组装和焊接，实现喷管的制造。但是该种方法喷管内壁、喷管外壁分别采用两套模具进行独立成形，模具成本高；喷管内壁和喷管外壁需分别成形，制造工序多，制造成本高。喷管内壁和喷管外壁为采用两套模具分别进行的成形，由于模具误差和成形回弹造成的型面误差不同，因此，内外壁之间的扩散连接面的型面吻合度差，不利于扩散连接的实现，或扩散连接质量差。
发明内容
本发明的目的在于提供一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，该方法内外壁采用同一套工装一体成形，可确保喷管内壁外型面与喷管外壁内型面完全相同，有利于后续扩散连接的实现，并提高扩散连接的质量。
为实现本发明目的，本发明采用如下技术方案：
根据本发明的一个方面，提供了一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法。所述方法包括对坯料进行下料成形以形成喷管内壁的坯料和喷管外壁的坯料；将所述喷管内壁和所述喷管外壁的贴合面喷涂止焊剂并进行套合；将套合后的所述喷管内壁和所述喷管外壁一体膨胀成形后将二者分开；将所述喷管内壁和所述喷管外壁进行加工形成冷却通道并进行表面处理、再次套合以进行扩散连接；以及对成形后的喷管进行性能检测以完成喷管制造。
根据本发明的一实施方式，其中，对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁的坯料和喷管外壁的坯料包括：对坯料进行激光下料以形成扇形展开料；将扇形展开料滚弯成形、去除焊接边激光切割重熔层、以及纵焊缝焊接以形成为锥筒形结构的喷管内壁和喷管外壁；以及进行纵焊缝焊接质量检测。
根据本发明的一实施方式，其中，所述坯料为板料，所述板料的壁厚预留防止变薄的厚度补偿量，所述厚度补偿量为0.1～0.3mm。
根据本发明的一实施方式，其中，将喷管内壁和喷管外壁的贴合面喷涂止焊剂并进行套合包括：将喷管内壁的外型面和喷管外壁的内型面喷涂止焊剂以防止在后续的热处理过程中发生粘连；将喷管内壁和喷管外壁按照形状套合于一起，且二者之间设置1～8mm的间距。
根据本发明的一实施方式，其中，将套合后的喷管内壁和喷管外壁一体膨胀成形后将二者分开包括：喷管内壁和喷管外壁的两端预留40～60mm加工余量，用于补偿产品膨胀成形过程中由于直径增大造成的轴向长度缩短；通过动力装置和成形模具对喷管内壁和喷管外壁进行一体胀形；以及通过车加工去除余量并分开喷管内壁和喷管外壁。
根据本发明的一实施方式，其中，所述成形模具包括：模具上压板；胀形模具胀芯固接于所述模具上压板的底侧；模具下底板；多个胀形模具胀瓣均布于以胀形模具胀芯投影到所述模具下底板的中心点为圆心的圆周上，且在所述胀形模具胀芯的下压作用下沿着所述圆周的直径方向向外胀形；其中，多个胀形模具胀瓣围设成为倒圆锥形腔，所述胀形模具胀芯的形状匹配所述空腔的形状。
为确保每个胀瓣沿径向向外移动过程中方向不变，通常在底板和胀瓣之间设置导向结构。
根据本发明的一实施方式，其中，所述动力装置为液压机，所述模具上压板在所述液压机的作用下带动所述胀形模具胀芯向下运动，并使得多个所述胀形模具胀瓣径向向外移动，从而带动所述喷管内壁和所述喷管外壁一体膨胀成形。
根据本发明的一实施方式，其中，所述胀形模具胀瓣的数量根据零件的尺寸和形状复杂程度确定，膨胀过程中，胀形模具胀瓣的数量由少到多逐渐增加以形成多级膨胀。
根据本发明的一实施方式，其中，所述胀形模具胀瓣为12瓣，所述多级膨胀为3级膨胀，其中，在第一级膨胀时，在所述模具下底板上均匀安装10个所述胀形模具胀瓣，在第二级膨胀时，在所述模具下底板上均匀安装11个所述胀形模具胀瓣，在第三级膨胀时，在所述模具下底板上均匀安装12个所述胀形模具胀瓣。
根据本发明的一实施方式，其中，将所述喷管内壁和所述喷管外壁进行加工形成冷却通道并进行表面处理、再次套合以进行扩散连接包括：
在所述喷管内壁的外型面加工冷却介质槽道，在所述喷管外壁的两端加工冷却介质流入流出的长孔；
将所述喷管内壁和所述喷管外壁的扩散连接面的止焊剂去除并进行表面处理，去除污染物；
将所述喷管内壁和所述喷管外壁套合并使得所述槽道与所述长孔对正；
通过扩散连接将所述喷管内壁和所述喷管外壁连接以形成喷管，其中，根据不同的喷管材料和槽道结构尺寸，设置扩散连接压力为0.5～1.5MPa，将扩散连接温度设置为材料熔点的0.6～0.8倍，对所述槽道进行抽真空，且真空度高于9×10-1Pa，焊接时间设置为50～150分钟之间。
本发明中的一个实施例具有如下优点或有益效果：
本发明的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法。该方法采用板料成形方案完成喷管内壁和喷管外壁的一体成形制造，相对锻件加工方案，材料费大大降低。喷管内外壁采用同一套工装一体成形，可确保喷管内壁外型面与喷管外壁内型面完全相同，有利于后续扩散连接的实现，并提高扩散连接的质量。内外壁采用同一套工装成形，相比传统成形方案，模具成本大大降低，成形成本大幅降低。
附图说明
通过参照附图详细描述其示例实施方式，本发明的上述和其它特征及优点将变得更加明显。
图1是根据一示例性实施方式示出的一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法的流程图。
图2是根据一示例性实施方式示出的一种坯料下料后的扇形展开料示意图。
图3是根据一示例性实施方式示出的一种坯料滚弯成形后的示意图。
图4是根据一示例性实施方式示出的一种初始喷管内壁和喷管外壁套合后的部分示意图。
图5是根据一示例性实施方式示出的一种成形模具胀形前的剖视示意图。
图6是根据一示例性实施方式示出的一种成形模具胀形前的俯视示意图。
图7是根据一示例性实施方式示出的一种成形模具胀形后的剖视示意图。
图8是根据一示例性实施方式示出的一种成形模具胀形后的俯视示意图。
图9是根据一示例性实施方式示出的一种喷管内壁加工槽道后的示意图。
图10是图9中A-A部分的剖视示意图。
图11是根据一示例性实施方式示出的一种喷管外壁加工长孔后的示意图。
图12是根据一示例性实施方式示出的一种喷管内壁和喷管外壁扩散连接后形成喷管的示意图。
图13是图12中B-B部分的剖视示意图。
图14是图12中C-C部分的剖视示意图。
图15是根据一示例性实施方式示出的一种喷管内壁和喷管外壁扩散连接过程中的状态示意图。
其中，附图标记如下：
1、喷管内壁；11、槽道；12、肋；2、喷管外壁；21、长孔；3、成形模具；31、模具上压板；32、胀形模具胀芯；33、模具下底板；34、胀形模具胀瓣；4、喷管燃料出口；5、喷管燃料入口；6、喷管入口集合器；7、喷管出口集合器；8、抽真空接口；9、扩散连接气压。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本发明将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。
用语“一个”、“一”、“该”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。
如图1所示，图1示出了本发明提供的一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法的流程图。
本发明实施例的一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法包括：001对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁1的坯料和喷管外壁2的坯料；002将喷管内壁1和喷管外壁2的贴合面喷涂止焊剂并进行套合；003将套合后的喷管内壁1和喷管外壁2一体膨胀成形后将二者分开；004将喷管内壁1和喷管外壁2进行加工形成冷却通道并进行表面处理、再次套合以进行扩散连接；以及005对成形后的喷管进行性能检测以完成喷管制造。
其中，为了对喷管进行降温需要将喷管壁做成两层结构，也就是喷管内壁1和喷管外壁2。将二者加工形成冷却通道并通过扩散连接于一体。通过性能检测测量其性能稳定性。喷管适用的材料为不锈钢、高温合金、钛合金、铜合金等多种金属材料。
图2示出了本发明提供的一种坯料下料后的扇形展开料的示意图。
在本发明的一个优选实施例中，001对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁1的坯料和喷管外壁2的坯料包括：对坯料进行激光下料以形成扇形展开料；将扇形展开料滚弯成形、去除焊接边激光切割重熔层、以及纵焊缝焊接以形成锥筒形结构的喷管内壁1和喷管外壁2；以及焊接成形后进行纵焊缝焊接质量检测。
如图2所示，初始的喷管内壁1和喷管外壁2为锥筒形结构，因此截取的配料成扇形，利于滚弯成形。而且成形之后焊缝更容易焊接。焊缝质量检测，包括X光探伤、荧光探伤等，确保焊缝无缺陷。
在本发明的一个优选实施例中，坯料为板料，板料的壁厚预留防止变薄的厚度补偿量，厚度补偿量为0.1～0.3mm。
如图2所示，喷管内壁1和喷管外壁2在胀形过程中，由于直径变大，板料壁厚会变薄，因此需要原材料厚度预留变薄补偿量，使成形后的材料壁厚符合设计要求，厚度补偿值优选为0.1～0.3mm。
图3示出了本发明提供的一种坯料滚弯成形后的示意图。图4示出了本发明提供的一种初始喷管内壁1和喷管外壁2套合后的部分示意图。
在本发明的一个优选实施例中，002将喷管内壁1和喷管外壁2的贴合面喷涂止焊剂并进行套合包括：将喷管内壁1的外型面和喷管外壁2的内型面喷涂止焊剂以防止在后续的热处理过程中发生粘连；将喷管内壁1和喷管外壁2按照形状套合于一起，且二者之间设置1～8mm的间距。
如图3至图4所示，喷管内壁1的外型面和喷管外壁2的内型面之间涂止焊剂，目的在于防止喷管内壁1和喷管外壁2在热处理过程中发生粘连，后续过程无法分开。为便于内壁与外壁顺利实现套合，喷管内壁1和喷管外壁2之间需设置单边1～8mm间隙。
图5示出了本发明提供的一种成形模具3胀形前的剖视示意图。图6示出了本发明提供的一种成形模具3胀形前的俯视示意图。图7示出了本发明提供的一种成形模具3胀形后的剖视示意图。图8示出了本发明提供的一种成形模具3胀形后的俯视示意图。
在本发明的一个优选实施例中，003将套合后的喷管内壁1和喷管外壁2一体膨胀成形后将二者分开包括：喷管内壁1和喷管外壁2的两端预留40～60mm加工余量；通过动力装置和成形模具3对喷管内壁1和喷管外壁2进行一体胀形；以及通过车加工去除余量并分开喷管内壁1和喷管外壁2。
如图5至图8所示，由于胀形过程中喷管内壁1和喷管外壁2轴向高度会有变小的趋势，因此，喷管内壁1和喷管外壁2轴向尺寸需在两端，也就是小端和大端，留有40～60mm余量，成形完成后通过车加工去除。
在本发明的一个优选实施例中，成形模具3包括：模具上压板31；胀形模具胀芯32，固接于模具上压板31的底侧；模具下底板33；多个胀形模具胀瓣34均布于以胀形模具胀芯32投影到模具下底板33的中心点为圆心的圆周上，且在胀形模具胀芯32的下压作用下沿着圆周的直径方向向外胀形；其中，多个胀形模具胀瓣34围设成为倒圆锥形空腔，胀形模具胀芯32的形状匹配空腔的形状。动力装置为液压机，模具上压板31在液压机的作用下带动胀形模具胀芯32向下运动，并使得多个胀形模具胀瓣34径向向外移动，从而带动喷管内壁1和喷管外壁2一体膨胀成形。
如图5至图8所示，成形模具3由模具上压板31、胀形模具胀芯32、胀形模具胀瓣34和模具下底板33组成。成形过程中，将成形模具3整体连同产品放在液压机工作区，模具上压板31在液压机垂直向下压力作用下带动胀形模具胀芯32向下移动，在胀芯锥面斜角作用下，胀形模具胀芯32推动胀形模具胀瓣34径向向外移动，并带动零件，使产品直径变大，并逐渐成形成最终产品形状和尺寸。胀形模具胀瓣34的特点在于，其外形型面需按最终产品型面设计，胀形过程中，胀形模具胀瓣34向外径向移动至最终位置时，其外型面为标准回转型面。
在本发明的一个优选实施例中，胀形模具胀瓣34为12瓣，多级膨胀为3级膨胀，其中，在第一级膨胀时，在模具下底板33上均匀安装10个胀形模具胀瓣34，在第二级膨胀时，在模具下底板33上均匀安装11个胀形模具胀瓣34，在第三级膨胀时，在模具下底板33上均匀安装12个胀形模具胀瓣34。
其中，在胀形前，由于零件内型直径小于胀形模具胀瓣34直径，为便于胀形前胀形模具胀瓣34的装入，应装入少于设计的最终胀形模具胀瓣34的数量。逐级膨胀，最终胀形到理论尺寸。优选地，可以进行3级膨胀，也可以是4级或者多级膨胀。每级膨胀的胀形模具胀瓣34的数量由少到多逐级增多。此外，胀形模具胀瓣34也可以为10瓣，分四级膨胀，每级膨胀时安装的模具胀瓣的数量分别为7、8、9和10瓣。根据零件成形时变形量的大小，有时需要在多级成形之间增加中间热处理，用以消除冷作硬化，提高产品变形能力。
图9示出了本发明提供的一种喷管内壁1加工槽道11后的示意图。图10示出了图9中A-A部分的剖视示意图。图11示出了本发明提供的一种喷管外壁2加工长孔21后的示意图。图12示出了本发明提供的一种成喷管内壁1和喷管外壁2扩散连接后形成喷管的示意图。图13示出了图12中B-B部分的剖视示意图。图14示出了图12中C-C部分的剖视示意图。图15示出了本发明提供的一种喷管内壁1和喷管外壁2扩散连接过程中状态示意图。
在本发明的一个优选实施例中，004将喷管内壁1和喷管外壁2进行加工形成冷却通道并进行表面处理，再次套合以进行扩散连接包括：在喷管内壁1的外型面加工冷却介质的槽道11，在喷管外壁2的两端加工冷却介质流入流出的长孔21；将喷管内壁1和喷管外壁2的扩散连接面的止焊剂去除并进行表面处理去除污染物；将喷管内壁1和喷管外壁2套合并使得槽道11与长孔21对正以形成冷却通道；将喷管内壁1和喷管外壁2扩散连接以形成喷管，其中，根据不同的喷管材料和槽道结构尺寸设置扩散连接压力为0.5～1.5MPa，将扩散连接温度设置为材料熔点的0.6～0.8倍，对槽道11进行抽真空且真空度高于9×10-1Pa，焊接时间设置为50～150分钟之间。
如图9至图15所示，喷管内壁1的外型面加工冷却介质的槽道11，槽道11从喷管内壁1的外型面的顶部到底部沿圆周均匀布置，槽深为1.5mm～2.5mm，槽宽为1.5mm～4mm，槽道11之间的肋12的宽度对应于槽深也为1.5mm～2.5mm。喷管外壁2在大端和小端位置加工冷却介质流入流出的长孔21。喷管的上侧设置喷管燃料出口4，喷管的下侧设置喷管燃料入口5。喷管的下侧设置喷管入口集合器6，喷管的上侧设置喷管出口集合器7，且喷管出口集合器7的外侧设置抽真空接口8。表面处理包括喷管内壁1外型面、喷管外壁2内型面等扩散连接面的止焊剂去除、酸碱洗等过程，保证清洁，确保后续扩散连接顺利完成。通过刻线、定位插片、插销等方式保证喷管内壁1的槽道11与喷管外壁2的长孔21对正，确保最终喷管的介质流道通顺。扩散连接指将装配好的喷管整体装入气体加压扩散连接设备，并通过扩散连接设备产生的扩散连接气压9使产品喷管内壁1和喷管外壁2贴合面之间实现扩散连接正压力，根据不同的喷管材料和槽道结构尺寸，压力通常在0.5～1.5MPa；扩散连接气压9如图15中的箭头所示。扩散连接设备也可将产品加热到扩散连接温度，通常在材料熔点0.6～0.8倍；扩散连接设备还具有通过抽真空管路对槽道11进行抽真空的功能，真空度高于9×10-1Pa，焊接时间在50～150分钟之间。对喷管的性能检测包括液压试验，检测喷管内壁1和喷管外壁2扩散连接的强度；液流试验检测喷管的槽道11的通畅性；以及气密试验检测喷管的密封性。
本发明的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法。该方法采用板料成形方案完成喷管内壁1和喷管外壁2的制造，相对锻件加工方案，材料费大大降低。喷管内壁1和喷管外壁2采用工装一体成形，可确保喷管内壁1外型面和喷管外壁2内型面完全相同，有利于后续扩散连接的实现，并提高扩散连接的质量。喷管内壁1和喷管外壁2采用同一套工装成形，相比传统成形方案，模具成本大大降低，成形成本大幅降低。
在本发明实施例中，术语“多个”则指两个或两个以上，除非另有明确的限定。术语“安装”、“连接”、“固定”等术语均应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。
本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或单元必须具有特定的方向、以特定的方位构造和操作，因此，不能理解为对本发明实施例的限制。
在本说明书的描述中，术语“一个实施例”、“一个优选实施例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
以上仅为本发明实施例的优选实施例而已，并不用于限制本发明实施例，对于本领域的技术人员来说，本发明实施例可以有各种更改和变化。凡在本发明实施例的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明实施例的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，包括：
对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁（1）的坯料和喷管外壁（2）的坯料；
将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）的贴合面喷涂止焊剂并进行套合；
将套合后的所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）一体膨胀成形后将二者分开；
将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）进行加工形成冷却通道并进行表面处理，再次套合以进行扩散连接；以及
对成形后的喷管进行性能检测以完成喷管制造。
2.根据权利要求1所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，对坯料进行下料、滚弯成形、焊接以形成喷管内壁（1）的坯料和喷管外壁（2）的坯料包括：
对坯料进行激光下料以形成为扇形展开料；
将扇形展开料滚弯成形、去除焊接边激光切割重熔层、以及纵焊缝焊接以形成为锥筒形结构的喷管内壁（1）和喷管外壁（2）；以及
焊接成形后进行纵焊缝焊接质量检测。
3.根据权利要求2所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，所述坯料为板料，所述板料的壁厚预留防止变薄的厚度补偿量，所述厚度补偿量为0.1～0.3mm。
4.根据权利要求1所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，将喷管内壁（1）和喷管外壁（2）的贴合面喷涂止焊剂并进行套合包括：
将喷管内壁（1）的外型面和喷管外壁（2）的内型面喷涂止焊剂以防止在后续的热处理过程中发生粘连；
将喷管内壁（1）和喷管外壁（2）按照形状套合于一起，且二者之间设置1～8mm的间距。
5.根据权利要求1所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，将套合后的喷管内壁（1）和喷管外壁（2）一体膨胀成形后将二者分开包括：
喷管内壁（1）和喷管外壁（2）的两端预留40～60mm加工余量；
通过动力装置和成形模具（3）对喷管内壁（1）和喷管外壁（2）进行一体胀形；以及
通过车加工去除余量并分开喷管内壁（1）和喷管外壁（2）。
6.根据权利要求5所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，所述成形模具（3）包括：
模具上压板（31）；
胀形模具胀芯（32），固接于所述模具上压板（31）的底侧；
模具下底板（33）；
多个胀形模具胀瓣（34），均布于以胀形模具胀芯（32）投影到所述模具下底板（33）的中心点为圆心的圆周上，且在所述胀形模具胀芯（32）的下压作用下沿着所述圆周的直径方向向外胀形；其中，多个所述胀形模具胀瓣（34）围设成为倒圆锥形空腔，所述胀形模具胀芯（32）的形状匹配所述空腔的形状。
7.根据权利要求6所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，所述动力装置为液压机，所述模具上压板（31）在所述液压机的作用下带动所述胀形模具胀芯（32）向下运动，并使得多个所述胀形模具胀瓣（34）径向向外移动，从而带动所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）一体膨胀成形。
8.根据权利要求7所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，所述胀形模具胀瓣（34）的数量根据零件的尺寸和零件型面复杂程度确定，膨胀过程中，胀形模具胀瓣（34）的数量由少到多逐渐增加以形成多级膨胀。
9.根据权利要求8所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，所述胀形模具胀瓣（34）为12瓣，所述多级膨胀为3级膨胀，其中，在第一级膨胀时，在所述模具下底板（33）上均匀安装10个所述胀形模具胀瓣（34），在第二级膨胀时，在所述模具下底板（33）上均匀安装11个所述胀形模具胀瓣（34），在第三级膨胀时，在所述模具下底板（33）上均匀安装12个所述胀形模具胀瓣（34）。
10.根据权利要求1所述的通过内外壁一体成形方案制造火箭发动机喷管的方法，其特征在于，将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）进行加工形成冷却通道并进行表面处理，再次套合以进行扩散连接包括：
在所述喷管内壁（1）的外型面加工冷却介质的槽道（11），在所述喷管外壁（2）的两端加工冷却介质流入流出的长孔（21）；
将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）的扩散连接面的止焊剂去除并进行表面处理，去除污染物；
将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）套合并使得所述槽道（11）与所述长孔（21）对正以形成冷却通道；
将所述喷管内壁（1）和所述喷管外壁（2）扩散连接以形成喷管，其中，根据不同的喷管材料和槽道结构尺寸设置扩散连接压力为0.5～1.5MPa，将扩散连接温度设置为材料熔点的0.6～0.8倍，对所述槽道（11）进行抽真空且真空度高于9×10-1Pa，焊接时间设置为50～150分钟之间。
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CN104924036B (zh) * 2015-06-16 2017-11-21 湖北三江航天江北机械工程有限公司 液体火箭发动机燃烧室的制造方法
CN109570318A (zh) * 2018-10-23 2019-04-05 上海航天设备制造总厂有限公司 一种燃气涡轮排气道支承壁用钣金件流体成形方法
CN111151903B (zh) * 2020-01-20 2022-10-25 航天海鹰(哈尔滨)钛业有限公司 一种钛合金中空筒体结构件的成形方法
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