CN115740965A - 整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭喷气推进装置技术领域，特别涉及一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法。本发明提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，包括：将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，以使燃烧室内壁扩张段的外型面和对应位置的燃烧室外壁的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现燃烧室内壁和燃烧室外壁之间的扩散连接，形成整体结构火箭发动机燃烧室；对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。本发明可提高火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免燃烧室内壁的汇通槽和燃烧室外壁的焊缝。

Description

整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法

技术领域

本发明涉及火箭喷气推进装置技术领域，特别涉及一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法。

背景技术

液体推进剂作为火箭喷气推进装置的基本组成，其贮存在推进剂贮箱内，当发动机工作时，推进剂在推进剂供应系统的作用下按照要求的压力和流量输送至燃烧室，经雾化、蒸发、混合和燃烧生成高温高压燃气，再通过喷管加速至超声速排出，从而产生推力。

燃烧室由燃烧室内壁和燃烧室外壁组成，其中喉部（燃烧室外壁喉部和燃烧室内壁喉部）的直径最小，如果燃烧室内壁和燃烧室外壁均为整体结构，则无法实现燃烧室内壁与燃烧室外壁的套合，因此传统方案有两种，分别为燃烧室内壁沿喉部分段法和燃烧室外壁纵向分半法，具体如下：

1.燃烧室内壁沿喉部分段法，其主要结构特点为，燃烧室外壁为整体结构，燃烧室内壁沿喉部分为两段，装配时，将两段燃烧室内壁分别从燃烧室外壁的两端插入燃烧室外壁，并在喉部将两段燃烧室内壁进行焊接，将两段燃烧室内壁连为一体。该方案的特点为，燃烧室内壁在喉部位置，肋（槽道两侧的部件）需要断开，形成冷却介质流道的汇通槽，降低了燃烧室内壁的整体强度。燃烧室在工作过程中，喉部工作温度高，压力大，工作条件极其恶劣；并且由于汇通槽的存在，增大了局部冷却介质流道的截面积，减低了介质的流速，对换热影响巨大，是该方案的主要缺陷。

2.燃烧室外壁纵向分半法，其主要结构特点为，燃烧室内壁为整体结构，燃烧室外壁沿通过轴线的平面分为对称的两半，装配时，将两半燃烧室外壁分别从燃烧室内壁的两侧套在燃烧室内壁外侧，并在两半燃烧室外壁的对合处将两半燃烧室外壁进行焊接，将两半燃烧室外壁连为一体。该方案的特点为，两半燃烧室外壁在对合处需要进行焊接，为减小焊接变形对燃烧室型面的影响，确保扩散连接质量，该焊缝通常采用如电子束焊接或激光焊接等高能束焊接。为防止高能束焊接的喷溅，使燃烧室内壁通道产生多余物，影响发动机工作，燃烧室外壁两条焊缝通常不焊透，此未焊接透的区域，在燃烧室工作过程中，在应力作用下会因应力集中现象成为燃烧室外壁受力的薄弱环节，降低燃烧室的使用工况。

发明内容

本发明的目的是提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，用以避免在燃烧室内壁或燃烧室外壁产生焊缝，可提高整体结构火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免在燃烧室内壁设置汇通槽和环形焊缝，以及在燃烧室外壁设置纵向焊缝，提高整体结构火箭发动机燃烧室的冷却效果和整体强度，提高整体结构火箭发动机燃烧室的使用工况。

本发明的上述目的可采用下列技术方案来实现：

本发明提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，包括：

将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，以使燃烧室内壁扩张段的外型面和对应位置的燃烧室外壁的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现燃烧室内壁和燃烧室外壁之间的扩散连接，形成整体结构火箭发动机燃烧室；

对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程；

对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。

在本发明的一个实施方式中，以燃烧室内壁的燃烧室内壁喉部为分界线将燃烧室内壁扩张段的外型面和轴向均布的槽道加工成沿燃烧室内壁喉部形状的轴向延伸。

在本发明的一个实施方式中，将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，包括：

采用分瓣式结构工装胀形、液压胀形或旋压成形方法将燃烧室内壁扩张段进行成形，使燃烧室内壁扩张段的外型面和燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，其中，二者之间的间隙不大于0.1mm。

在本发明的一个实施方式中，根据燃烧室内壁扩张段的外型面的特点，对燃烧室内壁扩张段的壁厚进行工艺补偿设计，胀形前距燃烧室内壁喉部为P距离为L的槽道的底壁与燃烧室内壁的内型面之间的厚度t ₀ 为：

其中，π为圆周率，R ₁ 为胀形后燃烧室内壁的某一截面的直径，a ₁ 为槽道的两侧的肋条的肋宽；n为槽道的数量，t ₁ 为胀形后槽道的底壁与燃烧室内壁的内型面之间的厚度，R ₀ 为胀形前燃烧室内壁的直径，K为成形后燃烧室内壁扩张段的肋条和槽道取理论变形不一致造成的燃烧室内壁扩张段的内型面显微凸凹的厚度补偿，K的取值范围为0.1mm-0.15mm。

在本发明的一个实施方式中，完成扩散连接后，采用数控抛磨方式去除燃烧室内壁扩张段的显微凸凹的厚度补偿。

在本发明的一个实施方式中，对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，包括：

通过如下至少之一的方式对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测：

通过液压试验检测燃烧室内壁与燃烧室外壁之间的连接强度；

通过液流试验检测冷却介质流道的通畅性；

通过气密试验检测燃烧室内壁与燃烧室外壁之间的气密性。

本发明的特点及优点是：

本发明的整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，分别对燃烧室外壁和燃烧室内壁进行加工，加工完成后可将燃烧室外壁套合于燃烧室内壁，并对燃烧室内壁扩张段进行成形，由此，当将燃烧室内壁套合于燃烧室外壁时，燃烧室内壁与燃烧室外壁并未分段，提高了二者的整体性，不会因单独焊接燃烧室内壁或燃烧室外壁而产生焊缝；并且可通过对燃烧室内壁收敛段、燃烧室内壁喉部和燃烧室内壁扩张段对应与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室，在具体应用中，由于扩散连接基本无焊缝，且基本不存在残余应力，可提高整体结构火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免燃烧室内壁的汇通槽和喉部环焊缝以及燃烧室外壁的纵焊缝，提高整体结构火箭发动机燃烧室的冷却效果，提高整体结构火箭发动机燃烧室的使用工况；此外，通过检测燃烧室的性能，可确保整体结构火箭发动机燃烧室的品控。

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为本发明的整体结构火箭发动机燃烧室的示意图。

图2为本发明的燃烧室内壁在胀形前的示意图。

图3为本发明的燃烧室外壁套合于燃烧室内壁的示意图。

图4为本发明的胀形模具对燃烧室内壁扩张段进行胀形前的示意图。

图5为本发明的胀形模具对燃烧室内壁扩张段进行胀形后的示意图。

图6为图5中沿A-A方向的剖视图，图中仅显示成形模胀瓣。

图7为燃烧室内壁收敛段、燃烧室内壁喉部和燃烧室内壁扩张段与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接时的示意图。

图8为本发明的燃烧室内壁的变形补偿的示意图。

图9为本发明的燃烧室内壁在胀形前与胀形后的示意图。

图10为本发明的燃烧室内壁在胀形前的部分示意图。

图11为本发明的燃烧室内壁在胀形后的部分示意图。

附图标记与说明：

1、燃烧室外壁；11、冷却介质进入孔；12、冷却介质排出孔；2、燃烧室内壁；21、燃烧室内壁收敛段；22、燃烧室内壁喉部；23、燃烧室内壁扩张段；24、槽道；3、胀形模具；31、成形模胀芯；32、成形模胀瓣；4、扩散连接模具；41、上胀瓣；42、下胀瓣；43、扩散连接胀芯；O、燃烧室内壁的轴向。

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至图11所示，本发明提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，包括：

对燃烧室外壁1进行加工以形成依次连接的燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段，对燃烧室内壁2进行加工以形成依次连接的燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23；

将燃烧室外壁1套合于燃烧室内壁2，并对燃烧室内壁扩张段23进行成形；

对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室；

检测整体结构火箭发动机燃烧室的性能，以完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造。

也即，将分别加工完成的燃烧室内壁2和燃烧室外壁1套合在一起并对燃烧室内壁扩张段23进行成形，以使燃烧室内壁扩张段23的外型面和对应位置的燃烧室外壁1的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现燃烧室内壁2和燃烧室外壁1之间的扩散连接，形成整体结构火箭发动机燃烧室；对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。

本发明的整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，分别对燃烧室外壁1和燃烧室内壁2进行加工，加工完成后可将燃烧室外壁1套合于燃烧室内壁2，并对燃烧室内壁扩张段23进行成形，由此，当将燃烧室内壁2套合于燃烧室外壁1时，燃烧室内壁2与燃烧室外壁1并未分段，提高了二者的整体性，不会因单独焊接燃烧室内壁2或燃烧室外壁1而产生焊缝；并且可通过对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23对应与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室，在具体应用中，由于扩散连接基本无焊缝，且基本不存在残余应力，可提高整体结构火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免燃烧室内壁2的汇通槽和喉部环焊缝以及燃烧室外壁1的纵焊缝，提高整体结构火箭发动机燃烧室的冷却效果，提高整体结构火箭发动机燃烧室的使用工况；此外，通过检测燃烧室的性能，可确保整体结构火箭发动机燃烧室的品控。

与现有技术相比，本发明具有至少如下区别：

1.现有技术的方案制造的产品，内壁或外壁具有焊缝，并非整体结构，内壁的焊缝或外壁的焊缝会存在焊接变形，产品最终形状尺寸精度差，产品在整体性和强度上不如本发明的方案制造的产品。

2.胀形量不同，现有技术的动态加压扩散连接的胀形量通常为0.2mm-0.4mm，变形率通常不大于0.1%，此为扩散连接过程中被动地微小尺寸变化，而非工程意义上的成形：本发明的成形或一示例中的胀形的变形量常在20mm以上，最大可达100mm以上，变形率通常为30%-50%，是装配过程中为实现内外壁形状相同而进行的主动成形，是工程意义上的成形，也即，现有技术是为了加压，而本发明是为了成形。

3.现有技术通常是基于实现扩散连接进行的方案设计，其对应的产品结构的内壁或外壁并非为一整体。

进一步地，如图2和图3所示，以燃烧室内壁2的燃烧室内壁喉部22为分界线将燃烧室内壁扩张段23加工成沿燃烧室内壁2的轴向O延伸（将燃烧室内壁扩张段23加工成以燃烧室内壁喉部22的直径最小位置的截面形状做的燃烧室内壁2的轴向O的等截面延伸），也即，燃烧室内壁收敛段21可按设计加工，将燃烧室内壁扩张段23变形补偿，设计为与燃烧室内壁喉部22的直径相同，可便于将燃烧室外壁1套合于燃烧室内壁2；在燃烧室内壁2和燃烧室外壁1的两端预留有5mm至15mm加工余量，以便于加工，并且，在燃烧室内壁2的内型面预留有0.05mm至0.15mm加工余量，燃烧室内壁2的外型面与燃烧室外壁1的内型面之间预留有单边0.05mm至0.1mm的间隙，可使燃烧室外壁1顺利套合于燃烧室内壁2；在燃烧室内壁2的外型面沿燃烧室内壁2的周向形成有多个均布的槽道24，多个槽道24沿燃烧室内壁2的轴向（母线）O延伸设置；燃烧室外壁1的两端分别为第一端和第二端，燃烧室外壁1的第一端沿燃烧室内壁2的周向开设有多个均布的冷却介质进入孔11，燃烧室外壁1的第二端沿燃烧室内壁2的周向开设有多个均布的冷却介质排出孔12，在燃烧室外壁1套合于加工后的燃烧室内壁2的状态下，使槽道24与冷却介质进入孔11和冷却介质排出孔12对正，以将槽道24配置成连通冷却介质进入孔11与冷却介质排出孔12的冷却介质流道，可方便冷却散热；其中，冷却介质进入孔11的数量、冷却介质排出孔12的数量与槽道24的数量可均相等。

在本发明的一个实施方式中，将分别加工完成的燃烧室内壁2和燃烧室外壁1套合在一起并对燃烧室内壁扩张段23进行成形，包括：采用分瓣式结构工装胀形（或可称胀形模具3）、液压胀形或旋压成形方法将燃烧室内壁扩张段23进行成形，使燃烧室内壁扩张段23的外型面和燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，其中，二者之间的间隙不大于0.1mm。

进一步地，如图4至图6所示，将燃烧室外壁1套合于加工后的燃烧室内壁2，并可通过胀形模具3对燃烧室内壁2进行胀形，胀形模具3可包括成形模胀芯31和至少一套成形模胀瓣32，每套成形模胀瓣32包括多个成形模胀瓣32，将多个成形模胀瓣32放入燃烧室内壁扩张段23的内周并使多个成形模胀瓣32围绕于成形模胀芯31，其中，当成形模胀芯31沿燃烧室内壁2的轴向O运动时，成形模胀芯31的倒圆锥型的外周壁使多个成形模胀瓣32沿燃烧室内壁2的径向向外运动，以通过多个成形模胀瓣32对燃烧室内壁扩张段23进行成形，使燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁扩张段相贴合，也即，使燃烧室内壁扩张段23径向胀大。

在本实施方式中，如图4至图6所示，将N个成形模胀瓣32放入燃烧室内壁扩张段23的内周并使N个成形模胀瓣32围绕于成形模胀芯31，其中，当成形模胀芯31沿燃烧室内壁2的轴向O运动时，成形模胀芯31的倒圆锥型的外周壁使N个成形模胀瓣32沿燃烧室内壁2的径向向外运动，以通过N个成形模胀瓣32对燃烧室内壁扩张段23进行胀形；对燃烧室内壁扩张段23胀形后，取出N个成形模胀瓣32和成形模胀芯31；将N+M个成形模胀瓣32放入燃烧室内壁扩张段23的内周并使N+M个成形模胀瓣32围绕于成形模胀芯31，其中，当成形模胀芯31沿燃烧室内壁2的轴向O运动时，成形模胀芯31的外周壁使N+M个成形模胀瓣32沿燃烧室内壁2的径向向外运动，以通过N+M个成形模胀瓣32对燃烧室内壁扩张段23进行成形，使燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁扩张段相贴合；其中，N为大于等于6的自然数，M为大于等于1的自然数。

在具体应用中，如图4至图6所示，成形模胀瓣32的数量可根据燃烧室内壁2的内径进行合理设置，例如，若燃烧室内壁2的内径较小，则对应的成形模胀瓣32的数量也可相应减少，例如仅设置六个、八个、九个和十二个等数量，也即，可仅设置一套成形模胀瓣32，可方便成形模胀瓣32能伸入至燃烧室内壁2的燃烧室内壁扩张段23内，防止因其尺寸太大而与燃烧室内壁2的端部发生干涉，不能伸入至燃烧室内壁2内。以N的数量是十二个为例，可预先将十二个成形模胀瓣32放入燃烧室内壁扩张段23的内周，然后可通过一液压缸等驱动装置伸出以推动成形模胀芯31，使成形模胀芯31沿燃烧室内壁2的轴向O运动，其中，该成形模胀芯31的外轮廓可呈圆锥状，其具有一小径端和一大径端，通过将该小径端伸入至燃烧室内壁扩张段23内且可使十二个成形模胀瓣32围绕于该成形模胀芯31的小径端的外周，当成形模胀芯31继续沿燃烧室内壁2的轴向O运动时，成形模胀芯31的外周壁使十二个成形模胀瓣32沿燃烧室内壁2的径向向外运动，以通过十二个成形模胀瓣32对燃烧室内壁扩张段23进行成形，可完成一次胀形。在一些实施方式中，为使燃烧室内壁2的燃烧室内壁扩张段23胀形的更大，可进行多次胀形，例如，完成上述一次胀形后，可使液压缸等驱动装置收缩，以先从燃烧室内壁2的燃烧室内壁扩张段23中取出十二个成形模胀瓣32，然后再添加M个（例如一个）成形模胀瓣32，也即，将十三个成形模胀瓣32均匀围设于成形模胀芯31的外周壁，然后通过一液压缸等驱动装置伸出，最终通过十三个成形模胀瓣32沿燃烧室内壁2的径向向外运动，可对燃烧室内壁扩张段23进行成形，以完成两次胀形，使圆度更好，其中，初始的成形模胀瓣32一般不宜过少，否则圆度较差。

在本发明的一个实施方式中，可将燃烧室外壁1套合于加工后的燃烧室内壁2，并对燃烧室内壁2和燃烧室外壁1进行定位，使冷却介质流道通畅，并对燃烧室内壁2进行成形。

具体地，燃烧室内壁2和燃烧室外壁1的定位方式可根据实际需要进行设置，例如可通过刻度线、定位插片或定位插销等方式进行定位，可使冷却介质进入孔11（或可称第一长孔）和冷却介质排出孔12（或可称第二长孔）与冷却介质流道对正，使冷却介质进入孔11和冷却介质排出孔12连通冷却介质流道。

在本发明的一个实施方式中，如图7所示，可在扩散连接模具4的外侧（上胀瓣41的外侧、下胀瓣42的外侧）以及燃烧室内壁2的内型面上涂覆止焊剂，可防止在高温条件下二者发生粘连；并且在燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁扩张段相贴合的状态下，通过扩散连接设备对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接，以连接燃烧室内壁2和燃烧室外壁1，其中，扩散连接时的焊接温度为材料熔点的0.6倍至0.8倍，保温时间为50分钟至150分钟，真空度不低于9×10^-1Pa。

在一些实施方式中，扩散连接模具4可提供燃烧室内壁收敛段21与燃烧室外壁收敛段之间的扩散连接的压力、燃烧室内壁喉部22与燃烧室外壁喉部之间的扩散连接的压力以及燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁扩张段之间的扩散连接的压力，分别使两两相贴合，在两两相贴合的状态下，通过扩散连接设备对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接，以连接燃烧室内壁2和燃烧室外壁1；具体地，扩散连接模具4可包括上胀瓣41和下胀瓣42，通过上胀瓣41和下胀瓣42分别与扩散连接胀芯43配合可提供燃烧室内壁2与燃烧室外壁1之间的扩散连接的压力。其中，扩散连接模具4的结构与胀形模具3的结构基本相同，在此不作赘述。

进一步地，在对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室之后，还可包括车加工去除燃烧室内壁2和燃烧室外壁1的两端预留的加工余量，数控抛磨燃烧室内壁2的内型面的加工余量。

在本实施方式中，在完成扩散连接后，可采用数控抛磨方式去除燃烧室内壁扩张段23的显微凸凹的厚度补偿，去除燃烧室内壁扩张段23的内型面的显微凸凹。

更进一步地，如图8至图11所示，在胀形过程中，燃烧室内壁2的直径逐渐变大，并且由于肋（槽的两侧的部件）区域变形应力远低于槽道24的底部，因此变形发生在槽道24的底部，根据等体积变形原则，即胀形前后材料体积不变，胀形过程中槽道24变宽，槽底的壁厚变薄，槽深不变，肋宽不变。具体如下：

；

；

；

；

。

具体胀形前后的尺寸关系如下：

1.根据槽底区（变形区）等体积变形原则有：

①

2.胀形前的燃烧室内壁2的周长：

②

3.胀形后燃烧室内壁2的周长：

③

4.联立上式①、②和③，则有，胀形前距喉部为P距离为L的燃烧室内壁2的槽道24的底壁与燃烧室内壁2的内型面之间的厚度t ₀ 为：

其中，a ₀ 和a ₁ 分别为胀形前后槽道24的两侧的肋条的肋宽；c ₀ 为胀形前的槽宽，c ₁ 为胀形后槽宽，R ₀ 为胀形前燃烧室内壁2的直径，R ₁ 为胀形后燃烧室内壁2的某一截面的直径，h ₀ 胀形前槽深，h ₁ 胀形后的槽深，t ₀ 为胀形前距燃烧室内壁喉部22为P距离为L的燃烧室内壁2的槽道24的底壁与燃烧室内壁2的内型面之间的厚度，t ₁ 为胀形后距燃烧室内壁喉部22为P距离为L的燃烧室内壁2的槽道24的底壁与燃烧室内壁2的内型面之间的厚度，n为槽道24的数量，π为圆周率，K为成形后燃烧室内壁扩张段23的肋条和槽道24取理论变形不一致造成的燃烧室内壁扩张段23的内型面显微凸凹的厚度补偿，K的取值范围为0.1mm-0.15mm。

在本实施方式中，可通过如下至少之一的方式对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测：通过液压试验检测燃烧室内壁2与燃烧室外壁1之间的连接强度；通过液流试验检测冷却介质流道的通畅性；通过气密试验检测燃烧室内壁2与燃烧室外壁1之间的气密性。

进一步地，在对燃烧室内壁收敛段21、燃烧室内壁喉部22和燃烧室内壁扩张段23与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室之前，还可包括通过如下至少之一的方式对燃烧室内壁2的外型面和燃烧室外壁1的内型面进行表面处理：碱洗除油、酸洗除锈和清水冲洗。

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，例根据，“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 (6)

1.一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，包括：

将分别加工完成的燃烧室内壁（2）和燃烧室外壁（1）套合在一起并对燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，以使所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和对应位置的所述燃烧室外壁（1）的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现所述燃烧室内壁（2）和所述燃烧室外壁（1）之间的扩散连接，形成所述整体结构火箭发动机燃烧室；

对扩散连接后的所述整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成所述整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。

2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，以所述燃烧室内壁（2）的燃烧室内壁喉部（22）为分界线将所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和轴向均布的槽道（24）加工成沿所述燃烧室内壁（2）喉部形状的轴向延伸。

3.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，所述将分别加工完成的燃烧室内壁（2）和燃烧室外壁（1）套合在一起并对燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，包括：

采用分瓣式结构工装胀形、液压胀形或旋压成形方法将所述燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，使所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和所述燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，其中，二者之间的间隙不大于0.1mm。

4.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，根据所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面的特点，对所述燃烧室内壁扩张段（23）的壁厚进行工艺补偿设计，胀形前距所述燃烧室内壁喉部（22）为P距离为L的所述槽道（24）的底壁与所述燃烧室内壁（2）的内型面之间的厚度t ₀ 为：

其中，π为圆周率，R ₁ 为胀形后所述燃烧室内壁（2）的某一截面的直径，a ₁ 为所述槽道（24）的两侧的肋条的肋宽；n为所述槽道（24）的数量，t ₁ 为胀形后所述槽道（24）的底壁与所述燃烧室内壁（2）的内型面之间的厚度，R ₀ 为胀形前所述燃烧室内壁（2）的直径，K为成形后所述燃烧室内壁扩张段（23）的肋条和所述槽道（24）取理论变形不一致造成的所述燃烧室内壁扩张段（23）的内型面显微凸凹的厚度补偿，K的取值范围为0.1mm-0.15mm。

5.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，完成扩散连接后，采用数控抛磨方式去除所述燃烧室内壁扩张段（23）的显微凸凹的厚度补偿。

6.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述对扩散连接后的所述整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，包括：

通过如下至少之一的方式对扩散连接后的所述整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测：

通过液压试验检测所述燃烧室内壁（2）与所述燃烧室外壁（1）之间的连接强度；

通过液流试验检测冷却介质流道的通畅性；

通过气密试验检测所述燃烧室内壁（2）与所述燃烧室外壁（1）之间的气密性。

Images