CN117300353A - 一种推力室的焊接方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭推力室的焊接方法，推力室的扩张段沿纵向包括两段不同材质的第一扩张段和第二扩张段，该方法包括：步骤S1，提供所述第一扩张段和所述第二扩张段，其中所述第一扩张段的厚度大于所述第二扩张段的厚度；步骤S2，将所述第二扩张段的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部；步骤S3，将所述第一扩张段的对接口设置成配合所述圆柱连接部的直角凹槽；步骤S4，将所述圆柱连接部放置在所述直角凹槽中形成对接缝，采用激光光束偏向所述第一扩张段外侧的方式对所述对接缝进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。该焊接方式能够实现高自动化的焊接工艺且能一次性实现焊接成型。

Description

一种推力室的焊接方法

技术领域

本发明涉及航天发动机领域，具体涉及一种火箭推力室的焊接方法。

背景技术

针对火箭发动机推力室的异种材料之间的焊接工艺，目前采用电子束焊接配合异种材料背面增加垫板的方式，该焊接方式成本高且无法一次性完成焊接成型。此外，在这种电子束焊接方式中，增加的垫板通常需要后期进行手工打磨，会造成成品率低，且打磨过程容易出现壁厚过薄的问题。

鉴于此，亟需设计一种成品率高且无需后期打磨的火箭推力室的焊接方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种火箭推力室的焊接方法。

本发明提供一种火箭推力室的焊接方法，推力室的扩张段由纵向分为两段不同材质的第一扩张段和第二扩张段构成，该方法包括：

步骤S1，提供所述第一扩张段和所述第二扩张段，其中所述第一扩张段的厚度大于所述第二扩张段的厚度；

步骤S2，将所述第二扩张段的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部；

步骤S3，将所述第一扩张段的对接口设置成配合所述圆柱连接部的直角凹槽；

步骤S4，将所述圆柱连接部放置在所述直角凹槽中形成对接缝，采用激光光束偏向所述第一扩张段外侧的方式对所述对接缝进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。

根据本申请的一个实施例，将所述直角凹槽形成两个尖角，将水平方向的尖角沿着竖直方向切除一部分形成第一坡口，将竖直方向的尖角沿着水平方向切除一部分形成第二坡口。

根据本申请的一个实施例，所述第二坡口的厚度应小于等于0.5mm。

根据本申请的一个实施例，所述第一坡口与所述圆柱连接部的错边距离小于等于0.5mm。

根据本申请的一个实施例，所述第一扩张段的材质为铜合金，所述第二扩张段的材质为不锈钢合金。

根据本申请的一个实施例，激光焊接采用打圈焊接方式，其焊接摆动直径为：r＝2a+0.5，a为所述偏移量。

根据本申请的一个实施例，激光焊接的能量密度为：Q＝(1000+1000(c+0.1d)+2000r)/0.5v，其中c为所述第一扩张段的厚度，d为所述第二扩张段的厚度，r为焊接摆动直径，v为焊接速度。

根据本申请的一个实施例，所述对接缝若大于0.3mm则增加钢薄片填充在所述对接缝中进行焊接。

根据本申请的一个实施例，激光光束偏向所述第一扩张段的偏移量为：a＝0.2δ，δ为所述对接缝的厚度。

根据本申请的一个实施例，在焊接过程中采用保护气对准所述对接缝位置进行烟雾吹除。

本申请通过特定的四个步骤实现不同材质的扩张段之间的有效焊接，其中第一扩张段和第二扩张段的对接口分别设置成直角凹槽以及圆柱连接部具有独特性，且采用激光偏向第一扩张段的方式进行焊接能够有效保证高质量的焊缝，实现高自动化的焊接工艺且能一次性实现焊接成型。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。

图1是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接方法的示意图；

图2是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接前各部件的示意图；

图3是本发明另一个实施例的火箭推力室的焊接前各部件的示意图；

图4是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接中各部件的示意图；

图5是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接方式的示意图。

附图标记：

101-第一扩张段，102-第二扩张段，103-圆柱连接部，104-直角凹槽，105-对接缝，106-第一坡口，107-第二坡口，108-钢薄片。

具体实施方式

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。

图1是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接方法的示意图；图2是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接前各部件的示意图；图3是本发明另一个实施例的火箭推力室的焊接前各部件的示意图；图4是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接中各部件的示意图；图5是本发明一个实施例的火箭推力室的焊接方式的示意图。

如图1和图2所示，本发明提供了一种火箭推力室的焊接方法。其中推力室的扩张段由纵向(也即轴向)包括两段不同材质的第一扩张段101和第二扩张段102，该方法包括：

步骤S1，提供第一扩张段101和第二扩张段102，其中第一扩张段101的厚度大于第二扩张段102的厚度；

步骤S2，将第二扩张段102的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部103；

步骤S3，将第一扩张段101的对接口设置成配合圆柱连接部103的直角凹槽104；

步骤S4，将圆柱连接部103放置在直角凹槽104中形成对接缝105，采用激光光束J偏向第一扩张段101外侧的方式对对接缝105进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。

根据本申请的一个实施例，第一扩张段101的材质为铜合金，第二扩张段102的材质为不锈钢合金。

根据本申请的一个实施例，在焊接过程中，采用保护气对准对接缝105位置进行烟雾吹除。

具体地，本申请的火箭推力室的焊接方法主要针对的是推力室的扩张段。一般拉瓦尔型面结构的推力室由圆柱段、收缩段和扩张段构成。为了承受燃气的高温，推力室的扩张段分为两段不同材质的第一扩张段101和第二扩张段102。一般大热流密度的液体火箭发动机推力室燃烧室内壁采用铜合金，随着扩张比的增加，喷管扩张段的一部分可以采用不锈钢合金。

其中，本实施例中的焊接方法可以将铜合金的第一扩张段101与不锈钢的第二扩张段102连接起来。该焊接方法形成的焊缝能够承受零下150℃的低温与3000℃的高温，且在20MPa压力下不会发生渗漏。

本实施例中，第一扩张段101的厚度设置成大于第二扩张段102的厚度，第二扩张段102的圆柱连接部103嵌入到第一扩张段101的直角凹槽104中。需要注意的是，当圆柱连接部103放置在直角凹槽104中后，第一扩张段101的内壁面与第二扩张段102的内壁面平齐，而第一扩张段101的外壁面和第二扩张段102的外壁面错开一定距离，这是由于第一扩张段101的厚度大于第二扩张段102的厚度造成的。

具体在焊接时，激光光束J并非直接对准对接缝105，而是偏离对接缝105朝向第一扩张段101一定距离后的位置进行焊接。激光光束J能够将第一扩张段101相应位置上的材料熔化从而与第二扩张段102进行熔接。合适的偏离量可以让激光在第二扩张段102的不锈钢侧具有高吸收率，从而转换为熔池热输入后在第一扩张段101铜合金侧更均匀，从而消除在铜合金侧未熔合或者熔合不良的缺陷，同时减少焊缝组织中的不锈钢合金占比，防止出现过量的过饱和固溶体导致的缺陷。

在本实施例中，直角凹槽104形成两个尖角，分别是水平方向的尖角和竖直方向的尖角，通过在水平尖角上进行激光焊接，从而完成对接缝105背面的竖直方向尖角的熔敷，将第一扩张段101的铜合金紧密熔敷在第二扩张段102的不锈钢合金背面。本申请的焊接方法，通过设置两个方向的尖角，使焊接件形成焊缝增强体，保证了高质量焊缝以及高自动化的焊接工艺。

其中，采用激光焊接能够避免使用电子束焊接对真空室的需求，推力室零件的尺寸也不受限制，因此，单件生产效率得到更高，成本大幅降低。激光焊接可通过多轴机器臂操作，能够实现任何空间曲线的产品焊接，可以兼容大尺寸的喷管和发动机产品，同时显著提高了工艺的产品适应性与加工效率。

如图4所示，在一些可选的实施例中，激光焊接过程中采用切向的保护气对焊接点进行吹除烟尘操作，气流量不小于10L/min，可保证焊接过程的稳定性且防止焊接部分的氧化缺陷。保护气嘴设置在焊接缝切向位置，切向方向的保护气气流可以最大程度吹散焊接过程产生的烟雾，从而保证输入焊接缝的功率密度一致。例如，保护气嘴与激光焊接点位置的距离为3mm-8mm。焊接缝背面可以设置气密闭腔，通过填充保护气的方式来稳定焊接过程。具体的地，可以在焊接前先在气密闭腔内部填充保护气置换空气，待保护气完全充满气密闭腔再进行焊接操作。

如图3所示，根据本申请的一个实施例，这种焊接方法还包括：使直角凹槽104形成两个尖角，将水平方向的尖角沿着竖直方向切除一部分形成第一坡口106，将竖直方向的尖角沿着水平方向切除一部分形成第二坡口107。

根据本申请的一个实施例，第二坡口107的厚度应小于等于0.5mm。

根据本申请的一个实施例，第一坡口106与圆柱连接部103的错边距离小于等于0.5mm。

具体地，在切除水平方向的尖角后形成的第一坡口106为激光光束J进行焊接的位置，第一扩张段101的直角凹槽104与第二扩张段102的圆柱连接部103对接面的厚度可以选择等于或者小于圆柱连接部103的厚度。作为实施例的一种，第一坡口106与圆柱连接部103的错边距离小于等于0.5mm。在切除竖直方向的尖角后形成的第二坡口107作为限位条，其厚度小于等于0.5mm，便于后续完全熔覆焊接缝区域，且能避免对接缝105背面的打磨操作。

如图5所示，根据本申请的一个实施例，激光焊接采用打圈焊接方式，其焊接摆动直径为：r＝2a+0.5，a为偏移量。

根据本申请的一个实施例，激光焊接的能量密度为：Q＝(1000+1000(c+0.1d)+2000r)/0.5v，其中c为第一扩张段101的厚度，d为第二扩张段102的厚度，r为焊接摆动直径，v为焊接速度。

根据本申请的一个实施例，对接缝105若大于0.3mm，则增加钢薄片108填充在对接缝105中进行焊接。

根据本申请的一个实施例，激光光束J偏向第一扩张段101的偏移量为：a＝0.2δ，δ为对接缝105的厚度。

在具体的激光焊接前，如果第一扩张段101的直角凹槽104与第二扩张段102的圆柱连接部103形成的对接缝105要求小于等于0.3mm。如果对接缝105大于0.3mm，则增加0.1mm的钢薄片108填充在对接缝105中进行焊接。在具体的激光焊接过程中，激光光束J偏向第一扩张段101的偏移量a＝0.2δ，δ为对接缝105的厚度。如果增加了钢薄片108，则对接缝105的厚度需要在总厚度的基础上减去钢薄片108的厚度。

激光焊接过程可采用打圈行进的焊接方式，其焊接摆动圈的直径r＝2a+0.5，a为偏移量。本申请的焊接方法，通过激光光束J偏铜方向且摆动的控制，实现焊缝内冶金成分的控制，从而使得焊缝性能适应低温高温带来的冷热应力，有效增加了焊缝结构的疲劳寿命。

本实施例中，提供一种快速的铜钢材料激光焊接的能量密度计算公式，Q＝(1000+1000(c+0.1d)+2000r)/0.5v，其中c为第一扩张段101的厚度，d为第二扩张段102的厚度，r为焊接摆动直径，v为焊接速度，其中厚度和直径的厚度的单位均为mm，速度单位为m/s，功率单位为w。本申请的焊接方法，通过该功率线能量密度的计算公式，能够实现合适的线能量选取，可以在厚度为0.8mm-5mm的区间适用。激光焊接在非真空环境下，通过合适的保护气供应及稳定的功率输入，可以保证焊接的质量。

本实施中的保护气可以选择氦气。在焊接结束后，保护气嘴提供的保护气可以持续一定时长，例如，该时长可选择30秒。针对焊缝的渗漏检测，可在气密闭腔充入1Mpa的保护气进行保压，通过氦气检漏仪快速进行焊缝渗漏检查，检测合格后完成推力室扩张段的焊接。

其中，火箭发动机的焊缝需要具有较高的密封性和厚度均匀性。常规的电子束焊接需要外面搭接环焊缝焊接后才能检测承压能力，所以对于内侧的铜焊缝要求一次性焊接完成，不能再次修焊。本申请从工程的角度，推进了焊缝从高成本的电子束焊接以及人工打磨的方式，转化为低成本高效的激光一次性焊接方式。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭推力室的焊接方法，其特征在于，推力室的扩张段沿纵向分为两段不同材质的第一扩张段和第二扩张段，该方法包括：

步骤S1，提供所述第一扩张段和所述第二扩张段，其中所述第一扩张段的厚度大于所述第二扩张段的厚度；

步骤S2，将所述第二扩张段的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部；

步骤S3，将所述第一扩张段的对接口设置成配合所述圆柱连接部的直角凹槽；

步骤S4，将所述圆柱连接部放置在所述直角凹槽中形成对接缝，采用激光光束偏向所述第一扩张段外侧的方式对所述对接缝进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。

2.根据权利要求1所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，所述直角凹槽形成两个尖角，将水平方向的尖角沿着竖直方向切除一部分形成第一坡口，将竖直方向的尖角沿着水平方向切除一部分形成第二坡口。

3.根据权利要求2所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，所述第二坡口的厚度应小于等于0.5mm。

4.根据权利要求2所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，所述第一坡口与所述圆柱连接部的错边距离小于等于0.5mm。

5.根据权利要求2所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，所述第一扩张段的材质为铜合金，所述第二扩张段的材质为不锈钢合金。

6.根据权利要求2所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，激光光束偏向所述第一扩张段的偏移量为：a＝0.2δ，δ为所述对接缝的厚度。

7.根据权利要求6所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，激光焊接的能量密度为：Q＝(1000+1000(c+0.1d)+2000r)/0.5v，其中c为所述第一扩张段的厚度，d为所述第二扩张段的厚度，r为焊接摆动直径，v为焊接速度。

8.根据权利要求1所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，所述对接缝若大于0.3mm，则增加钢薄片填充在所述对接缝中进行焊接。

9.根据权利要求7所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，激光焊接采用打圈焊接方式，其焊接摆动直径为：r＝2a+0.5，a为所述偏移量。

10.根据权利要求2所述的火箭推力室的焊接方法，其特征在于，在焊接过程中采用保护气对准所述对接缝位置进行烟雾吹除。