[发明专利]液体火箭发动机燃烧室的制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天飞行器动力装置，具体地指一种液体火箭发动机燃烧室的制造方法。

背景技术

液体火箭发动机是航天飞行器的动力装置，由喷注器、燃烧室和尾喷管等主要部分组成。燃烧室是氧气和燃料气体的燃烧场所，是液体火箭发动机系统中的重要部件，两端分别连接着喷注器和尾喷管。目前，液体火箭发动机燃烧室均采用导热性能良好的铜合金内壁和高温强度良好的不锈钢材质外壁组成，其结构如一个沙漏形腔体，见附图1所示，燃烧室的内壁外型面上加工有许多超低温液体燃料自循环冷却通道，超低温液体燃料在冷却通道内吸热气化和自循环冷却。

传统的液体火箭发动机燃烧室制造工艺中，较早期的是电铸工艺，后来多采用钎焊工艺。液体火箭发动机燃烧室的电铸工艺，是在铜合金内壁外表面上电镀镍，对不需要镀镍的冷却槽型面进行保护，但电铸工艺的加工工艺复杂，每小时电铸0.02～0.05mm，铸到一定厚度再把表面车平再镀，电铸周期长达6个月，成本高昂。液体火箭发动机燃烧室钎焊工艺是在铜合金内壁外表面的冷却槽的凸筋上铺设铜钎焊料，在加热后钎料熔化将内外壁焊接，其焊接强度低，零件加工精度要求高，工艺复杂，可靠性差。

发明内容

本发明的目的就是要克服现有技术所存在的不足，提供一种导热性能良好的铜合金内壁和高温强度良好的不锈钢材质构成的液体火箭发动机燃烧室的制造方法。

为实现上述目的，本发明所设计的液体火箭发动机燃烧室的制造方法，它包括如下步骤：

1)对内壁上连接喷注器一端的内壁前密封端面和连接尾喷管一端的内壁后密封端面，以及位于所述内壁前密封端面和内壁后密封端面两个端面之间内壁的内壁外型面进行精加工处理，所述内壁外型面上设置有液体燃料自循环冷却通道；

2)在所述内壁前密封端面上和内壁后密封端面上，以及位于所述内壁前密封端面和内壁后密封端面两个端面之间内壁的内壁内型面上，预留扩散连接后的精加工余量，单边余量为0.5～1.0mm；

3)对外壁上连接喷注器一端的外壁前密封端面和连接尾喷管一端的外壁后密封端面，以及位于所述外壁前密封端面和外壁后密封端面之间外壁的外壁内型面，进行精加工处理；

4)在所述外壁前密封端面上和外壁后密封端面上，以及位于所述外壁前密封端面和外壁后密封端面两个端面之间外壁的外壁外型面上，预留扩散连接后的精加工余量，单边余量0.5～1.0mm；

5)对内壁和外壁进行预处理时，对内壁外型面以及外壁内型面洗净后采用150～200℃真空烘干脱水处理；

6)将烘干脱水处理后的内壁从其直径最小的腰截面处分成第一段内壁和第二段内壁两段，将所述第一段内壁和第二段内壁分别相应套接入所述外壁内侧，后放入真空扩散连接设备内进行连接处理，连接后形成燃烧室，所述真空扩散连接设备内的真空度小于6×10^-2Pa，真空扩散连接温度为760～860℃，连接处理时间为60～90min；

7)对真空扩散连接后的燃烧室进行缺陷的检测；

8)对检测合格的燃烧室进行精加工；

9)按照燃料再生冷却的工作压力的1.2～1.8倍压力，对燃烧室壁内的液体燃料自循环冷却通道进行水压强度试验，观察零件外观有无变形和泄漏；

10)对燃烧室内的液体燃料自循环冷却通道以及燃烧室的内外各表面清洗晾干即可。

进一步地，步骤8)中，所述精加工时，对内壁内型面和外壁外型面进行精加工，保证加工误差小于0.005mm。

更进一步地，步骤6)中的连接处理时，向内壁腔体内放入膨胀芯模，所述膨胀芯模中部设置有压紧螺栓，拧紧所述压紧螺栓两端的螺母挤压膨胀芯模的侧壁膨胀径向产生压力向外挤压内壁，使内壁与外壁之间进行扩散连接；优选地，步骤6)中，所述膨胀芯模外侧各接触面涂刷石墨粉并晾干，涂刷厚度为0.05～0.10mm，以防止高温扩散时粘模。

再进一步地，步骤6)中，所述内壁与外壁真空扩散连接后在真空状态下随炉冷却至300℃以下再出炉自然冷却至室温，以消除应力、防止氧化。

本发明的燃烧室内壁和外壁通过在真空状态下的加热、加压，使材料达到原子间的扩散连接。如此扩散连接强度高，接头处的强度大于母材强度，通过扩散连接后的拉伸试验，断裂处一般在材料强度低的母材上。扩散连接效率高，可靠性好，所有连接面可一次连接完成。同时，该制造方法操作简单、加工效率较高，扩散连接可在一天内完成，较传统的电铸工艺和钎焊工艺均提高效率十倍以上。

附图说明

图1为液体火箭发动机燃烧室的结构示意图。