[发明专利]固体火箭发动机壳体焊接成型方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法，所述壳体的材质为30Cr3超高强度钢，圆筒段采用预先调质，然后通过强力旋压冷作硬化的方式保证其在焊接前硬度达到48～52HRC、强度≥1620MPa；前接头、后接头先粗车再调质，然后对接部位与圆筒对接部位配车加工，为环焊缝电子束焊接成型创造良好的装配环境；前接头、后接头、圆筒三段之间的环焊缝采用真空电子束焊接，热影响区小、焊缝宽度窄，能有效避免调质态的焊缝产生冷裂纹和过热区的脆化、软化，保证稳定可靠的焊接接头强度；壳体采用调质态真空电子束焊接后，不需要通过高温淬火提高组织性能，仅通过低温回火去除焊接应力，壳体变形小形位公差能得到有效保证。

技术领域

本发明涉及小直径固体火箭发动机的加工成型技术领域，具体地指一种固体火箭发动机壳体焊接成型方法。

背景技术

空空导弹一般为小直径固体火箭发动机(含固体冲压发动机)，其挂在战斗轰炸机、攻击机上，它在执行对各种战略战术目标的纵深突防精确打击、近距战场火力支援、区域压制、战场空中遮断、空袭和定点清除等作战任务方面发挥着重要作用，是现代战争精确打击体系的核心因素，是左右局部战争胜负的决定性力量。

空空导弹因其自身结构及与飞机紧密结合的特点，与普通的地地、地空导弹不同，对外形尺寸及公差非常严格。发动机壳体的大小直径差、直线度、圆度等形位公差一般要求控制在0.5以内。

超高强度钢发动机壳体制造过程中，传统的工艺流程为：分段筒体旋压→退火(热校形)→焊接(氩弧焊或真空电子束焊接)→退火、X射线→整体热处理(淬火+回火)→机加。由于薄壁发动机壳体需经过多道高温热处理，薄壁筒段部位存在较大的变形且校形困难导致发动机壳体不满足总体指标要求。

发明内容

本发明的目的就是要针对上述小直径空空、空地导弹发动机壳体精密成型的要求，提供了一种既不提高制造成本、同时也能有效减小发动机壳体变形的固体火箭发动机壳体焊接成型方法，从而提高发动机的制造精度。

为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机壳体焊接成型方法，所述壳体的材质为30Cr3超高强度钢，所述焊接成型方法包括如下步骤：

1)确定壳体分段焊接结构

将壳体分为前接头、圆筒及后接头；

2)加工前接头和后接头

采用锻件加工成前接头毛坯，然后将前接头毛坯粗车后进行热处理；前接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成前接头；

同理，采用锻件加工成后接头毛坯，然后将后接头毛坯粗车后进行热处理；后接头毛坯热处理后再精加工与圆筒对接焊部位的外径，保证对接焊部位的外径与圆筒外径一致形成后接头；

3)加工圆筒

加工毛坯轧环内外孔单边均留加工余量，然后对毛坯轧环热处理；再车加工毛坯轧环内外圆直至内孔尺寸略大旋压芯模外径尺寸、内外孔单边为0.1～0.15mm；将车加工后的毛坯轧环套入旋压芯模中并旋压，并且在旋压道次之间采用回火温度为270～280℃去应力；

4)焊接成壳体坯件

将步骤2)中制备的前接头和后接头均与步骤3)中制备的圆筒采用真空电子束焊接成壳体坯件；

5)壳体坯件回火制得预壳体

将步骤4)中焊接成的壳体坯件采用温度为270～280℃进行回火处理；

6)加工成壳体

对预壳体的前接头和后接头进行精加工成壳体。

进一步地，所述步骤6)中，精加工成壳体之前对步骤5)中的预壳体环焊缝进行X射线检测。