[发明专利]固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：1)旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压；2)将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再垂直吊入热处理炉内进行热处理；3)将圆筒各部分焊接完整；4)在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂重物；将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内进行热处理；5)将壳体竖直吊入淬火炉内入油淬火；6)拆除工装和重物，完成燃烧室壳体的精度控制。本发明通过对旋压、热处理、淬火工艺的优化设计，提高了燃烧室壳体的直线度和圆度。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，特别是指一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法。

背景技术

固体火箭发动机是用来贮存固体推进剂装药并在其中燃烧的部件，是火箭发动机的重要组成部分。工作过程中，装药在其内部燃烧室，瞬间产生高温、高压，产生推力，提供发动机工作，因此，对燃烧室壳体的机械性能和精度均具有较高要求。

固体火箭发动机燃烧室壳体常采用超高强度钢D406A，常规的D406A钢材料的燃烧室壳体的加工技术主要为旋压技术、模压技术、热处理技术、焊接技术及相关的无损检测技术。对于大直径、厚壁燃烧室壳体的生产制造来说，目前的工艺技术已较成熟，难度不高。但对于超大长径比(长度∶外径≥10)、小直径(外径≤200mm)、薄壁(壁厚≤3mm)的燃烧室壳体的生产制造来说，常规壳体的形状精度(主要为直线度、圆度)控制方法难以满足要求。其原因在于：超大长径比小直径薄壁壳体由于长度较长、直径较小的结构形式，在旋压过程中存在尾部下垂的现象，导致圆筒受力不均、直线度较差，同时由于圆筒厚度薄，在后续热处理过程中，由于内应力的释放和重力的影响，容易造成圆筒的变形，导致壳体的直线度和圆度降低的问题。

申请公布号为CN102416414A公开了一种超高强度钢薄壁圆筒形状精度的控制方法，它包括1)筒体外形检测；2)专用校形夹具的安装；3)形状稳定回火处理；4)出炉冷却；5)拆卸专用校形夹具及外形检测；6)重复校形处理。该方法在圆筒壳体淬火后，通过专用校形夹具对圆筒壳体校形后再进行回火稳定校形的形状，所得到的圆筒壳体形状精度较高，满足产品设计精度要求，校形后直线度误差不大于2.5mm，大小直径差不大于1.5mm。该方法主要针对薄壁圆筒加工中极容易变形、形状精度低的问题，并未针对超大长径比小直径进行优化，用于超大长径比小直径薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制时，仍无法满足精度要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，以提高超大长径比、小直径、薄壁固体火箭发动机燃烧室壳体的直线度和圆度的控制精度。

为实现上述目的，本发明所提供的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：

1)圆筒旋压：将燃烧室壳体的圆筒坯料(未经过旋压的圆筒)套在旋压芯模外部，再将旋压芯模的头部与旋压机的主轴固定相连，旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压使圆筒的壁厚减薄至设计值，旋压过程中尾顶不对旋压芯模施加轴向力；

2)圆筒热校形：将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再将穿有热校形芯模的圆筒垂直吊入热处理炉内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模的圆筒吊出热处理炉，在自然状态下冷却至少6小时；

3)将经过步骤2)热校形后的圆筒与燃烧室壳体的其他部分(包括前接头、后接头、支座等)焊接成完整的燃烧室壳体，并进行无损检测，合格后转入下一步进行壳体热校形；

4)壳体热校形：在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂用于消除下一步骤淬火用油浮力影响的重物；利用吊装工装将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内，预热升温至650℃±20℃，保温30～50min，转入下一步骤进行淬火；