[发明专利]一种用于火箭发动机的推力室成型方法

权利要求书

1.一种用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1在筒形件（1）的前端内部置入小端模具（4），并从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形；

S2在所述筒形件（1）的锥形部位内部置入大端模具（5），从所述筒形件（1）的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室；

所述小端模具（4）的首部形状为柱形，所述小端模具（4）的尾部形状为锥形，且所述小端模具（4）的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具（4）的尾端可拆卸地连接大端模具（5）的首端，所述大端模具（5）的形状为锥形，所述大端模具（5）的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具（5）的首端外径与所述小端模具（4）的尾端外径对应。

2.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S1中，所述筒形件（1）由铜合金锻造而成。

3.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在进行S1之前，对所述筒形件（1）进行固溶处理，以及对经固溶处理后的所述筒形件（1）进行力学性能和晶相检查。

4.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S2完成之后，将所述推力室进行时效处理，以及对经时效处理后的所述推力室的力学性能和导电率进行检测。

5.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，所述小端模具（4）和所述大端模具（5）上均安装在芯轴（6）的外部。

6.根据权利要求5所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S1中，在筒形件（1）的前端内部置入小端模具（4），并从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形，包括:

首先将所述芯轴（6）安装在旋压机床上，在所述芯轴（6）上安装好所述小端模具（4），将所述筒形件（1）的前端通过压块（2）压紧在所述小端模具（4）上，然后利用所述旋压机床上的旋轮（3）从所述筒形件（1）的内侧将所述筒形件（1）的后端扩径旋压至锥形。

7.根据权利要求6所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在S2中，在所述筒形件（1）的锥形部位内部置入大端模具（5），从所述筒形件（1）的外侧对所述锥形部位缩径旋压，制得推力室，包括:

将所述大端模具（5）安装到所述芯轴（6）上，然后利用所述旋轮（3）先将所述筒形件（1）上的位于所述小端模具（4）与所述大端模具（5）结合处的喉部区域从所述筒形件（1）的外侧进行缩径旋压，再将该锥形部位从所述筒形件（1）的外侧缩径旋压至与所述大端模具（5）相贴合。

8.根据权利要求6或7所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，在进行所述扩径旋压和所述缩径旋压的过程中对所述筒形件（1）进行加热，且加热温度控制在所述筒形件（1）材料的时效温度以下。

9.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型方法，其特征在于，所述小端模具（4）包括等径段和锥形段，所述筒形件（1）的内径与所述等径段的外径相同。