[发明专利]一种用于火箭发动机的推力室成型方法

说明书

本发明公开了一种用于火箭发动机的推力室成型方法，该方法包括以下步骤：在筒形件内的前端置入小端模具，并将所述筒形件的后端扩径旋压至锥形；在所述筒形件的锥形部位内置入大端模具，并将该锥形部位缩径旋压，制得推力室。本发明的有益效果：不需要采用强旋工艺，降低了对筒形件的内部质量及材料晶粒度等的指标要求，从而降低推力室的生产难度，提高推力室的成品率，最终减低制造成本；将旋压模具数量降低至一套，避免了多套模具旋压造成的内部缺陷延展，可有效降低旋压时产生裂纹的风险，提高成品率，有效降低了生产成本，降低了新产品的研制投入。

技术领域

本发明涉及推力室成型技术领域，具体来说，涉及一种用于火箭发动机的推力室成型方法。

背景技术

在液体火箭发动机中，推力室作为其产生推力的关键部件，其燃烧室中的燃气温度可以达到3500K。为保证推力室可靠工作，一般采用高强、高导的铜合金作为其内壁材料。通常情况下，推力室的内壁为具有薄壁的拉瓦尔形回转体。针对利用铜合金作为内壁材料的推力室，为了提高材料的利用率，现有的推力室成型工艺为以铜饼进行旋压成型。

现有技术中通过旋压成型方法制备推力室的具体工艺过程中，由于旋压用原材料为饼材，其厚度远大于推力室的壁厚，需要利用4套模具通过强旋工艺最终成型。在旋压过程中，首先利用前两套模具进行切变旋压，旋压后材料的厚度会大幅减小。由于材料在切边旋压中经过了较大塑性变形，趋近其延伸率极限，同时会发生屈服强化效应，因此需对材料进行一次退火或固溶处理。接着利用第三套旋压模具将内壁小端和喉部区域旋压至直筒。由于此过程同样变形量较大，需要旋压后对材料再次进行一次退火或固溶处理。最后利用第4套旋压模具对喉部和扩张段进行旋压成型。

上述成型工艺存在以下缺点：

1)由于旋压过程对原材料的形状进行大幅改变，只能采用强旋工艺。强旋工艺对原材料的内部质量以及材料晶粒度等指标要求高，造成原材料生产难度大，成品率低，成本高。

2)旋压过程需要用到4套旋压模具，生产成本高。

3)产品和模具需要装拆4次，同时中间需要进行2次退火或固溶热处理，造成生产成本高、生产周期长。此外，由于成型过程的中间环节多，导致自动化生产难度大。

4)旋压采用强旋工艺对机床的要求高，造成成型成本高。

5)在采用第四套模具进行旋压时，材料已经过了前三次旋压操作，内部的一些不超标缺陷被扩大，从而进一步增加产生裂纹的风险，降低成品率。

6)由旋压变形过程决定了原材料中心约10%~20%的区域是无法利用的，造成材料利用率下降，原材料成本升高。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种用于火箭发动机的推力室成型方法，具有成本低，制造周期短，制造难度低，成品率高，便于自动化生产制造等优势。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种用于火箭发动机的推力室成型方法，包括以下步骤：

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

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

进一步地，在S1中，所述筒形件由铜合金锻造而成。

进一步地，在进行S1之前，对所述筒形件进行固溶处理，以及对经固溶处理后的所述筒形件进行力学性能和晶相检查。

进一步地，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。