[发明专利]固体火箭发动机壳体的成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机壳体的成型方法，它包括将发动机壳体分为前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块、后滑块、前蝶形体、后蝶形体及筒体一和筒体二零部件，再将各零部件在对应位置焊接成型制得发动机壳体，其特征在于：所述各零部件材质均为C250马氏体时效钢，具体包括如下步骤：

1)坯料锻造及机加；

坯料锻造成环形件，对所述环形件固溶热处理并对处理后环形件加工成前接头、后接头、前裙体、后裙体、前滑块及后滑块待焊前尺寸；

2)加工前蝶形体及后蝶形体；

对步骤1)中处理后环形件旋压成薄壁圆筒，切开所述薄壁圆筒并展平为钢板坯料，对所述钢板坯料采用二次拉深成型制备前蝶形体及后蝶形体；其中第一次拉深后进行固溶处理，第二次拉深后进行时效处理去除应力；

3)加工筒体一及筒体二；

对步骤1)中处理后环形件还采用三道次旋压成型，其中各道次间不进行中间热处理，最末道次旋压完成后进行时效处理去除应力；

4)焊接成壳体坯件；

上述制备的各零部件焊接成壳体坯件且不需要热处理；

5)壳体坯件的时效强化处理制得预壳体；

将步骤4)制备的壳体坯件置于真空炉内时效强化处理；

6)加工成壳体；

对所述预壳体进行车加工或/和铣加工。

2.根据权利要求1所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中坯料锻造成环形件工艺包括采用棒料开孔锻造，具体工艺包括首先在棒料中心冲孔且￠≥80mm，然后锻造和碾压为需要壁厚的环形件，其中，开始锻造温度为1030±5℃，终点锻造温度为850±5℃。

3.根据权利要求2所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中所述环形件固溶热处理为循环多次固溶热处理且次数为两次或两次以上，每相邻两次固溶热处理的温度满足前次温度高于后次温度，并且厚壁的环形件在每次固溶热处理后还采用水冷。

4.根据权利要求3所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤1)中所述环形件固溶热处理为两次，第一次固溶热处理温度为930±10℃，保温T1时间段，第二次固溶热处理温度为830±10℃，保温T2时间段，其中，T1和T2与环形件壁厚之间均满足如下数学关系式：

T＝A+B×D；其中，T单位为min；

A为常数，单位为min，取值30～60；

B为加热系数，单位为min/mm，取值2～3；

D为环形件壁厚，单位为mm。

5.根据权利要求1～4中任意一项所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，第一次拉深后的固溶处理满足温度为830±5℃保温40～60min后空冷；第二次拉深后的时效处理满足480±2℃保温80～100min后空冷。

6.根据权利要求5所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，两次拉深后壁厚减薄量为0.2±0.02mm。

7.根据权利要求5所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤2)中，所述旋压时采用对应的旋压芯模，其中，各蝶形体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上，且旋压芯模的外壁与对应蝶形体环形件外壁间留有间隙。

8.根据权利要求1或2或3或4或6或7所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤3)中，各筒体环形件的中心轴与对应的旋压芯模中心轴在同一直线上；经过三道次旋压后的圆筒外径大于成型的各筒体外径。

9.根据权利要求8所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤3)中，步骤3)中，经过三道次旋压后的圆筒外径与成型的各筒体外径满足如下数学关系式：

经过三道次旋压后的圆筒外径＝成型的各筒体外径+0.4mm。

10.根据权利要求1或2或3或4或6或7所述固体火箭发动机壳体的成型方法，其特征在于：步骤5)中，所述壳体坯件置于真空炉内时效强化处理满足，480±5℃保温4.5h，再空冷。