[发明专利]固体火箭发动机壳体的成型方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机壳体的成型方法，属于中型固体火箭发动机技术领域。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，其中，各零部件材质均为C250马氏体时效钢。本发明设计的发动机壳体采用C250马氏体时效钢材质，具体制备时避免高温热处理，壳体形位公差精度更高；同时具体工艺包括椭球体拉深成型、高抗力马氏体时效钢圆筒旋压成型等工艺，解决了该材料拉深成型困难的问题，同时还避免了采用传统的整体锻件加工方案导致的材料利用率低的技术缺陷。

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体的加工方法，属于中型固体火箭发动机技术领域，具体地涉及一种固体火箭发动机壳体的成型方法。

背景技术

空地弹武器系统近年来发展较为迅速，其从航空器上发射攻击地(水)面目标的导弹。是航空兵进行孔中突击的主要娶妻之一，装备在战略轰炸机、歼击轰炸机、强击机、歼击机、武装直升飞机及反潜巡逻机等航空器上。空地弹与航空炸弹、航空火箭弹等武器系统相比，机动性强、隐蔽性好，能从敌方防空武器射程以外发射，可减少地面防空火力对载机的威胁。

特别是战略空地弹，其发动机装药量大、射程远，但是作为挂飞弹要求其满足使用功能的前提下重量更轻、弹体形位公差精度更高。传统的超高强度钢如D406A、30Cr3等材料已经越来越不满足要求，主要表现在：其一，材料强度等级在1600MPa左右，导致相应发动机壳体壁厚较厚，弹体重量增加；其二，D406A、30Cr3等超高强度钢需要通过高温热处理淬火强化，薄壁壳体存在较大的变形，影响弹体与载机的配合。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种固体火箭发动机壳体的成型方法。该马氏体时效钢无须经过高温淬火而是以低温时效就可以获得所需的高强度，这对于防止和减小热处理变形、提高尺寸精度特别是薄壁固体火箭发动机壳体的尺寸精度至关重要。

为实现上述目的，本发明公开了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，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。

进一步地，步骤1)中坯料锻造成环形件工艺包括采用棒料开孔锻造，再轧制成所需要壁厚。

具体的，所述棒料开孔锻造工艺包括首先在棒料中心冲孔≥￠80mm，然后锻造和碾压为需要的环形件，开始锻造温度为1030±5℃，终点锻造温度为850±5℃。