[发明专利]一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室

说明书

本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

技术领域

本发明涉及航天器发动机技术领域，特别涉及一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室。

背景技术

航天器发动机技术随着航天产业的发展得到了快速升级。作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。其中，推力室身部是航天器发动机中负责将燃料进行混合燃烧，产生高温高压燃气，进而燃气通过喉部加速排出，获得反推力的部件。推力室的身部为拉瓦尔型面结构，通常可以采用再生冷却技术对推力室进行降温。推力室由铣槽内壁和外壁组成，多条冷却通道位于铣槽内壁和外壁之间。通常情况下，两者内部在承受最高达60MPa的压力下不许有任何渗漏缺陷。

目前，在铣槽内壁和外壁连接有如下两种方法，一种是采用瞬间液相扩散钎焊与电铸镍工艺，但是此工艺具有工艺复杂与昂贵、周期长的缺点。另一种是推力室在制备过程采用铜钢异种合金热等静压扩散焊接，但是，在制作过程中经常会发生位于内壁上的凸肋无法承受高压而被压弯，进而使得通道坍塌的现象，而压力过小又无法完成凸肋与外壁可靠连接。

为了解决上述问题，本发明提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

发明内容

本发明的目的是提供一种推力室身部组件焊接加工工艺及航天器推力室具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种推力室身部组件焊接加工工艺，具体为：

通过3D打印制备燃烧室毛坯；在所述燃烧室毛坯的喉部位置套设固定套，使得固定套位于与喉部表面，采用激光焊接将两者固定在一起，得到燃烧室；

将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接在一起，获得推力室身部组件。

进一步的，将所述燃烧室与二次加压处理获得的扩张段焊接连接之前，采用二次加压制备扩张段具体步骤如下：提供第一外壁、第一内壁和导气管，其中所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，在所述第一外壁和所述第一内壁连接后，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；在所述第一外壁和所述第一内壁两端设置端盖，以形成组合结构，使得所述第一外壁、所述第一内壁之间构成一个密闭空间；通过所述导气管对所述密闭空间抽真空；将进行抽真空后的所述第一外壁、所述第一内壁和所述端盖组成的所述组合结构放入高压容器内进行第一次加压处理；从高压容器中取出所述组合结构，通过所述导气管使得所述通道与外部气体保持畅通；将组合结构再次放入高压容器内进行第二次加压处理，其中所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；取出经过第二次加压处理的所述组合结构，切除所述端盖及所述第一外壁配合所述导气管的部分，获得扩张段。

进一步的， 所述第一次加压处理时，高压容器内的压强为A，且满足1MPa≤A≤20MPa，加压时间为B,且满足0.2h≤B≤10h，高压容器内的温度为C，且满足300℃≤C≤1300℃。

进一步的，所述第二次加压处理时，高压容器内的压强为D，且满足2MPa≤D≤120MPa，加压时间为E,且满足0.1h≤E≤10h，高压容器内的温度为F，且满足300℃≤F≤1400℃。