固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：1)旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压；2)将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再垂直吊入热处理炉内进行热处理；3)将圆筒各部分焊接完整；4)在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂重物；将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内进行热处理；5)将壳体竖直吊入淬火炉内入油淬火；6)拆除工装和重物，完成燃烧室壳体的精度控制。本发明专利技术通过对旋压、热处理、淬火工艺的优化设计，提高了燃烧室壳体的直线度和圆度。

Shape Accuracy Control Method for Combustion Chamber Shell of Solid Rocket Motor

The invention discloses a shape accuracy control method for the combustion chamber shell of solid rocket motor, which comprises the following steps: 1) the tail of the spinning core die is supported by the tail top, and spinning is carried out by the spinning machine; 2) the hot calibration core die is vertically downward penetrated into the qualified cylinder after spinning, and then vertically suspended into the heat treatment furnace for heat treatment; 3) the parts of the cylinder are welded completely; The top of the combustion chamber shell is equipped with hoisting fixtures, and a number of hoop fixtures are installed at the outer intervals of the combustion chamber shell to hang heavy objects at the lower part; the combustion chamber shell is hoisted vertically into the heat treatment furnace for heat treatment; 5) the shell is hoisted vertically into the quenching furnace for oil quenching; 6) the fixtures and heavy objects are removed to complete the precision control of the combustion chamber shell. By optimizing the spinning, heat treatment and quenching process, the linearity and roundness of the combustion chamber shell are improved.

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法
本专利技术涉及固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，特别是指一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法。
技术介绍
固体火箭发动机是用来贮存固体推进剂装药并在其中燃烧的部件，是火箭发动机的重要组成部分。工作过程中，装药在其内部燃烧室，瞬间产生高温、高压，产生推力，提供发动机工作，因此，对燃烧室壳体的机械性能和精度均具有较高要求。固体火箭发动机燃烧室壳体常采用超高强度钢D406A，常规的D406A钢材料的燃烧室壳体的加工技术主要为旋压技术、模压技术、热处理技术、焊接技术及相关的无损检测技术。对于大直径、厚壁燃烧室壳体的生产制造来说，目前的工艺技术已较成熟，难度不高。但对于超大长径比(长度∶外径≥10)、小直径(外径≤200mm)、薄壁(壁厚≤3mm)的燃烧室壳体的生产制造来说，常规壳体的形状精度(主要为直线度、圆度)控制方法难以满足要求。其原因在于：超大长径比小直径薄壁壳体由于长度较长、直径较小的结构形式，在旋压过程中存在尾部下垂的现象，导致圆筒受力不均、直线度较差，同时由于圆筒厚度薄，在后续热处理过程中，由于内应力的释放和重力的影响，容易本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体形状精度控制方法，其特征在于：包括如下步骤：1)圆筒旋压：将燃烧室壳体的圆筒(2)坯料套在旋压芯模(5)外部，再将旋压芯模(5)的头部与旋压机(10)的主轴(11)固定相连，旋压芯模(5)的尾部通过尾顶(6)进行支撑，利用旋压机(10)进行旋压使圆筒(2)的壁厚减薄至设计值，旋压过程中尾顶(6)不对旋压芯模(5)施加轴向力；2)圆筒热校形：将热校形芯模(18)竖直向下穿入旋压合格后的圆筒(2)内，再将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)垂直吊入热处理炉(17)内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)吊出热处理炉...

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体形状精度控制方法，其特征在于：包括如下步骤：1)圆筒旋压：将燃烧室壳体的圆筒(2)坯料套在旋压芯模(5)外部，再将旋压芯模(5)的头部与旋压机(10)的主轴(11)固定相连，旋压芯模(5)的尾部通过尾顶(6)进行支撑，利用旋压机(10)进行旋压使圆筒(2)的壁厚减薄至设计值，旋压过程中尾顶(6)不对旋压芯模(5)施加轴向力；2)圆筒热校形：将热校形芯模(18)竖直向下穿入旋压合格后的圆筒(2)内，再将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)垂直吊入热处理炉(17)内，随炉升温至670℃±20℃，保温30～50min，然后将穿有热校形芯模(18)的圆筒(2)吊出热处理炉(17)，在自然状态下冷却至少6小时；3)将经过步骤2)热校形后的圆筒(2)与燃烧室壳体的其他部分焊接成完整的燃烧室壳体，并进行无损检测，合格后转入下一步进行壳体热校形；4)壳体热校形：在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装(14)，在其外侧间隔安装多个外箍工装(15)，在其下部吊挂用于消除下一步骤淬火用油浮力影响的重物(16)；利用吊装工装(14)将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉(17)内，预热升温至650℃±20℃，保温30～50min，转入下一步骤进行淬火；5)淬火入油：将燃烧室壳体吊出热处理炉(17)，竖直吊入淬火炉内入油淬火，升温至930℃±20℃后保温30～50min并随炉冷却至室温；6)拆除吊装工装(14)、外箍工装(15)和重物(16)，完成燃烧室壳体的精度控制。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，旋压过程采用如下工艺参数：旋压前圆筒(2)的坯料壁厚公差在0.1mm以内，直线度在0...

【专利技术属性】
技术研发人员：周生攀，刘世双，李青艳，卓艾宝，刘方星，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北,42