一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法技术

本发明专利技术涉及一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，特别涉及一种液体火箭发动机机架对接孔加工工艺方法及加工钻模设计方案，属于液体火箭发动机大型机架对接孔的加工技术领域，本发明专利技术中所针对的液体火箭发动机机架直径为3000‑3500mm，属大型机架。本发明专利技术通过合理的工艺方法和大型钻模的设计和精密加工，使液体火箭发动机大型机架对接孔的加工效率提高了。

A Machining Method of Butt Hole of Liquid Rocket Engine Frame

The invention relates to a processing method for butt hole of a liquid rocket engine frame, in particular to a processing technology method for butt hole of a liquid rocket engine frame and a design scheme for a drilling die, belonging to the processing technology field of butt hole of a large frame of a liquid rocket engine. The diameter of the frame of the liquid rocket engine in the present invention is 3000 to 3500 mm, belonging to a large frame. The invention improves the processing efficiency of the butt hole of the large frame of liquid rocket engine by reasonable process method and the design and precision processing of the large drilling die.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法
本专利技术涉及一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，特别涉及一种液体火箭发动机机架对接孔加工工艺方法及加工钻模设计方案，属于液体火箭发动机大型机架对接孔的加工
，本专利技术中所针对的液体火箭发动机机架直径为3000-3500mm，属大型机架。
技术介绍
液体火箭发动机的推力室安装在机架下方，并通过机架对接孔与箭体舱段对接，孔的位置在一定程度上将决定整个火箭的推力方向偏执问题。在火箭发动机大型机架对接孔的加工中，由于对接孔分布于直径较大的分布圆上，直径达3000mm，且没有较大的机械加工设备，最初考虑将机架放于大型平台上，通过分体钻模进行孔的加工。在加工中，先将机架放于平台上，初步定好位，通过坐标跟踪仪检测每一个对接接头的具体位置，确定好分体钻模定位位置后，通过摇臂钻和分体钻模加工对接接头孔，这种工艺方案较复杂，且工艺实施过程中，难以确保加工精度，且经常有孔加工位置偏执超差的问题，影响发动机与箭体的总体装配。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，该方法解决了大型机架对接孔加工方案的复杂度，实现了液体火箭发动机大型机架对接孔加工。本专利技术采用的技术方案是：一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，该机架为一八棱台，八棱台包括小端(下端)的四个棱、大端的八个棱以及连接小端和大端的八条棱，八棱台的小端焊接有一十字梁，十字梁中的每条梁与八棱台小端的四条棱均成45°交叉连接，八棱台大端的八个顶点各焊接一个对接接头，该方法是在该八个对接接头上开连接孔，连接孔用于与箭体舱段连接；该方法的步骤包括：(1)加工钻模工装，该钻模工装为带有减重孔的圆盘，圆盘上带有周向加工凹槽，在该加工凹槽的中心带有插销孔，且插销孔内带有插销，该加工凹槽的侧面中心位置有轴向刻线，该加工凹槽的底部、插销孔的内侧有定位凹槽；(2)将液体火箭发动机机架安装于机床台面上，使液体火箭发动机机架的大端位于机床台面上，小端位于机床台面之下，且液体火箭发动机机架的外圆上带有刻线作为圆周基准；(3)将步骤(1)加工的钻模工装放置到该液体火箭发动机机架的大端上面，使液体火箭发动机机架的大端上的对接接头位于该钻模工装定位凹槽内，旋转该钻模工装使该钻模工装上的刻线与液体火箭发动机机架的外圆上的圆周基准对齐，并用弓形夹固定夹紧，确保钻模工装与机架在加工过程中的相对位置；(4)拆除钻模工装插销孔内的插销，通过该插销孔对液体火箭发动机机架上的对接接头进行加工，完成对接接头上对接孔的加工。所述的步骤(4)中，进行加工时，通过钻孔、扩孔完成第一个孔的粗加工，留有0.2mm的精加工余量，钻孔、扩孔两道工序确保孔的粗加工位置；使用定位插销顺着钻模工装和机架插入已经加工好的第一个孔，确定机架与钻模孔的相对位置，以相同孔加工工艺方法完成其余所有孔的粗加工；使用检验插销检查所有机架孔是否与钻模孔位一致，若一致，通过铰孔完成所有孔的精加工，确保孔的加工质量，若孔位不一致，可通过留有的余量进行孔的最后校正，确保孔的加工精度；所述的步骤(1)中，圆盘上的减重孔分为最多四组，其中第一组为四个扇形孔，第二组为16个梯形孔，第三组为16个梯形孔，第四组为16个梯形孔；扇形孔与扇形孔之间通过加强筋连接，梯形孔与梯形孔之间通过加强筋连接，扇形孔与与梯形孔之间通过加强筋连接；扇形孔的半径为圆盘半径的一半；加强筋的宽度为x1，厚度为2h1+h2；该加强筋进行减重，减重后的加强筋的宽度为x2，减重后的加强筋的厚度为h2；设该圆盘的直径为D，圆盘的厚度为H；当圆盘直径D小于等于700mm时，加工厚度为60mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔；加强筋的原始宽度x1为60mm，厚度2h1+h2为45mm，减重后的加强筋的宽度x2为60mm，减重后的加强筋的厚度h2为15mm；当圆盘直径D大于700mm小于等于1000mm时，加工厚度为70mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔和第二组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为60mm，厚度2h1+h2为60mm，减重后的加强筋的宽度x2为20mm，减重后的加强筋的厚度h2为20mm；当圆盘直径D大于1000mm小于等于1500mm时，加工厚度为80mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔和第二组的16个梯形孔；或者是第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔和第三组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为90mm，厚度2h1+h2为60mm，减重后的加强筋的宽度x2为30mm，减重后的加强筋的厚度h2为20mm；当圆盘直径D大于1500mm小于等于2000mm时，加工厚度为80mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔和第三组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为90mm，厚度2h1+h2为60mm，减重后的加强筋的宽度x2为30mm，减重后的加强筋的厚度h2为20mm；当圆盘直径D大于2000mm小于等于2500mm时，加工厚度为100mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔和第三组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为100mm，厚度2h1+h2为75mm，减重后的加强筋的宽度x2为30mm，减重后的加强筋的厚度h2为25mm；当圆盘直径D大于2500mm小于等于3000mm时，加工厚度为110mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔和第三组的16个梯形孔；或者是第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔、第三组的16个梯形孔和第四组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为110mm，厚度2h1+h2为90mm，减重后的加强筋的宽度x2为35mm，减重后的加强筋的厚度h2为30mm；当圆盘直径D大于3000mm小于等于3500mm时，加工厚度为120mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔和第三组的16个梯形孔；或者是第一组的四个扇形孔、第二组的16个梯形孔、第三组的16个梯形孔和第四组的16个梯形孔；加强筋的原始宽度x1为120mm，厚度2h1+h2为90mm，减重后的加强筋的宽度x2为40mm，减重后的加强筋的厚度h2为30mm。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：机架整体工作钻模的设计完全改变了原有分体式钻模的结构，根据现有加工设备的技术条件，提出的一种新的用于大型机架对接孔加工工艺方法。并综合应用了现代设计方法，结合生产实际，实现大型钻模的结构优化设计，其在技术上的进步归纳为：(1)机架整体钻模的工艺方案，使用了总体协调钻模和厂内工作钻模的工艺方案，避免了分体式钻模工艺方法制造精度的问题，提高了机架孔的加工质量，且整体钻模的设计综合了现有机床设备的应用和大型件的现代铸造技术，确保了机架整体钻模的制造精度；(2)结构优化后的机架整体工作钻模使大型和重型工艺装备能够设计的更加合理和轻便，且优化后的机架钻模结构强度和刚度满足使用要求，且能够保证机架对接孔的加工质量。本专利技术公开了一种液体火箭发动机机架对接孔加工工艺方法及加工钻模设计方案。机架对接孔有8组，每组2到4个孔，孔均匀分布在2米或3米多的分布圆上，这些孔在总体装配时与箭体舱段的孔进行对接装配。其实现方法：将机架安本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于该方法的步骤包括：(1)加工钻模工装；该钻模工装为带有减重孔的圆盘，圆盘上带有周向加工凹槽，在该加工凹槽的中心带有插销孔，该加工凹槽的侧面中心位置有轴向刻线，该加工凹槽的底部、插销孔的内侧有定位凹槽；(2)将液体火箭发动机机架安装于机床台面上，使液体火箭发动机机架的大端位于机床台面上，且液体火箭发动机机架的外圆上带有刻线作为圆周基准；(3)将步骤(1)加工的钻模工装放置到该液体火箭发动机机架的大端上面，使液体火箭发动机机架的大端上的对接接头位于该钻模工装定位凹槽内，旋转该钻模工装使该钻模工装上的刻线与液体火箭发动机机架的外圆上的圆周基准对齐，并用弓形夹固定夹紧；(4)拆除钻模工装插销孔内的插销，通过该插销孔对液体火箭发动机机架上的对接接头进行加工，完成对接接头上对接孔的加工。

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于该方法的步骤包括：(1)加工钻模工装；该钻模工装为带有减重孔的圆盘，圆盘上带有周向加工凹槽，在该加工凹槽的中心带有插销孔，该加工凹槽的侧面中心位置有轴向刻线，该加工凹槽的底部、插销孔的内侧有定位凹槽；(2)将液体火箭发动机机架安装于机床台面上，使液体火箭发动机机架的大端位于机床台面上，且液体火箭发动机机架的外圆上带有刻线作为圆周基准；(3)将步骤(1)加工的钻模工装放置到该液体火箭发动机机架的大端上面，使液体火箭发动机机架的大端上的对接接头位于该钻模工装定位凹槽内，旋转该钻模工装使该钻模工装上的刻线与液体火箭发动机机架的外圆上的圆周基准对齐，并用弓形夹固定夹紧；(4)拆除钻模工装插销孔内的插销，通过该插销孔对液体火箭发动机机架上的对接接头进行加工，完成对接接头上对接孔的加工。2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：该液体火箭发动机机架为一八棱台，八棱台包括小端的四个棱、大端的八个棱以及连接小端和大端的八条棱，八棱台的小端焊接有一十字梁，十字梁中的每条梁与八棱台小端的四条棱均成45°交叉连接，八棱台大端的八个顶点各焊接一个对接接头。3.根据权利要求2所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：该方法是在该八个对接接头上开连接孔，连接孔用于与箭体舱段连接。4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，进行加工时，通过钻孔、扩孔完成第一个孔的粗加工，留有0.2mm的精加工余量，使用定位插销顺着钻模工装和机架插入已经加工好的第一个孔，以相同的方法完成其余所有孔的粗加工。5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，圆盘上的减重孔分最多为四组，其中第一组为四个扇形孔，第二组为16个梯形孔，第三组为16个梯形孔，第四组为16个梯形孔。6.根据权利要求5所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：扇形孔与扇形孔之间通过加强筋连接，梯形孔与梯形孔之间通过加强筋连接，扇形孔与与梯形孔之间通过加强筋连接。7.根据权利要求5或6所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：扇形孔的半径为圆盘半径的一半。8.根据权利要求5所述的一种液体火箭发动机机架对接孔的加工方法，其特征在于：加强筋的宽度为x1，厚度为2h1+h2；该加强筋进行减重，减重后的加强筋的宽度为x2，减重后的加强筋的厚度为h2；设该圆盘的直径为D，圆盘的厚度为H；当圆盘直径D小于等于700mm时，加工厚度为60mm，则需要的减重孔为第一组的四个扇形孔；加强筋的原始宽度x1为60mm，厚度2h1+h2为45mm，减重后的加强筋的宽度x2为60mm，减重后的加强筋的厚度h2为15...

【专利技术属性】
技术研发人员：许桐晔，陈磊，王东，贺崇森，梁彦龙，
申请(专利权)人：西安航天发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61