【技术实现步骤摘要】
一种用于火箭发动机的推力室成型模具
本技术涉及成型模具
，具体来说，涉及一种用于火箭发动机的推力室成型模具。
技术介绍
在液体火箭发动机中，推力室作为其产生推力的关键部件，其燃烧室中的燃气温度可以达到3500K。为保证推力室可靠工作，一般采用高强、高导的铜合金作为其内壁材料。通常情况下，推力室的内壁为具有薄壁的拉瓦尔形回转体。针对利用铜合金作为内壁材料的推力室，为了提高材料的利用率，现有的推力室成型工艺为以铜饼进行旋压成型。现有技术中通过旋压成型方法制备推力室的具体工艺过程中，由于旋压用原材料为饼材，其厚度远大于推力室的壁厚，需要利用4套模具通过强旋工艺最终成型。在旋压过程中，首先利用前两套模具进行切变旋压，旋压后材料的厚度会大幅减小。由于材料在切边旋压中经过了较大塑性变形，趋近其延伸率极限，同时会发生屈服强化效应，因此需对材料进行一次退火或固溶处理。接着利用第三套旋压模具将内壁小端和喉部区域旋压至直筒。由于此过程同样变形量较大，需要旋压后对材料再次进行一次退火或固溶处理。最后利用第4套旋压模具对喉部和...
【技术保护点】
1.一种用于火箭发动机的推力室成型模具，其特征在于，包括小端模具（4），所述小端模具（4）的首部形状为柱形，所述小端模具（4）的尾部形状为锥形，且所述小端模具（4）的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具（4）的尾端可拆卸地连接大端模具（5）的首端，所述大端模具（5）的形状为锥形，所述大端模具（5）的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具（5）的首端外径与所述小端模具（4）的尾端外径对应。/n
【技术特征摘要】
1.一种用于火箭发动机的推力室成型模具，其特征在于，包括小端模具（4），所述小端模具（4）的首部形状为柱形，所述小端模具（4）的尾部形状为锥形，且所述小端模具（4）的尾端外径小于其首端外径，所述小端模具（4）的尾端可拆卸地连接大端模具（5）的首端，所述大端模具（5）的形状为锥形，所述大端模具（5）的首端外径小于其尾端外径，并且所述大端模具（5）的首端外径与所述小端模具（4）的尾端外径对应。
2.根据权利要求1所述的用于火箭发动机的推力室成型模具，其特征在于，所述小端模具（4）...
【专利技术属性】
技术研发人员：宣智超，袁宇，张志浩，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11
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