火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室制造技术

本发明专利技术公开了一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，包含：提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。同现有技术相比，具有操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用，有利于火箭发射。

【技术实现步骤摘要】
火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室
本专利技术涉及火箭组装领域，特别涉及一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室。
技术介绍
火箭发动机随着航天行业得到了快速发展，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，推力室身部是液体火箭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，通常由圆柱段、收缩段与扩张段构成。为了承受燃气的高温，喷管一般采用再生冷却技术，由铣槽内壁和外壁组成。同时由于燃气温度高达3500K，壁面热交换功率可到达百兆瓦，同时需要承受20MPa的压力，故推力室身部的内壁材料可以选择强度高、耐热性好的合金。推力室的喷管部的主要作用是使高温气流加速喷出，从而使推力室产生反推力，因此，推力室身部与喷管部的连接质量对推力室的性能至关重要，如何获得推力室身部与喷管部很好结合的推力室是亟需解决的问题。本专利技术提供一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定等优点。为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种火箭发动机推力室激光焊接工艺，包含：提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。在同一个实施例中，对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接前，向位于连接处内侧且由所述推力室身部、所述喷管部和所述支撑工装架组成的密闭空腔内通内保护气，通内保护气的时长S满足5min≤S≤8min。在同一个实施例中，通过所述激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接时，通过保护气喷嘴向连接处外侧通焊接用外保护气，且外保护气的气流方向为连接处的切向方向。在同一个实施例中，沿连接处径向方向保护气喷嘴距连接处的距离为A，满足3mm≤A≤9mm。在同一个实施例中，所述推力室身部和所述喷管部沿所述支撑工装架轴线做周向旋转运动，所述激光焊接设备和所述保护气喷嘴被固定且两者位于所述推力室身部和所述喷管部同侧，焊接过程中，使所述激光焊接设备的激光光束中心偏向所述推力室身部。在同一个实施例中，激光光束中心偏向所述推力室身部一侧的距离为B，焊缝厚度为M，其中0.1M≤B≤0.8M,且0.5mm≤M≤1.8mm。在同一个实施例中，通过所述激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接时，所述激光焊接设备上的激光焊接头在所述推力室身部和所述喷管部的连接处两侧以直径为C的圆进行摆动焊接,C＝2B。在同一个实施例中，激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处周向表面进行焊接完毕后，所述激光焊接设备关闭，所述保护气喷嘴继续喷气，喷气时间为D,其中20s≤D≤60s。在同一个实施例中，所述保护气喷嘴继续喷气完毕后，向所述推力室身部、所述喷管部和所述支撑工装架组成的密闭空腔内通氦气，直至密闭空腔空间的压力为E，其中0.5MPa≤E≤5MPa；以及在连接处外侧通过氦气检漏仪对所述推力室身部和所述喷管部的连接处的密闭性进行检测。本专利技术还提供一种火箭发动机推力室，采用上述任一项的火箭发动机推力室激光焊接工艺制备。与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：该种火箭发动机推力室激光焊接工艺,推力室由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部组成；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。整个工艺过程操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用，有利于火箭发射。附图说明图1为本专利技术激光焊接的流程图；图2为本专利技术激光焊接的示意图；图3为本专利技术推力室身部、喷管部和支撑工装架沿轴向相切的截面示意图；图4为本专利技术推力室身部、喷管部和激光焊接设备的俯视图；图5为本专利技术激光焊接设备与推力室身部、喷管部焊接的结构示意图；图6为本专利技术激光焊接头在所述推力室身部和所述喷管部的连接处两侧摆动的示意图；图7为本专利技术氦气检漏仪对所述推力室身部和所述喷管部的连接处的密闭性进行检测的示意图。附图标记说明：1推力室身部2喷管部3支撑工装架4保护气喷嘴5激光焊接头6多轴机器人装夹臂7密闭空腔8压紧轴9旋转卡盘夹10压紧螺母11偏铜距离12激光光束13激光摆动轨迹14激光光斑15焊后焊缝16氦气检漏仪17保护气置换管嘴18密封装置具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本专利技术所揭示内容的精神，任何所属
技术人员在了解本
技术实现思路
的实施例后，当可由本
技术实现思路
所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本
技术实现思路
的精神与范围。本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，但并不作为对本专利技术的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本专利技术，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。例如，大热流密度的液体火箭发动机推力室燃烧室内壁采用铜合金，随着扩张比的增加，喷管扩张段的一部分可以采用不锈钢合金。推力室生产的核心工艺包本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，包含：/n提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；/n将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；/n采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。/n

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，包含：
提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；
将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；
采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。


2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接前，向位于连接处内侧且由所述推力室身部、所述喷管部和所述支撑工装架组成的密闭空腔内通内保护气，通内保护气的时长S满足5min≤S≤8min。


3.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，通过所述激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接时，通过保护气喷嘴向连接处外侧通焊接用外保护气，且外保护气的气流方向为连接处的切向方向。


4.根据权利要求3所述的火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，沿连接处径向方向保护气喷嘴距连接处的距离为A，满足3mm≤A≤9mm。


5.根据权利要求3所述的火箭发动机推力室激光焊接工艺，其特征在于，所述推力室身部和所述喷管部沿所述支撑工装架轴线做周向旋转运动，所述激光焊接设备和所述保护气喷嘴被固定且两者位于所述推力室身部和所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨瑞康，袁宇，宣智超，黄乐，周涛，韩建业，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11