【技术实现步骤摘要】
航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室
本专利技术涉及航天器发动机
，特别涉及一种专用于航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室。
技术介绍
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，在制造推力室过程中，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...
【技术保护点】
1.一种推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，/n提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；/n至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；/n经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；/n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；/n获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。/n
【技术特征摘要】
1.一种推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，
提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；
至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；
经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；
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；
获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。
2.根据权利要求1所述的推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，
还包括提供导气管；
在所述外壁和所述内壁两端设置端盖，以形成组合结构，使得所述外壁、所述内壁之间构成一个密闭空间；
至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体具体为：通过所述导气管对所述密闭空间抽真空；
第一次加压处理包括：将进行抽真空后的所述外壁、所述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；
使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间包括：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；
将所述外壁和所述内壁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；以及
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外壁配合所述导气管的部分，获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。
3.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，
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℃。
4.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，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℃。
5.根据权利要求2所述的推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，通过所述导气管对所述密闭空间抽真空具体为，将所述导气管的一端与所述外壁内侧...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨瑞康，宣智超，常克宇，袁宇，黄乐，周涛，
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
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