整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法技术

本发明专利技术涉及火箭喷气推进装置技术领域，特别涉及一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法。本发明专利技术提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，包括：将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，以使燃烧室内壁扩张段的外型面和对应位置的燃烧室外壁的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现燃烧室内壁和燃烧室外壁之间的扩散连接，形成整体结构火箭发动机燃烧室；对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。本发明专利技术可提高火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免燃烧室内壁的汇通槽和燃烧室外壁的焊缝。槽和燃烧室外壁的焊缝。槽和燃烧室外壁的焊缝。

【技术实现步骤摘要】
整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法


[0001]本专利技术涉及火箭喷气推进装置
，特别涉及一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法。

技术介绍

[0002]液体推进剂作为火箭喷气推进装置的基本组成，其贮存在推进剂贮箱内，当发动机工作时，推进剂在推进剂供应系统的作用下按照要求的压力和流量输送至燃烧室，经雾化、蒸发、混合和燃烧生成高温高压燃气，再通过喷管加速至超声速排出，从而产生推力。
[0003]燃烧室由燃烧室内壁和燃烧室外壁组成，其中喉部（燃烧室外壁喉部和燃烧室内壁喉部）的直径最小，如果燃烧室内壁和燃烧室外壁均为整体结构，则无法实现燃烧室内壁与燃烧室外壁的套合，因此传统方案有两种，分别为燃烧室内壁沿喉部分段法和燃烧室外壁纵向分半法，具体如下：1.燃烧室内壁沿喉部分段法，其主要结构特点为，燃烧室外壁为整体结构，燃烧室内壁沿喉部分为两段，装配时，将两段燃烧室内壁分别从燃烧室外壁的两端插入燃烧室外壁，并在喉部将两段燃烧室内壁进行焊接，将两段燃烧室内壁连为一体。该方案的特点为，燃烧室内壁在喉部位置，肋（槽道两侧的部件）需要断开，形成冷却介质流道的汇通槽，降低了燃烧室内壁的整体强度。燃烧室在工作过程中，喉部工作温度高，压力大，工作条件极其恶劣；并且由于汇通槽的存在，增大了局部冷却介质流道的截面积，减低了介质的流速，对换热影响巨大，是该方案的主要缺陷。
[0004]2.燃烧室外壁纵向分半法，其主要结构特点为，燃烧室内壁为整体结构，燃烧室外壁沿通过轴线的平面分为对称的两半，装配时，将两半燃烧室外壁分别从燃烧室内壁的两侧套在燃烧室内壁外侧，并在两半燃烧室外壁的对合处将两半燃烧室外壁进行焊接，将两半燃烧室外壁连为一体。该方案的特点为，两半燃烧室外壁在对合处需要进行焊接，为减小焊接变形对燃烧室型面的影响，确保扩散连接质量，该焊缝通常采用如电子束焊接或激光焊接等高能束焊接。为防止高能束焊接的喷溅，使燃烧室内壁通道产生多余物，影响发动机工作，燃烧室外壁两条焊缝通常不焊透，此未焊接透的区域，在燃烧室工作过程中，在应力作用下会因应力集中现象成为燃烧室外壁受力的薄弱环节，降低燃烧室的使用工况。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，用以避免在燃烧室内壁或燃烧室外壁产生焊缝，可提高整体结构火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免在燃烧室内壁设置汇通槽和环形焊缝，以及在燃烧室外壁设置纵向焊缝，提高整体结构火箭发动机燃烧室的冷却效果和整体强度，提高整体结构火箭发动机燃烧室的使用工况。
[0006]本专利技术的上述目的可采用下列技术方案来实现：本专利技术提供一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，包括：
将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，以使燃烧室内壁扩张段的外型面和对应位置的燃烧室外壁的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现燃烧室内壁和燃烧室外壁之间的扩散连接，形成整体结构火箭发动机燃烧室；对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程；对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。
[0007]在本专利技术的一个实施方式中，以燃烧室内壁的燃烧室内壁喉部为分界线将燃烧室内壁扩张段的外型面和轴向均布的槽道加工成沿燃烧室内壁喉部形状的轴向延伸。
[0008]在本专利技术的一个实施方式中，将分别加工完成的燃烧室内壁和燃烧室外壁套合在一起并对燃烧室内壁扩张段进行成形，包括：采用分瓣式结构工装胀形、液压胀形或旋压成形方法将燃烧室内壁扩张段进行成形，使燃烧室内壁扩张段的外型面和燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，其中，二者之间的间隙不大于0.1mm。
[0009]在本专利技术的一个实施方式中，根据燃烧室内壁扩张段的外型面的特点，对燃烧室内壁扩张段的壁厚进行工艺补偿设计，胀形前距燃烧室内壁喉部为P距离为L的槽道的底壁与燃烧室内壁的内型面之间的厚度t0为：其中，π为圆周率，R1为胀形后燃烧室内壁的某一截面的直径，a1为槽道的两侧的肋条的肋宽；n为槽道的数量，t1为胀形后槽道的底壁与燃烧室内壁的内型面之间的厚度，R0为胀形前燃烧室内壁的直径，K为成形后燃烧室内壁扩张段的肋条和槽道取理论变形不一致造成的燃烧室内壁扩张段的内型面显微凸凹的厚度补偿，K的取值范围为0.1mm
‑
0.15mm。
[0010]在本专利技术的一个实施方式中，完成扩散连接后，采用数控抛磨方式去除燃烧室内壁扩张段的显微凸凹的厚度补偿。
[0011]在本专利技术的一个实施方式中，对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，包括：通过如下至少之一的方式对扩散连接后的整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测：通过液压试验检测燃烧室内壁与燃烧室外壁之间的连接强度；通过液流试验检测冷却介质流道的通畅性；通过气密试验检测燃烧室内壁与燃烧室外壁之间的气密性。
[0012]本专利技术的特点及优点是：本专利技术的整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，分别对燃烧室外壁和燃烧室内壁进行加工，加工完成后可将燃烧室外壁套合于燃烧室内壁，并对燃烧室内壁扩张段进行成形，由此，当将燃烧室内壁套合于燃烧室外壁时，燃烧室内壁与燃烧室外壁并未分段，提
高了二者的整体性，不会因单独焊接燃烧室内壁或燃烧室外壁而产生焊缝；并且可通过对燃烧室内壁收敛段、燃烧室内壁喉部和燃烧室内壁扩张段对应与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接以形成整体结构火箭发动机燃烧室，在具体应用中，由于扩散连接基本无焊缝，且基本不存在残余应力，可提高整体结构火箭发动机燃烧室的整体性和整体强度，避免燃烧室内壁的汇通槽和喉部环焊缝以及燃烧室外壁的纵焊缝，提高整体结构火箭发动机燃烧室的冷却效果，提高整体结构火箭发动机燃烧室的使用工况；此外，通过检测燃烧室的性能，可确保整体结构火箭发动机燃烧室的品控。
附图说明
[0013]通过参照附图详细描述其示例实施方式，本专利技术的上述和其它特征及优点将变得更加明显。
[0014]图1为本专利技术的整体结构火箭发动机燃烧室的示意图。
[0015]图2为本专利技术的燃烧室内壁在胀形前的示意图。
[0016]图3为本专利技术的燃烧室外壁套合于燃烧室内壁的示意图。
[0017]图4为本专利技术的胀形模具对燃烧室内壁扩张段进行胀形前的示意图。
[0018]图5为本专利技术的胀形模具对燃烧室内壁扩张段进行胀形后的示意图。
[0019]图6为图5中沿A
‑
A方向的剖视图，图中仅显示成形模胀瓣。
[0020]图7为燃烧室内壁收敛段、燃烧室内壁喉部和燃烧室内壁扩张段与燃烧室外壁收敛段、燃烧室外壁喉部和燃烧室外壁扩张段进行扩散连接时的示意图。
[0021]图8为本专利技术的燃烧室内壁的变形补偿的示意图。
[0022]图9为本专利技术的燃烧室内壁在胀形前与胀形后的示意图。
[0023]图10为本专利技术的燃烧室内壁在胀形前的部分示意本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种整体结构火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，包括：将分别加工完成的燃烧室内壁（2）和燃烧室外壁（1）套合在一起并对燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，以使所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和对应位置的所述燃烧室外壁（1）的燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，实现所述燃烧室内壁（2）和所述燃烧室外壁（1）之间的扩散连接，形成所述整体结构火箭发动机燃烧室；对扩散连接后的所述整体结构火箭发动机燃烧室进行性能检测，完成所述整体结构火箭发动机燃烧室的制造过程。2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，以所述燃烧室内壁（2）的燃烧室内壁喉部（22）为分界线将所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和轴向均布的槽道（24）加工成沿所述燃烧室内壁（2）喉部形状的轴向延伸。3.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，所述将分别加工完成的燃烧室内壁（2）和燃烧室外壁（1）套合在一起并对燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，包括：采用分瓣式结构工装胀形、液压胀形或旋压成形方法将所述燃烧室内壁扩张段（23）进行成形，使所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面和所述燃烧室外壁扩张段的内型面完全贴合，其中，二者之间的间隙不大于0.1mm。4.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，根据所述燃烧室内壁扩张段（23）的外型面的特点，对所述燃烧室内...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨建国，吴维贵，
申请(专利权)人：北京智创联合科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：