固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具及壳体成形方法技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具及壳体成形方法，其中，该模具包括：主芯模、前半球体凸模和后接头凸模；其中，所述主芯模固定在旋压机主轴上，主芯模与旋压机主轴采用锥面配合；所述前半球体凸模与所述后接头凸模均通过单头螺栓固定在主芯模上，所述前半球体凸模和所述主芯模采用锥面配合，所述后接头凸模和所述主芯模采用锥面配合。本发明专利技术有效地提高燃烧室壳体的加工与检测效率，降低劳动成本与生产成本，提高产品合格率。率。率。

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具及壳体成形方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机燃烧室壳体加工
，尤其涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具及壳体成形方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机燃烧室壳体是发动机的主体结构，是动力系统所有功能实现的基础。在动力系统中起到承担高压环境、燃料浇筑、联接前后舱段的重要作用。
[0003]目前燃烧室壳体主体结构包括前半球体、前旋压筒体、后旋压筒体、后接头四个零件。传统加工方式为：(1)采用棒材进行锻造，再经数控车加工得到前半球体与后接头粗胚；(2)采用管材进行数控车加工得到前/后旋压筒体毛坯，再经强力旋压后得到前/后旋压筒体，最后将前/后旋压筒体按设计长度尺寸进行割断；(3)测量割断后前/后旋压筒体两端面内径与壁厚，得到前半球体与后接头配车尺寸；(4)将前半球体与后接头按配车尺寸数控车加工到位；(6)采用高能电子束焊接将四个零件进行焊接，共三条焊缝；(7)对焊缝进行射线检测，射线检测合格后对燃烧室壳体进行热处理强化处理；(8)热处理工序后对焊缝再次进行射线检测，检测合格后方可得到初步的燃烧室壳体。
[0004]按传统加工方式生产的燃烧室壳体，焊缝数量较多，一般至少存在3条焊缝，易出现焊接质量问题，造成废品；焊缝射线检测工时长，1条焊缝一次射线检测平均需要2小时，检测效率低，且劳动强度高；前半期体与后接头配车加工周期长，且易因配车尺寸检测错误导致产品报废；所以整个燃烧室壳体加工周期长，生产效率低，生产成本高，且废品率高。
专利技术内容
[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具及壳体成形方法，具有缩减加工周期、提高生产效率，降低生产成本，降低废品率的优点。
[0006]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具，包括：主芯模、前半球体凸模和后接头凸模；其中，所述主芯模固定在旋压机主轴上，主芯模与旋压机主轴采用锥面配合；所述前半球体凸模与所述后接头凸模均通过单头螺栓固定在主芯模上，所述前半球体凸模和所述主芯模采用锥面配合，所述后接头凸模和所述主芯模采用锥面配合。
[0007]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具中，所述主芯模与旋压机主轴之间采用锥面配合；所述主芯模通过第一单头螺栓和单头螺母固定在旋压机主轴上，其中，第一单头螺栓和单头螺母构成单头螺栓螺母组合，单头螺栓螺母组合的数量不少于6个。
[0008]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具中，所述前半球体凸模的外形面按预设的前半球体内型面尺寸进行设计；前半球体凸模与主芯模之间采用锥面配合，采用不少于6个单头螺栓连接；所述后接头凸模的外形面按预设的后接头内型面尺寸进行设计；后接头凸模与主芯模之间采用锥面配合，采用不少于6个单头螺栓连接。
[0009]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具中，所述前半球体凸模的最大外径Φ2小于主芯模外径Φ1，所述前半球体凸模的最大外径Φ2与主芯模外径Φ1两者差值范围为0.2～0.4mm；所述后接头凸模的最大外径Φ4小于主芯模外径Φ1，所述后接头凸模的最大外径Φ4与主芯模外径Φ1两者差值范围为0.2～0.4mm。
[0010]一种根据固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具实现固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法，包括：
[0011]制备前燃烧室壳体一体旋压毛坯和后燃烧室壳体一体旋压毛坯；
[0012]将主芯模安装在旋压机主轴上，通过松紧连接处不同位置的紧固螺母，对主芯模径向全跳动进行校调；
[0013]旋压加工前燃烧室壳体；
[0014]旋压加工后燃烧室壳体；
[0015]将前燃烧室壳体与后燃烧室壳体相连接。
[0016]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法中，制备前燃烧室壳体一体旋压毛坯和后燃烧室壳体一体旋压毛坯包括：将圆钢棒材进行锻造和挤压制作成前燃烧室一体旋压粗胚，前燃烧室一体旋压粗胚经退火工序去除加工残余应力；将前燃烧室一体旋压粗胚和圆钢管材进行热处理；将前燃烧室一体旋压粗胚与圆钢管材按工艺要求数控车加工至设计要求形状与尺寸分别得到前燃烧室壳体一体旋压毛坯和后燃烧室壳体一体旋压毛坯。
[0017]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法中，旋压加工前燃烧室壳体包括：将前半球体凸模安装在主芯模上，通过松紧连接处不同位置的单头螺栓，对前半球体凸模径向全跳动进行校调；将前燃烧室壳体一体旋压毛坯安装在前半球体凸模上，使得前燃烧室壳体一体旋压毛坯前端内型面与前半球体凸模外型面贴合；启动旋压程序，进行前燃烧室壳体一体旋压成形加工。
[0018]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法中，旋压过程中，按前燃烧室壳体设计尺寸要求，确定旋压道次数，完成旋压轨迹设计，所有道次的起旋点位置应保持一致，第一道次在结束时，前燃烧室壳体一体旋压毛坯应剩余10～20mm余量未旋压；后续每道次旋压结束位置应比前一道次短5～10mm；最终道次旋压的总长应比设计总长大15～25mm；每道次旋压时旋压参数应根据材料极限减薄率、零件最终壁厚与内径确定。
[0019]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法中，旋压加工后燃烧室壳体包括：松开前半球体凸模与主芯模连接处的单头螺栓，将前半球体凸模从主芯模上拆除，将后接头凸模安装在主芯模上，通过松紧连接处的单头螺栓，对后接头凸模的径向全跳动进行校调；将后燃烧室壳体一体旋压毛坯安装在前半球体凸模上，使得后燃烧室壳体一体旋压毛坯前端内型面与前半球体凸模外型面贴合；启动旋压程序，进行后燃烧室壳体一体旋压成形加工。
[0020]上述固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法中，旋压过程中，按后燃烧室壳体设计尺寸要求，确定旋压道次数，完成旋压轨迹设计，所有道次的起旋点位置应保持一致，第一道次在结束时，后燃烧室壳体一体旋压毛坯应剩余10～20mm余量未旋压；后续每道次旋压结束位置应比前一道次短5～10mm；最终道次旋压的总长应比设计总长大15～25mm；每道次旋压时旋压参数应根据材料极限减薄率、零件最终壁厚与内径确定。
[0021]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0022](1)本专利技术通过组合旋压模具方式，可以实现固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形技术，在不拆卸主芯模的前提下，采用前半球体凸模、后接头凸模与主芯模装配方式，分别实现前燃烧室壳体、后燃烧室壳体一体旋压成形，减少组件数量，减轻劳动强度，提高生产效率。
[0023](2)本专利技术通过一体旋压成形技术，使得固体火箭发动机燃烧室壳体3条焊缝减少至1条焊缝，焊接时长降低67％，焊接装配效率提高，焊缝合格率提高，焊接成本降低，焊接作业强度降低，燃烧室壳体废品率降低。
[0024](3)本专利技术通过减少焊缝数量，使得焊缝射线检测数量降低67％，射线检测时长降低67％，射线检测效率提高，射线检测劳动强度降低。
[0025](4)本专利技术通过将前半球体、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具，其特征在于包括：主芯模(3)、前半球体凸模(4)和后接头凸模(5)；其中，所述主芯模(3)固定在旋压机主轴(6)上，主芯模(3)与旋压机主轴(6)采用锥面配合；所述前半球体凸模(4)与所述后接头凸模(5)均通过单头螺栓(7)固定在主芯模(3)上，所述前半球体凸模(4)和所述主芯模(3)采用锥面配合，所述后接头凸模(5)和所述主芯模(3)采用锥面配合。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具，其特征在于：所述主芯模与旋压机主轴之间采用锥面配合；所述主芯模(3)通过第一单头螺栓(71)和单头螺母(8)固定在旋压机主轴(6)上，其中，第一单头螺栓(71)和单头螺母(8)构成单头螺栓螺母组合，单头螺栓螺母组合的数量不少于6个。3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具，其特征在于：所述前半球体凸模的外形面按预设的前半球体内型面尺寸进行设计；前半球体凸模与主芯模之间采用锥面配合，采用不少于6个单头螺栓(7)连接；所述后接头凸模的外形面按预设的后接头内型面尺寸进行设计；后接头凸模与主芯模之间采用锥面配合，采用不少于6个单头螺栓(7)连接。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具，其特征在于：所述前半球体凸模的最大外径Φ2小于主芯模外径Φ1，所述前半球体凸模的最大外径Φ2与主芯模外径Φ1两者差值范围为0.2～0.4mm；所述后接头凸模的最大外径Φ4小于主芯模外径Φ1，所述后接头凸模的最大外径Φ4与主芯模外径Φ1两者差值范围为0.2～0.4mm。5.一种根据权利要求1至4任一所述的固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压模具实现固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法，其特性在于，包括：制备前燃烧室壳体一体旋压毛坯(13)和后燃烧室壳体一体旋压毛坯(22)；将主芯模(3)安装在旋压机主轴(6)上，通过松紧连接处不同位置的紧固螺母(8)，对主芯模(3)径向全跳动进行校调；旋压加工前燃烧室壳体(1)；旋压加工后燃烧室壳体(2)；将前燃烧室壳体(1)与后燃烧室壳体(2)相连接。6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机燃烧室壳体一体旋压成形方法，其特征在于：制备前燃烧室壳体一体旋压毛坯(13)和后燃烧室壳体一体旋压毛坯(22)包括：将圆钢棒材(11)进行锻造和挤压制作成前燃烧室一体旋压粗胚(12)，前燃烧室一...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨锋，王军喜，杜长林，李睿，张建，徐聪聪，赵亦东，何敏，陈军，王俊，
申请(专利权)人：上海新力动力设备研究所，
类型：发明
国别省市：