【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及固体火箭发动机喷管，具体地指一种细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法。
技术介绍
1、固体火箭发动机通常用作火箭弹、导弹、探空火箭发动机以及航天发射和飞机起飞的助推发动机，它主要由燃烧室壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置四部分组成。其中喷管组件作为最终使得发动机推进剂的化学能转化为动能的装置，在发动机组件中有着无法替代的作用。喷管设计采用的材料与制造工艺直接影响固体发动机性能。喷管壳体作为喷管组件的重要组成部分，它提供与烧室壳体和点火装置的装配接口，同时也是喷管组件的结构支撑，是绝热层、耐烧蚀层等重要功能零部件结合在一起的“骨架”。喷管壳体尺寸精度影响发动机装配及喷管中各零部组件的装配精密程度。
2、现有技术中带点火孔的长轴喷管壳体结构紧凑，腔体壁薄且细长，对此类零件现多采用整体机加的方法，点火孔与外壁相隔过近，加工时需要定制加长铣刀，加工过程中因夹持过长，铣刀在切削时会出现摆动的情况，车腔体内外壁时存在薄壁变形的情况，以上均对喷管壳体的尺寸与形位精度造成影响，且定制刀具，整体坯料，成本较高。
【技术保护点】
1.一种细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，喷管壳体包括前端的收敛端、后端的扩散端及连接收敛端和扩散端之间的喉部，收敛端含外螺纹和点火孔，点火孔紧贴扩散端外圆，扩散端为圆台形管体；其特征在于：具体成形过程如下：
2.根据权利要求1所述细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，其特征在于：所述步骤1)中，最小单边余量2～3mm，热处理的淬火温度为850～950℃，回火温度为500～550℃。
3.根据权利要求1所述细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，其特征在于：所述步骤2)中，前段半成品采用多步去除余量的方法使得前段半成品外型达到喷管壳体最终尺寸，通过精铣获...
【技术特征摘要】
1.一种细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，喷管壳体包括前端的收敛端、后端的扩散端及连接收敛端和扩散端之间的喉部，收敛端含外螺纹和点火孔，点火孔紧贴扩散端外圆，扩散端为圆台形管体；其特征在于：具体成形过程如下：
2.根据权利要求1所述细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，其特征在于：所述步骤1)中，最小单边余量2～3mm，热处理的淬火温度为850～950℃，回火温度为500～550℃。
3.根据权利要求1所述细长轴带点火孔的喷管壳体成形方法，其特征在于：所述步骤2)中，前段半成品采用多步去除余量的方法使得前段半成品外型达到喷管壳体最终尺寸，通过精铣获得点火孔，内型单边预留余量，与后段对接端面预留余量；后段半成品通过精车削加工形成准后段，内外型面及对接端面留有余量，准后段的中部加厚作为夹持部位、出口端为螺纹通孔。
4.根据权利要求1所述细长轴带点火孔的喷管壳体成...
【专利技术属性】
技术研发人员：田丰华，毛虹霖，任清丰，伍顺文，李俊，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：
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