【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于塑性加工，具体涉及一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法。
技术介绍
1、液体火箭发动机推力室是火箭发动机动力系统的核心部件，负责将液体推进剂燃烧产生的高温、高压燃气的热能转化为动能，而燃烧室则是火箭推力室的关键组成部分。为了保证燃烧室的可靠性，其内壁通常选用具有良好导电性能和强度的铜合金材料。近年来，cucrzr合金越来越多地被应用到了燃烧室内壁上。cucrzr合金是固溶强化型合金，目前常见的工艺是通过锻造成形+固溶热处理+冷锻+时效热处理工艺制备火箭燃烧室内壁毛坯。这一工艺的一大弊端是材料利用率低下，还面临性能均匀性较差的问题，此外由于加工余量大，导致后续机械加工的成本居高不下。因此，更多研究者考虑采用旋压成形作为代替锻造工艺的制备液体火箭燃烧室的方案。
2、现有的关于通过旋压成形方法制备燃烧室的报道中，多是采用饼材作为原材料，其在成形过程中减薄严重，因此所需饼材的厚度远远大于燃烧室壁厚，造成材料的浪费；饼材成形燃烧室往往需要用4套甚至更多套成形模具，经历多道次成形以及道次之间的固溶热处理才能获得目标构件，大大增加了制造成本和生产周期。目前关于采用铜合金管材制备火箭发动机燃烧室的报道还比较少，对于其中最关键的旋压成形工序、以及如何通过工艺方法调控工件的组织及性能缺乏研究，而构件的微观组织及力学性能恰恰是火箭推力室设计和工艺人员最为关心的一点，也是cucrzr合金优于一般铜合金材料而受到推力室设计人员青睐的原因所在。现有的工艺方法与材料组织性能之间缺乏明确的调控关系，这会导致设计人员在选用c
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，解决了传统发动机燃烧室内壁加工成本高、成形精度低、产品性能不能满足要求等技术问题，本专利技术采用较低的生产成本和较短的生产周期，能够得到具有良好成形精度和力学强度的燃烧室内壁。
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、本专利技术涉及一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的制造方法，采用cucrzr合金厚管为原材料，对其进行厚管开坯旋压变形后，经多道次精密数控旋压成形燃烧室内壁毛坯；道次间采用固溶处理消除变形应力，恢复材料塑性；成形后对构件进行时效热处理。通过合理设置和调整旋压工艺参数实现构件成形、尺寸精确控制及构件组织性能控制。成形后的工件内型面与理论型面样板进行比对，单边间隙小于0.2mm，壁厚偏差小于0.3mm；构件室温性能满足：抗拉强度≥450mpa，屈服强度≥320mpa，延伸率≥30％，晶粒尺寸≤50μm；构件500℃下力学性能满足：抗拉强度≥250mpa，屈服强度≥180mpa，延伸率≥20％。
4、一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，包括：
5、s1在cucrzr合金管上预加工工艺台阶，得到包含有效部分和工艺台阶的cucrzr合金管；所述工艺台阶用于与旋轮配合，有效变形部分为旋压成形过程中发生塑性变形的部分；
6、s2采用强力旋压的方式，对cucrzr合金管进行开坯，得到等壁厚的筒形件；设开坯前cucrzr合金管有效变形部分的厚度为δ0，则得到的等壁厚筒形件的壁厚δ1＝(0.4～0.6)δ0；
7、s3对筒形件进行固溶热处理；
8、s4对固溶热处理后所得工件进行局部强力旋压，得到变壁厚的筒形件；变厚度的筒形件包括三部分，设待成形发动机燃烧室内壁的壁厚为δf，则变厚度的筒形件第一部分的壁厚为δf，第二部分的壁厚由δf逐渐增加至δ1，第三部分的壁厚为δ1；
9、s5对变厚度的筒形件进行收口旋压成形；
10、s6对收口旋压成形所得工件进行时效热处理，得到燃烧室内壁。
11、进一步的，cucrzr合金管中，有效变形部分的壁厚δ0＝(3～5)δf；
12、有效变形部分的长度l0根据材料塑性变形过程中体积不变的原则确定；
13、cucrzr合金管的内径φ0＝φf1，其中φf1为待成形发动机燃烧室内壁的大端内径。
14、进一步的，工艺台阶包括等壁厚段和斜坡段；
15、等壁厚段的壁厚为δf，等壁厚段的长度与旋轮尺寸相匹配；
16、斜坡段连接至有效变形部分，斜坡段的坡度为40°～50°
17、进一步的，步骤s2中：
18、利用台阶旋轮对cucrzr合金管进行开坯，台阶旋轮的圆角r1＝(1～1.5)δ0；
19、单道次压下量不小于0.3δi，δi为该道次变形前合金管毛坯的厚度；
20、旋轮的进给比f＝0.8～1.0，旋轮攻角为0°；
21、步骤s4中：
22、利用台阶旋轮进行旋压，台阶旋轮的圆角r2＝(1～1.5)δ1；
23、单道次压下量不小于0.3δi，δi为该道次变形前合金管毛坯的厚度；
24、旋轮的进给比f＝1.0～1.4，旋轮攻角为0°。
25、进一步的，步骤s3中，固溶热处理的方法为：
26、惰性气氛下，在温度950±10℃下进行保温，保温时间t＝(2～3)δ1，其中，t的单位为min，δ1的单位为mm；
27、保温结束后出炉淬火，淬火的转移时间不长于20s；
28、淬火结束后对工件的表面状态进行检查，如存在氧化皮，采用机械打磨的方式去除氧化皮。
29、进一步的，步骤s4所得变厚度的筒形件的第一部分和第二部分的长度分别与待成形发动机燃烧室内壁的直筒段和收敛段相等，第三部分的长度长于待成形发动机燃烧室内壁扩张段的长度。
30、进一步的，步骤s5中，利用收口模具进行收口旋压成形；
31、收口模具为分体结构，包含大端模具和小端模具；大端模具的外表面形状与待成形发动机燃烧室内壁的大端内表面形状相匹配，大端模具的最大直径为φf1，小端模具的外表面包含匹配部分和搭接部分，匹配部分的形状与待成形发动机燃烧室内壁的小端内表面形状相匹配，匹配部分的最大直径为φf2，搭接部分的直径由φf2平滑过渡至φf1；
32、步骤s5开始时，将收口模具安装于变厚度的筒形件内部，变厚度的筒形件的第一部分内表面与大端模具外表面接触，变厚度的筒形件的第三部分的内表面与小端模具的搭接部分外表面接触；
33、步骤s5结束时，对所得工件的小端进行裁切，使工件小端剩余部分的最大直径为φf2，被裁切部分的长度等于变厚度的筒形件的第三部分长出待成形发动机燃烧室内壁扩张段的长度。
34、进一步的，步骤s5中：
35、对变厚度的筒形件进行加热，加热温度为(0.6～0.8)ta，ta为时效热处理温度；
36、设收口旋压成形包含n道次旋压，其中每道次旋压引起的径向塑性变形均相等，每道次旋压引起的轴向塑性变形均相等；
37、采用正-反旋交替进本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，CuCrZr合金管中，有效变形部分的壁厚δ0＝(3～5)δf；
3.根据权利要求2所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，工艺台阶包括等壁厚段和斜坡段；
4.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S2中：
5.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S3中，固溶热处理的方法为：
6.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S4所得变厚度的筒形件的第一部分和第二部分的长度分别与待成形发动机燃烧室内壁的直筒段和收敛段相等，第三部分的长度长于待成形发动机燃烧室内壁扩张段的长度。
7.根据权利要求6所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S5中，利用收口模具进行收
8.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S5中：
9.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤S6中：时效热处理的温度为410±10℃，保温时间6～8h，保温结束后出炉空冷；时效处理过程中，炉中通入惰性保护气体。
10.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，燃烧室内壁的大端内径Φf1不小于400mm，小端内径Φf2不小于300mm，喉部内径Φf3不小于200mm，总长Lf不小于700mm，壁厚δf不小于8mm；
...【技术特征摘要】
1.一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，cucrzr合金管中，有效变形部分的壁厚δ0＝(3～5)δf；
3.根据权利要求2所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，工艺台阶包括等壁厚段和斜坡段；
4.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤s2中：
5.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤s3中，固溶热处理的方法为：
6.根据权利要求1所述的一种大尺寸液体火箭发动机燃烧室内壁的旋压成形方法，其特征在于，步骤s4所得变厚度的筒形件的第一部分和第二部分的长度分别与待成形发动机燃烧室内壁的直筒段和收...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄啸辰，李启军，阴中炜，微石，沈正章，朱兆旭，丁俊峰，周欣欣，
申请(专利权)人：航天材料及工艺研究所，
类型：发明
国别省市：
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