CN106239056B - 液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，采用三个专用刀具及一个专用刀座，分步加工内腔圆弧型面，即中间圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工中间圆弧段的内侧面、中间圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段的外侧面、外侧圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段及内侧圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段。采用分步加工的工艺其稳定性好，零件的加工合格率可达98％以上，且工序简单，加工效率高，适合批量化生产；本发明液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法相对于传统的工艺方法，其零件质量更好，可靠性更高。
Description
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机推力室集液器的加工技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法。
背景技术
液体火箭发动机是航天飞行器的动力装置，发动机推力室是其重要的组件，推力室主要由推力室头部、推力室身部和喷管延伸段等主要部分组成。集液器是推力室重要的零件之一，它是液体推进剂的集合装置，其主要功能是在推进剂进入头部或身部主体结构前集合推进剂，保证推进剂进入主体腔体的均匀性。
液体火箭发动机推力室集液器多采用不锈钢，根据实际需要不同，其弧面的圆周角也不尽相同，而很大一部分集液器结构的截面圆弧的圆周角较大，如图1所示。
推力室集合器的传统工艺方法通常采用冷弯管、氩弧焊接及切割成型等多种工艺方法相结合的方式进行加工，但现有的工艺方法均存在着诸多弊端：
1)冷变形弯管时钢管不同的位置分别受到不同形式的力，集液器内侧受到挤压力导致该侧壁厚变厚，外侧受到拉伸力导致该侧变薄，集液器的壁厚不均匀。另外，冷变形弯管工艺会导致集液器截面产生变形，无法保证集液器截面的圆度，集液器环形的直径和圆度也无法保证；
2)氩弧焊将弯管对焊时由于局部受热，焊接处局部会产生变形，另外，焊接处内表面可能产生氧化皮，氧化皮脱落会产生多余物风险；
3)切割工艺保证集液器缺口的一致性难度较大，可能导致最终与其他组件焊接时存在局部贴合不紧密等问题；
4)集液器的传统加工方法采用的各种工艺都存在一定的缺陷，大大降低了零件生产的合格率，工艺流程过于繁琐影响加工进度，不利于产品的稳定化生产。
发明内容
本发明的目的就是要针对传统加工方法的不足，提供一种品质好、质量优良且可靠性高的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，加工零件的合格率可达98％以上。
为实现上述目的，本发明所设计的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：包括如下步骤：
1)加工装配焊接缺口：根据蜗壳集液器标准件在圆环坯料上加工装配焊接缺口；
2)加工蜗壳集液器内腔圆弧型面的中间圆弧段：采用中间圆弧段刀具加工中间圆弧段；
3)加工蜗壳集液器内腔圆弧型面的外侧圆弧段和内侧圆弧段形成蜗壳集液器的内腔：采用外侧圆弧段刀具加工外侧圆弧段，采用内侧圆弧段刀具加工内侧圆弧段；
4)检测步骤3)中加工形成的内腔圆弧型面：将标准内腔圆弧型面检测样板分为两段，逐段放入内腔中进行内腔圆弧型面检测；
5)加工蜗壳集液器的外圆弧型面：采用通用刀具加工外圆弧型面，保证内腔圆弧型面与加工的外圆弧型面同心；
6)检测步骤5)中加工形成的外圆弧型面：将标准外圆弧型面检测样板分为两段，将标准外圆弧型面检测样板逐段与外圆弧型面进行贴合检测；
7)检测蜗壳集液器的壁厚：通过取点的方式测量多个位置的壁厚，取点方式具体为：经过步骤6)加工完成蜗壳集液器后，等间隔取蜗壳集液器轴线的多个法向周向圆，每个法向周向圆沿圆周均匀取多个检测点，所有检测点的壁厚满足尺寸和公差要求。
进一步地，所述步骤2)中，采用中间圆弧段刀具加工中间圆弧段具体过程为：将中间圆弧段刀具装夹到专用刀座的竖直加工刀具安装孔上，中间圆弧段刀具从装配焊接缺口竖直进入进行车削，加工出中间圆弧段的内侧面的同时形成预中间圆弧段；然后将中间圆弧段刀具装夹到专用刀座的倾斜加工刀具安装孔上，中间圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段的外侧面，加工外侧面时底部的圆弧与预中间圆弧段的底部圆弧接刀形成内腔圆弧型面的中间圆弧段。
进一步地，所述步骤3)中，采用外侧圆弧段刀具加工外侧圆弧段，采用内侧圆弧段刀具加工内侧圆弧段，具体过程为：将外侧圆弧段刀具装夹到专用刀座的倾斜加工刀具安装孔上，采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段；将内侧圆弧段刀具装夹到专用刀座的竖直加工刀具安装孔上，采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段。
进一步地，所述步骤4)中，蜗壳集液器内腔圆弧型面检测方式具体为：采用透光检测法将分为两段的标准内腔圆弧型面检测样板逐段周向移动对所有位置的型面进行贴合检测；所述步骤6)中，蜗壳集液器外圆弧型面检测方式具体为：采用透光检测法将分为两段的标准外圆弧型面检测样板逐段周向移动对所有位置的型面进行贴合检测。
进一步地，所述步骤2)中，中间圆弧段刀具包括第一刀柄及第一圆台形刀片，所述第一刀柄包括第一刀柄本体及与第一刀柄本体垂直连接的第一竖杆，所述第一圆台形刀片安装在所述第一竖杆的端部。
进一步地，所述步骤3)中，外侧圆弧段刀具包括第二刀柄及第二圆台形刀片，所述第二刀柄包括第二刀柄本体、第二斜杆及连接第二刀柄本体和第二斜杆的第二连接杆，所述第二圆台形刀片安装在所述第二斜杆的端部；所述第二连接杆与所述第二刀柄本体形成的第一夹角与所述第二连接杆与所述第二斜杆形成的第二夹角开口方向一致。
进一步地，所述步骤3)中，内侧圆弧段刀具包括第三刀柄及第三圆台形刀片，第三刀柄包括第三刀柄本体及与第三刀柄本体相连的第三圆弧杆，所述第三圆台形刀片安装在所述第三圆弧杆的端部。
进一步地，所述第三圆台形刀片的直径等于第二圆台形刀片的直径，且第二圆台形刀片的直径大于第一圆台形刀片的直径。
进一步地，所述步骤2)和步骤3)中，专用刀座包括专用刀座本体、设置在专用刀座本体上一侧的竖直加工刀具安装孔及设置在专用刀座本体上另一侧的倾斜加工刀具安装孔。
进一步地，所述步骤7)中，相邻两个法向周向圆之间沿蜗壳集液器截面的圆弧长度间隔不大于20mm，每个法向周向圆上的检测点数量根据蜗壳集液器截面圆弧中心点直径确定。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：采用分步加工的工艺其稳定性好，零件的加工合格率可达98％以上，且工序简单，加工效率高，适合批量化生产；本发明液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法相对于传统的工艺方法，其零件质量更好，可靠性更高。
附图说明
图1为本发明加工方法加工的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器结构示意图；
图2为本实施例中中间圆弧段刀具的结构示意图；
图3为本实施例中外侧圆弧段刀具的结构示意图；
图4为本实施例中内侧圆弧段刀具的结构示意图；
图5为本实施例中专用刀座的结构示意图；
图6为本实施例中圆环坯料上加工装配焊接缺口后的结构示意图；
图7为本实施例中加工中间圆弧段的内侧面后的结构示意图；
图8为本实施例中加工中间圆弧段的外侧面后的结构示意图；
图9为本实施例中加工外侧圆弧段后的结构示意图；
图10为本实施例中加工内侧圆弧段后的结构示意图；
图11为本实施例中内腔圆弧型面检测示意图；
图12为本实施例中加工外圆弧型面后的结构示意图；
图13为本实施例中外圆弧型面检测示意图。
其中：蜗壳集液器1、内腔2、中间圆弧段刀具3(其中：第一刀柄本体3.1、第一竖杆3.2、第一圆台形刀片3.3)、外侧圆弧段刀具4(其中：第二刀柄本体4.1、第二连接杆4.2、第二斜杆4.3、第二圆台形刀片4.4)、内侧圆弧段刀具5(其中：第三刀柄本体5.1、第三圆弧杆5.2、第三圆台形刀片5.3)、专用刀座6(其中：专用刀座本体6.1、竖直加工刀具安装孔6.2、倾斜加工刀具安装孔6.3)、圆环坯料7、装配焊接缺口8、内侧面9、预中间圆弧段10、外侧面11、中间圆弧段12、外侧圆弧段13、内侧圆弧段14、内半截样板15、内腔圆弧型面16、外圆弧型面17、外半截样板18。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明，便于更清楚地了解本发明，但它们不对本发明构成限定。
以下实施例中的中间圆弧段刀具、外侧圆弧段刀具及内侧圆弧段刀具均为特定的刀具，专用刀座也为特定的刀座。如图2所示，中间圆弧段刀具3包括第一刀柄及第一圆台形刀片3.3，第一刀柄包括第一刀柄本体3.1及与第一刀柄本体3.1垂直连接的第一竖杆3.2，第一圆台形刀片3.3安装在第一竖杆3.2的端部。为了减小切削阻力，第一圆台形刀片3.3圆角不能过大，其直径为4mm；同时，为了保证第一刀柄前端能完全伸入需要加工的蜗壳集液器内腔，其第一竖杆3.2长度约80mm。
如图3所示，外侧圆弧段刀具4包括第二刀柄及第二圆台形刀片4.4，第二刀柄包括第二刀柄本体4.1、第二斜杆4.3及连接第二刀柄本体4.1和第二斜杆4.3的第二连接杆4.2，第二圆台形刀片4.4安装在第二斜杆4.3的端部；第二连接杆4.2与第二刀柄本体4.1形成的第一夹角与第二连接杆4.2与第二斜杆4.3形成的第二夹角开口方向一致。为了加快加工效率，第二圆台形刀片4.4的直径为8mm，同时，为了保证第二刀柄能够完全伸入需要加工的蜗壳集液器内腔，第二刀柄的前端包括均倾斜布置的第二连接杆4.2和第二斜杆4.3两部分，且第二连接杆4.2与第二刀柄本体4.1形成的第一夹角为锐角(优选为70°)，第二连接杆4.2与第二斜杆4.3形成的第二夹角为钝角(优选为135°)。
如图4所示，内侧圆弧段刀具5包括第三刀柄及第三圆台形刀片5.3，第三刀柄包括第三刀柄本体5.1及与第三刀柄本体5.1相连的第三圆弧杆5.2，第三圆台形刀片5.3安装在第三圆弧杆5.2的端部。同理，为了加快加工效率，第三圆台形刀片5.3的直径为8mm，同时，为保证第三刀柄前端能够完全伸入需要加工的蜗壳集液器内腔，第三刀柄的前端设计成第三圆弧杆5.2，其圆弧的半径优选为150mm。
因此，三把特定刀具需要满足第三圆台形刀片5.3的直径等于第二圆台形刀片4.4的直径，且第二圆台形刀片4.4的直径大于第一圆台形刀片3.3的直径即可。
另外，本实施例中内腔圆弧型面的中间圆弧段12需要分两部分完成，由于其中中间圆弧段12的外侧面11需将刀具倾斜伸入内腔中加工，另外，外侧圆弧段13加工时刀具也需要倾斜深入相应位置，因此，需要特定的专用刀座6可以倾斜安装刀具，如图5所示，专用刀座6包括专用刀座本体6.1、设置在专用刀座本体6.1上一侧的两个竖直设置的竖直加工刀具安装孔6.2及设置在专用刀座本体6.1上另一侧的两个倾斜设置的倾斜加工刀具安装孔6.3。
针对某型号液体发动机推力室头部蜗壳集液器，截面圆弧中心点直径为Φ274mm，截面为大弧面结构，整体结构尺寸较小，截面的内圆直径仅Φ48mm，壁厚3mm，而且内腔的开口部位小，内腔大，圆弧中心角达到约290°，该蜗壳集液器的加工方法如下：
1)加工装配焊接缺口8：根据蜗壳集液器标准件在圆环坯料7上加工装配焊接缺口8，同时以方便后续内腔圆弧型面的加工，如图6所示；
2)加工蜗壳集液器1内腔圆弧型面16的中间圆弧段12：采用中间圆弧段刀具3加工中间圆弧段，具体过程为：将中间圆弧段刀具3装夹到专用刀座6的竖直加工刀具安装孔6.2上，中间圆弧段刀具3从装配焊接缺口8竖直进入进行车削，加工出中间圆弧段12的内侧面9的同时形成预中间圆弧段10，如图7所示；然后将中间圆弧段刀具3装夹到专用刀座6的倾斜加工刀具安装孔6.3上，中间圆弧段刀具3采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段12的外侧面11，加工外侧面11时底部的圆弧与预中间圆弧段10的底部圆弧接刀形成内腔圆弧型面的中间圆弧段，如图8所示；
3)加工蜗壳集液器1内腔圆弧型面16的外侧圆弧段13和内侧圆弧段14形成蜗壳集液器的内腔2：采用外侧圆弧段刀具4加工外侧圆弧段13，采用内侧圆弧段刀具5加工内侧圆弧段14，具体过程为：将外侧圆弧段刀具4装夹到专用刀座6的倾斜加工刀具安装孔6.3上，采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段13，如图9所示；将内侧圆弧段刀具5装夹到专用刀座6的竖直加工刀具安装孔6.2上，采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段14，如图10所示；
4)检测步骤3)中加工形成的内腔圆弧型面16：由于蜗壳集液器1内腔2的开口小、腔内大，一块整体标准内腔圆弧型面检测样板无法进入内腔中，因此，将标准内腔圆弧型面检测样板分为两段，利用两段内半截样板15分两次进行检测，两段内半截样板15逐段放入内腔2中进行内腔圆弧型面16检测，如图11所示，即采用透光检测法将分为两段的标准内腔圆弧型面检测样板逐段周向缓慢移动对所有位置的型面进行贴合检测；
5)加工蜗壳集液器1的外圆弧型面17：采用通用刀具加工外圆弧型面17，保证内腔圆弧型面16与加工的外圆弧型面17同心，以确保加工壁厚的关键尺寸；
6)检测步骤5)中加工形成的外圆弧型面17：与内腔圆弧型面16检测的原理相同，将标准外腔圆弧型面检测样板分为两段，利用两段外半截样板18分两次进行检测，两段外半截样板18逐段与外圆弧型面17进行贴合检测，如图13所示，即采用透光检测法将分为两段的标准外圆弧型面检测样板逐段周向移动对所有位置的型面进行贴合检测；
7)检测蜗壳集液器的壁厚：通过取点的方式测量多个位置的壁厚，取点方式具体为：经过步骤6)加工完成蜗壳集液器后，等间隔取蜗壳集液器轴线的五个法向周向圆，每个法向周向圆沿圆周均匀取16个检测点，所有检测点的壁厚满足尺寸和公差要求即可。
上述步骤7)中检测壁厚的原则如下：
相邻两个法向周向圆之间沿蜗壳集液器截面的圆弧长度间隔不大于20mm，每个法向周向圆上的检测点数量根据蜗壳集液器截面圆弧中心点直径确定，即当中心点直径小于200mm，每个法向周向圆沿圆周取8个均布点；当中心点直径大于200mm小于400mm，每个法向周向圆沿圆周取16个均布点；当中心点直径大于400mm小于600mm，每个法向周向圆沿圆周取24个均布点；当中心点直径大于600mm小于800mm，每个法向周向圆沿圆周取32个均布点；当中心点直径大于800mm，每个法向周向圆沿圆周取40个均布点。
采用三个专用刀具及一个专用刀座，分步加工内腔圆弧型面，即中间圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工中间圆弧段的内侧面、中间圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段的外侧面、外侧圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段及内侧圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段。采用分步加工的工艺其稳定性好，零件的加工合格率可达98％以上，且工序简单，加工效率高，适合批量化生产；本发明液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法相对于传统的工艺方法，其零件质量更好，可靠性更高。
Claims (10)
1.一种液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：包括如下步骤：
1)加工装配焊接缺口(8)：根据蜗壳集液器标准件在圆环坯料上加工装配焊接缺口(8)；
2)加工蜗壳集液器(1)内腔圆弧型面(16)的中间圆弧段(12)：采用中间圆弧段刀具(3)加工中间圆弧段(12)；
3)加工蜗壳集液器(1)内腔圆弧型面(16)的外侧圆弧段(13)和内侧圆弧段(14)形成蜗壳集液器的内腔(2)：采用外侧圆弧段刀具(4)加工外侧圆弧段(13)，采用内侧圆弧段刀具(5)加工内侧圆弧段(14)；
4)检测步骤3)中加工形成的内腔圆弧型面(16)：将标准内腔圆弧型面检测样板分为两段，逐段放入内腔(2)中进行内腔圆弧型面(16)检测；
5)加工蜗壳集液器(1)的外圆弧型面(17)：采用通用刀具加工外圆弧型面(17)，保证内腔圆弧型面(16)与加工的外圆弧型面(17)同心；
6)检测步骤5)中加工形成的外圆弧型面(17)：将标准外圆弧型面检测样板分为两段，将标准外圆弧型面检测样板逐段与外圆弧型面(17)进行贴合检测；
7)检测蜗壳集液器(1)的壁厚：通过取点的方式测量多个位置的壁厚，取点方式具体为：经过步骤6)加工完成蜗壳集液器后，等间隔取蜗壳集液器轴线的多个法向周向圆，每个法向周向圆沿圆周均匀取多个检测点，所有检测点的壁厚满足尺寸和公差要求。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤2)中，采用中间圆弧段刀具(3)加工中间圆弧段(12)具体过程为：将中间圆弧段刀具(3)装夹到专用刀座(6)的竖直加工刀具安装孔(6.2)上，中间圆弧段刀具(3)从装配焊接缺口(8)竖直进入进行车削，加工出中间圆弧段(12)的内侧面(9)的同时形成预中间圆弧段(10)；然后将中间圆弧段刀具(3)装夹到专用刀座(6)的倾斜加工刀具安装孔(6.3)上，中间圆弧段刀具(3)采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段(12)的外侧面(11)，加工外侧面(11)时底部的圆弧与预中间圆弧段(10)的底部圆弧接刀形成内腔圆弧型面(16)的中间圆弧段(12)。
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤3)中，采用外侧圆弧段刀具(4)加工外侧圆弧段(13)，采用内侧圆弧段刀具(5)加工内侧圆弧段(14)，具体过程为：将外侧圆弧段刀具(4)装夹到专用刀座(6)的倾斜加工刀具安装孔(6.3)上，采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段(13)；将内侧圆弧段刀具(5)装夹到专用刀座(6)的竖直加工刀具安装孔(6.2)上，采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段(14)。
4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤4)中，蜗壳集液器(1)内腔圆弧型面(16)检测方式具体为：采用透光检测法将分为两段的标准内腔圆弧型面检测样板逐段周向移动对所有位置的型面进行贴合检测；所述步骤6)中，蜗壳集液器(1)外圆弧型面(17)检测方式具体为：采用透光检测法将分为两段的标准外圆弧型面检测样板逐段周向移动对所有位置的型面进行贴合检测。
5.根据权利要求3所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤2)中，中间圆弧段刀具(3)包括第一刀柄及第一圆台形刀片(3.3)，所述第一刀柄包括第一刀柄本体(3.1)及与第一刀柄本体(3.1)垂直连接的第一竖杆(3.2)，所述第一圆台形刀片(3.3)安装在所述第一竖杆(3.2)的端部。
6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤3)中，外侧圆弧段刀具(4)包括第二刀柄及第二圆台形刀片(4.4)，所述第二刀柄包括第二刀柄本体(4.1)、第二斜杆(4.3)及连接第二刀柄本体(4.1)和第二斜杆(4.3)的第二连接杆(4.2)，所述第二圆台形刀片(4.4)安装在所述第二斜杆(4.3)的端部；所述第二连接杆(4.2)与所述第二刀柄本体(4.1)形成的第一夹角与所述第二连接杆(4.2)与所述第二斜杆(4.3)形成的第二夹角开口方向一致。
7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤3)中，内侧圆弧段刀具(5)包括第三刀柄及第三圆台形刀片(5.3)，第三刀柄包括第三刀柄本体(5.1)及与第三刀柄本体(5.1)相连的第三圆弧杆(5.2)，所述第三圆台形刀片(5.3)安装在所述第三圆弧杆(5.2)的端部。
8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述第三圆台形刀片(5.3)的直径等于第二圆台形刀片(4.4)的直径，且第二圆台形刀片(4.4)的直径大于第一圆台形刀片(3.3)的直径。
9.根据权利要求3所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤2)和步骤3)中，专用刀座(6)包括专用刀座本体(6.1)、设置在专用刀座本体(6.1)上一侧的竖直加工刀具安装孔(6.2)及设置在专用刀座本体(6.1)上另一侧的倾斜加工刀具安装孔(6.3)。
10.根据权利要求3所述的液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，其特征在于：所述步骤7)中，相邻两个法向周向圆之间沿蜗壳集液器截面的圆弧长度间隔不大于20mm，每个法向周向圆上的检测点数量根据蜗壳集液器截面圆弧中心点直径确定。
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