CN107322246A - 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 - Google Patents
固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107322246A CN107322246A CN201710729330.8A CN201710729330A CN107322246A CN 107322246 A CN107322246 A CN 107322246A CN 201710729330 A CN201710729330 A CN 201710729330A CN 107322246 A CN107322246 A CN 107322246A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- jet pipe
- bonding
- insulation layer
- heat insulation
- big
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 42
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 21
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 91
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 49
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 20
- 238000003825 pressing Methods 0.000 claims description 9
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 230000007306 turnover Effects 0.000 claims description 8
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 7
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 7
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims description 7
- 210000000867 larynx Anatomy 0.000 claims description 7
- 238000000137 annealing Methods 0.000 claims description 5
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 4
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 4
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 3
- 230000001680 brushing effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000004040 coloring Methods 0.000 claims description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 3
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 3
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 4
- 238000010030 laminating Methods 0.000 description 4
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 238000007514 turning Methods 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 2
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 2
- 108010010803 Gelatin Proteins 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 229920000159 gelatin Polymers 0.000 description 1
- 239000008273 gelatin Substances 0.000 description 1
- 235000019322 gelatine Nutrition 0.000 description 1
- 235000011852 gelatine desserts Nutrition 0.000 description 1
- 230000008676 import Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 239000005439 thermosphere Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
- F16B11/006—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding by gluing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
本发明公开了一种固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，所述固体火箭发动机大喷管为组合式回转体结构，包括喷管壳体、扩散段绝热层、喉衬体及倒锥体绝热层；粘接压配工艺包括如下步骤：加工喷管壳体、加工扩散段绝热层毛坯、粘接喷管壳体与扩散段绝热层、粘接成形为喷管组件、加工喉衬体、粘接形成喷管。采用分段粘接方式保证喷管各部件粘接质量高，即贴合良好、气密性高、装配精度高，以及粘接过程可靠、方便。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机零部件技术领域，具体地指一种固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺。
背景技术
近年来，伴随国家大力推动军民融合以及“互联网+航天”的产业升级变革，在全球新一轮工业革命的大背景下，中国航天领域在商业航天方面取得了突破性进展。目前国内外商业航天领域主要以液体火箭发动机作为动力，存在成本高、发射准备时间长、机动性差等缺点。因此，采用固体火箭发动机作为动力成为各国包括我国目前研究的重点领域。快舟火箭是一型低成本、高可靠性的通用型运载火箭，采用国际通用接口，主要为300kg级低轨小卫星提供发射服务，具有发射成本低、飞行可靠性高、入轨精度高、准备周期短、保障条件少等特点。该火箭有效提高了操作的便利性；由移动发射车在普通硬实地面实施发射，不需要复杂的发射塔架，简化了发射保障设施；火箭具有先进末级，可同时保证多轨道发射能力和高精度入轨姿态，满足一箭多星用户的快速发射和部署需求。
喷管是固体火箭的关键部件，位于火箭的尾部，是固体火箭的能量转换装置。快舟固体火箭喷管是国内直径和重量最大的喷管，直径达2m以上，具有高压强、能量转换效率高等特点。其主要由喷管壳体、扩散段绝热层、倒锥体绝热层以及喉衬体等粘接压配而成，各部件的间隙控制、粘接质量等成型工艺和制造质量对喷管发挥能量转换起着非常重要和关键性作用。
喷管为大尺寸回转体组合结构，其粘接配合面多要求高，扩散段绝热层、倒锥体绝热层以及喉衬体等非金属部件价格昂贵，如何保证粘接压配质量和效率，是迫切需要解决的问题。
发明内容
本发明的目的就是要针对大尺寸固体火箭喷管粘接配合部位多、粘接工序多、粘接面大及尺寸及重量大等结构特点，提供了一种能保证喷管各部件粘接质量高(贴合良好、气密性高、装配精度高)以及粘接过程可靠、方便的固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺。
为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，所述固体火箭发动机大喷管为组合式回转体结构，包括喷管壳体、扩散段绝热层、喉衬体及倒锥体绝热层；所述粘接压配工艺方法包括如下步骤：
1)将钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件，然后对喷管壳体粗加工件的内外型面车加工形成喷管壳体；
2)扩散段绝热层毛坯粘接前，车加工扩散段绝热层毛坯外型面的粘接部位和进口端凸台段形成扩散段绝热层，并保证粘接部位的外型面与喷管壳体内型面配车；
3)将喷管壳体与扩散段绝热层采用专用粘接夹具粘接；；
4)将半精加工后的倒锥体绝热层与步骤3)粘接而成的部件采用步骤3)中的专用粘接夹具粘接为喷管组件，并对喷管组件进行车加工并与喉衬体装配面尺寸进行精加工；
5)分别粗加工背衬和喉衬，并将背衬和喉衬粘接为喉衬体毛坯，并对喉衬体毛坯进行配车加工形成喉衬体，满足与喷管组件的粘接压配要求；
6)将喉衬体安装在专用喉衬体翻转夹具上，并对喉衬体各粘接压配面进行刷胶，刷胶完毕后翻转喉衬体进行吊装与喷管组件粘接压配成为喷管，并对喷管出口段及与发动机的装配接口尺寸进行加工。
进一步地，所述步骤1)中，钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件的同时采用近净尺寸成型喷管壳体粗加工件的内外型面，且内外型面的加工余量为2～3mm；铸造成喷管壳体粗加工件后、在内外型面车加工前进行热等静压稳定化处理；
车加工喷管壳体粗加工件内外型面的加工余量采用内外型面反复交替车加工且最后加工外型面的方式进行加工，并分为半精加工和精加工两步，且半精加工和精加工后的余量分别为单边1.5mm和0.5mm；在半精加工和精加工之间增加去应力退火工序。
进一步地，所述步骤2)中，扩散段绝热层毛坯粘接前车加工粘接部位和进口端凸台段，采用边车加工边着色检测的方法；
扩散段绝热层毛坯粘接前对外型面的粘接部位和进口端凸台段进行车加工，其具体车加工过程为：先车加工出口端底平面并在靠近出口端底部的外型面车加工找正带作为基准，再车加工粘接部位外型面和进口端凸台段；最后待步骤4)粘接为喷管组件后，加工出口端底部和出口端底部外型面至设计尺寸。
进一步地，所述步骤3)中，将喷管壳体与扩散段绝热层采用专用粘接夹具粘接具体过程如下：
第一步：粘接前找正扩散段绝热层配车后的粘接部位和小头端端面跳动不大于0.05，并检查专用粘接夹具底面与扩散段绝热层底面的贴合是否良好；
第二步：将喷管壳体与扩散段绝热层进行试装配，测量扩散段绝热层与喷管壳体的台阶面的高度差值H，应均布四点等高，差值不大于0.05mm；
第三步：试装合格后，对喷管壳体的粘接部分和扩散段绝热层的粘接部位涂胶，同时以手触能印上指纹而不扯起胶丝时方可进行粘接；
第四步：将喷管壳体与扩散段绝热层对应粘接部位对正后压合，用专用粘接夹具压紧，对称加压，边加压边找正；并要求扩散段绝热层小端端面相对喷管壳体内孔台阶面的高度值对称四点应等高，差值不大于0.05；要求喷管壳体法兰密封端面对称四点跳动≤0.05，喷管壳体外圆柱面对称四点跳动值≤0.03。
进一步地，所述步骤3)中，喷管壳体粘接前对喷管壳体粘接部位进行喷砂毛化处理；在喷管壳体的粘接部分和扩散段绝热层的粘接部位均匀涂刷101-T铁锚胶，边涂刷边检查和清除残留的毛刷丝。
进一步地，所述步骤4)中，半精加工后的倒锥体绝热层上部加工有吊装用环形槽。
进一步地，所述步骤5)中，喉衬体与步骤4)中喷管组件粘接压配的部位配车，具体配车间隙为：B面0.08～0.12、C面0.08～0.12、D面0.05～0.10、E面0.03～0.08、H面0.05～0.10、I面0.05～0.08、J面0.10～0.15、K面0.15～0.20、L面0.10～0.15。
进一步地，所述专用粘接夹具包括下底板、下压板、中压板、上压板、支撑杆组件、上支撑板及定位拉杆；所述下底板与所述下压板通过第一拉杆连接，所述下压板与所述中压板通过第二拉杆连接，所述支撑杆组件的底端固定在所述下底板上，所述支撑杆组件的顶端固定在所述上支撑板上，所述定位拉杆的底端固定在所述上支撑板上，所述定位拉杆的顶端通过螺母与所述上压板连接；所述上压板的外边缘开有穿过第一螺杆的第一定位孔，所述上压板的内边缘开有穿过第二螺杆的第二定位孔，所述定位拉杆套有抵压在喷管壳体上的第一压环或套有抵压在半精加工后的倒锥体绝热层上的第二压环；所述上支撑板的外锥面作为后续粘接时的装配基准，且所述上支撑板的外锥面与所述扩散段绝热层内型面之间衬有橡胶垫；所述下底板、所述支撑杆组件和所述上支撑板一体成型；所述第一螺杆和所述第二螺杆的底端均设有铝合金垫块。
进一步地，所述步骤6)中，专用喉衬体翻转夹具包括底座、通过翻转销安装在所述底座上的大撑板及通过拉杆对称固定在所述大撑板两侧的两个小撑板，所述大撑板和所述小撑板上均设置有吊环。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：
1、综合采取热等静压(HIP)、内外型面交替加工及去应力退火等措施控制和减小大尺寸薄壁钛合金喷管壳体的变形，为后续粘接创造良好条件；
2、针对大尺寸喷管壳体与大尺寸扩散段绝热层及倒锥体绝热层的粘接，采用配车各粘接面、试装验证、涂刷胶液等措施，同时设计制造多用途专用粘接夹具满足多工步粘接压配要求；
3、针对喉衬体与喷管组件粘接面多、粘接要求高的特点，喉衬体各粘接面采用配车方式保证与喷管组件的粘接装配间隙要求；
4、针对大重量喉衬体的吊装、翻转和对中压配，设计制造了专用喉衬体翻转夹具，便于其粘接前的涂胶，粘接过程中的吊装和翻转及对中，解决了大重量喉衬体粘接压配的难题；
5、粘接后采用超声波无损检测方法检验粘接面的粘接质量，同时通过气密试验验证粘接质量的可靠性。
附图说明
图1为本发明实施例喷管结构示意图；
图2为喷管壳体结构示意图；
图3为扩散段绝热层结构示意图；
图4为喷管壳体与扩散段绝热层粘接过程图(含专用粘接夹具)；
图5为喷管壳体与扩散段绝热层粘接后结构图；
图6为半精加工后的倒锥体绝热层结构图；
图7为半精加工后的倒锥体绝热层粘接示意图；
图8为倒锥体绝热层粘接为喷管组件结构图；
图9为喉衬体毛坯图；
图10为喉衬体结构示意图；
图11为喉衬体粘接前刷胶状态示意图；
图12为喉衬体刷胶后吊装装配示意图。
其中：柔性堵盖1、背衬2、半精加工后的倒锥体绝热层3’、环形槽3.1、倒锥体绝热层3、喷管壳体4、喉衬体毛坯5’、喉衬体5、扩散段绝热层6(其中：粘接部位6.1、进口端凸台段6.2、找正带6.3、出口端底平面6.4)、喉衬7、上压板8、第一螺杆9、中压板10、第二拉杆11、下压板12、第一拉杆13、下底板14、支撑杆组件15、上支撑板16、定位拉杆17、第一压环18、螺母19、橡胶垫20、拉杆21、第二螺杆22、第二压环23、翻转销24、底座25、小撑板26、大撑板27、吊环28、、铝合金垫块29。
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。
由于喷管粘接分为三个大的步骤，分别为喷管壳体4与扩散段绝热层6粘接，再粘接倒锥体绝热层3，然后粘接压配喉衬体5，因此粘接夹具采用多用途可拆卸式结构，其底座部分通用，通过更换不同的压环和螺杆适应不同粘接步骤。因此，结合图4所示，以下步骤中所用到的专用粘接夹具包括下底板14、下压板12、中压板10、上压板8、支撑杆组件15、上支撑板16及定位拉杆17；下底板14与下压板12通过第一拉杆13连接，下压板12与中压板10通过第二拉杆11连接，支撑杆组件15的底端固定在下底板14上，支撑杆组件15的顶端固定在上支撑板16上，定位拉杆17的底端固定在上支撑板16上，定位拉杆17的顶端通过螺母19与上压板8连接，且下底板14、支撑杆组件15和上支撑板16一体成型。上压板8的外边缘开有穿过第一螺杆9的第一定位孔，上压板8的内边缘开有穿过第二螺杆22的第二定位孔，且第一螺杆9和第二螺杆22的底端均设有铝合金垫块29，定位拉杆17套有抵压在喷管壳体4上的第一压环18或套有抵压在半精加工后的倒锥体绝热层3’上的第二压环23；上支撑板16的外锥面作为后续粘接时的装配基准，且上支撑板的外锥面与扩散段绝热层内型面之间衬有橡胶垫20。
结合图11、12所示，以下步骤中所用到的专用喉衬体翻转夹具包括底座25、通过翻转销24安装在底座25上的大撑板27及通过拉杆21对称固定在大撑板27两侧的两个小撑板26(即一个小撑板26位于大撑板27一侧，另一个小撑板26位于大撑板27一侧)，大撑板27和小撑板26上均设置有吊环28。
结合图1所示，针对直径φD约为1800mm、高度L为2000mm、重量约为500Kg大尺寸大重量航天一级固体火箭发动机大喷管，该固体火箭发动机大喷管为组合式回转体结构，包括柔性堵盖1、喷管壳体4、扩散段绝热层6、喉衬体5及倒锥体绝热层3；其粘接压配工艺包括如下步骤：
1)钛合金喷管为大尺寸薄壁件，直径超过￠1800，薄壁部位壁厚仅为2.5(+0.3/0)，刚性较差易变形，影响后续的粘接质量。采取的加工方法和工艺主要有如下几点：
将钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件：
钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件的同时采用近净尺寸成型喷管壳体粗加工件的内外型面，且内外型面的加工余量为2～3mm，加工余量供后续车加工，减小车加工量和加工变形；铸造成喷管壳体粗加工件后、在内外型面车加工前进行热等静压(HIP)稳定化处理；
对喷管壳体粗加工件的内外型面车加工形成喷管壳体(如图2所示)：
车加工喷管壳体粗加工件内外型面的加工余量(即去除加工余量)采用内外型面反复交替车加工且最后加工外型面的方式进行加工，从而保证喷管壳体扩散段薄壁部分与扩散段绝热层粘接处的壁厚公差(+0.3/0)要求，加工方式分为半精加工和精加工两步，且半精加工和精加工后的余量分别为单边1.5mm和0.5mm；另外，在半精加工和精加工之间增加去应力退火工序，增加去应力退火，可保证大尺寸喷管壳体变形量控制在0.5以下，为后续粘接创造条件。
2)采用的扩散段绝热层毛坯内型面为方程曲线，其直接由缠绕模具成型，不再进行机械加工，保留缠绕表面致密层，可提高其抗烧蚀性能；扩散段绝热层毛坯粘接前，车加工扩散段绝热层毛坯外型面的粘接部位6.1和进口端凸台段6.2形成扩散段绝热层6(如图3所示)，采用边车加工边着色检测的方法，保证装配粘接面贴合率≥90％，可防止后续粘接过程中出现粘接不良或脱粘；具体车加工方法为：先车加工出口端底平面6.4并在靠近出口端底部的外型面车加工找正带6.3作为基准，再车加工粘接部位外型面和进口端凸台段的接口尺寸及要素，其中，保证粘接部位的外型面与喷管壳体内型面配车，保证后续粘接装配的贴合率；最后待步骤4)粘接为喷管组件后，加工出口端底部和出口端底部外型面至设计尺寸。
3)结合图4所示，将喷管壳体4与扩散段绝热层6采用专用粘接夹具粘接，主要控制装配是否到位、粘接面的粘接质量(贴合率)，具体过程如下：
第一步：将喷管壳体4和扩散段绝热层6按照如图4所示进行安装固定，采用第一压环18和第一螺杆9将喷管壳体4压住固定。
第二步：粘接前找正扩散段绝热层配车后的粘接部位和小头端端面跳动不大于0.05，并检查专用粘接夹具底面与扩散段绝热层底面的贴合是否良好；
第三步：将喷管壳体与扩散段绝热层进行试装配，测量扩散段绝热层与喷管壳体的台阶面的高度差值H，应均布四点等高，差值不大于0.05mm；
第四步：试装合格后，将喷管壳体和扩散段绝热层从专用粘接夹具上拆卸，对喷管壳体粘接部位进行喷砂毛化处理增加二者的粘接强度，并在喷管壳体的粘接部分和扩散段绝热层的粘接部位均匀涂刷101-T铁锚胶，101-T铁锚胶的甲乙组比例为10：2，边涂刷边检查和清除残留的毛刷丝，以免影响粘接效果，同时以手触能印上指纹而不扯起胶丝时方可进行粘接；
第五步：完成第四步后，再进行第一步安装固定后将喷管壳体与扩散段绝热层对应粘接部位对正后压合，用专用粘接夹具压紧，对称加压，边加压边找正(而下底板上与扩散段绝热层接触的部位加工基准面便于产品与夹具的装配找正)，形成如图5所示的粘接结构；支撑板外锥与产品内型面间隙设定为2mm，不直接与扩散段绝热层内壁接触，装配时可通过间隙初步找正产品与夹具，同时二者之间采用橡胶板作为缓冲，避免在压力作用下损伤扩散段绝热层。并要求扩散段绝热层小端端面相对喷管壳体内孔台阶面的高度值对称四点应等高，差值不大于0.05；要求喷管壳体法兰密封端面对称四点跳动≤0.05，喷管壳体外圆柱面对称四点跳动值≤0.03；对粘接夹具螺母加力时，先对中压板处螺母适当预紧，力矩值不大于60N.m，再对上压板处螺母拧紧，力矩值不大于160N.m；加压后，在常温下保持72h。
4)将半精加工后的倒锥体绝热层3’(如图6所示)与步骤3)粘接而成的部件按照如图7所示进行安装固定，并采用第二压环23和第二螺杆22将半精加工后的倒锥体绝热层3’压住固定，然后粘接为喷管组件，如图8所示，并对喷管组件进行车加工并与喉衬体装配面尺寸进行精加工，保证倒锥体绝热层外形面要求；
另外，半精加工后的倒锥体绝热层3’在粘接前上部加工有吊装用环形槽3.1，为保证倒锥体绝热层3粘接时的吊装。
5)分别粗加工背衬2和喉衬7，并将背衬和喉衬粘接为喉衬体毛坯5’，如图9所示，并对喉衬体毛坯进行配车加工形成喉衬体5(如图10所示)，满足与步骤4)中喷管组件的粘接压配要求；喉衬体与喷管组件粘接压配的部位配车，具体配车间隙为：G面贴合、B面0.08～0.12、C面0.08～0.12、D面0.05～0.10、E面0.03～0.08、H面0.05～0.10、I面0.05～0.08、J面0.10～0.15、K面0.15～0.20、L面0.10～0.15。因喉衬体粘接后外形面不再加工，因此各粘接面间隙较小保证粘接后喉衬体型面相对喷管形位公差和尺寸要求。
6)经过步骤5)加工的喉衬体5与喷管组件(喷管壳体、扩散段绝热层、倒锥体绝热层粘接而成)进行粘接压配：为便于喉衬体粘接前的吊装、刷胶及对中压配，设计制造了专用喉衬体翻转夹具，同时仍使用上述专用粘接夹具进行粘接。
其中：专用喉衬体翻转夹具有两种工作状态，其中一种工作状态见图11，在该工作状态下对各装配面进行刷胶处理；另一种工作状态见图12，在此工作状态下吊装并与喷管组件对中；两种工作状态通过翻转销实现；喉衬体与喷管组件的粘接压配成为喷管仍使用上述喷管壳体与扩散段绝热层及倒锥体绝热层粘接时采用的专用粘接夹具，仅通过更换部分零件就可以实现；最后对喷管出口段及与发动机的装配接口尺寸进行加工。
7)将步骤6)形成的喷管制件相关型面进行车加工，主要包括扩散段绝热层大端外锥及底部，同时在喷管壳体与扩散段绝热层之间装配螺钉，最后粘接柔性堵盖后进行气密试验。
Claims (9)
1.一种固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，所述固体火箭发动机大喷管为组合式回转体结构，包括喷管壳体(4)、扩散段绝热层(6)、喉衬体(5)及倒锥体绝热层(3)；其特征在于：所述粘接压配工艺包括如下步骤：
1)将钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件，然后对喷管壳体粗加工件的内外型面车加工形成喷管壳体(4)；
2)扩散段绝热层毛坯粘接前，车加工扩散段绝热层毛坯外型面的粘接部位和进口端凸台段形成扩散段绝热层(6)，并保证粘接部位的外型面与喷管壳体内型面配车；
3)将喷管壳体(4)与扩散段绝热层(6)采用专用粘接夹具粘接；
4)将半精加工后的倒锥体绝热层(3’)与步骤3)粘接而成的部件采用步骤3)中的专用粘接夹具粘接为喷管组件，并对喷管组件进行车加工并与喉衬体(5)装配面尺寸进行精加工；
5)分别粗加工背衬(2)和喉衬(7)，并将背衬(2)和喉衬(7)粘接为喉衬体毛坯(5’)，并对喉衬体毛(5’)坯进行配车加工形成喉衬体(5)，满足与喷管组件的粘接压配要求；
6)将喉衬体(5)安装在专用喉衬体翻转夹具上，并对喉衬体各粘接压配面进行刷胶，刷胶完毕后翻转喉衬体进行吊装与喷管组件粘接压配成为喷管，并对喷管出口段及与发动机的装配接口尺寸进行加工。
2.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤1)中，钛合金喷管壳体毛坯铸造成喷管壳体粗加工件的同时采用近净尺寸成型喷管壳体粗加工件的内外型面，且内外型面的加工余量为2～3mm；铸造成喷管壳体粗加工件后、在内外型面车加工前进行热等静压稳定化处理；
车加工喷管壳体粗加工件内外型面的加工余量采用内外型面反复交替车加工且最后加工外型面的方式进行加工，并分为半精加工和精加工两步，且半精加工和精加工后的余量分别为单边1.5mm和0.5mm；在半精加工和精加工之间增加去应力退火工序。
3.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺法，其特征在于：所述步骤2)中，扩散段绝热层毛坯粘接前车加工粘接部位和进口端凸台段，采用边车加工边着色检测的方法；
扩散段绝热层毛坯粘接前对外型面的粘接部位和进口端凸台段进行车加工，其具体车加工过程为：先车加工出口端底平面(6.4)并在靠近出口端底部的外型面车加工找正带(6.3)作为基准，再车加工粘接部位(6.1)外型面和进口端凸台段(6.2)；最后待步骤4)粘接为喷管组件后，加工出口端底部和出口端底部外型面至设计尺寸。
4.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤3)中，将喷管壳体与扩散段绝热层采用专用粘接夹具粘接具体过程如下：
第一步：粘接前找正扩散段绝热层配车后的粘接部位和小头端端面跳动不大于0.05，并检查专用粘接夹具底面与扩散段绝热层底面的贴合是否良好；
第二步：将喷管壳体与扩散段绝热层进行试装配，测量扩散段绝热层与喷管壳体的台阶面的高度差值H，应均布四点等高，差值不大于0.05mm；
第三步：试装合格后，对喷管壳体的粘接部分和扩散段绝热层的粘接部位涂胶，同时以手触能印上指纹而不扯起胶丝时方可进行粘接；
第四步：将喷管壳体与扩散段绝热层对应粘接部位对正后压合，用专用粘接夹具压紧，对称加压，边加压边找正；并要求扩散段绝热层小端端面相对喷管壳体内孔台阶面的高度值对称四点应等高，差值不大于0.05；要求喷管壳体法兰密封端面对称四点跳动≤0.05，喷管壳体外圆柱面对称四点跳动值≤0.03。
5.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤3)中，喷管壳体粘接前对喷管壳体粘接部位进行喷砂毛化处理；在喷管壳体的粘接部分和扩散段绝热层的粘接部位均匀涂刷101-T铁锚胶，边涂刷边检查和清除残留的毛刷丝。
6.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤4)中，半精加工后的倒锥体绝热层(3’)上部加工有吊装用环形槽(3.1)。
7.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤5)中，喉衬体与步骤4)中喷管组件粘接压配的部位配车，具体配车间隙为：B面0.08～0.12、C面0.08～0.12、D面0.05～0.10、E面0.03～0.08、H面0.05～0.10、I面0.05～0.08、J面0.10～0.15、K面0.15～0.20、L面0.10～0.15。
8.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述专用粘接夹具包括下底板(14)、下压板(12)、中压板(10)、上压板(8)、支撑杆组件(15)、上支撑板(16)及定位拉杆(17)；所述下底板(14)与所述下压板(12)通过第一拉杆(13)连接，所述下压板(12)与所述中压板(10)通过第二拉杆(11)连接，所述支撑杆组件(15)的底端固定在所述下底板(14)上，所述支撑杆组件(15)的顶端固定在所述上支撑板(16)上，所述定位拉杆(17)的底端固定在所述上支撑板(16)上，所述定位拉杆(17)的顶端通过螺母(19)与所述上压板(8)连接；所述上压板(8)的外边缘开有穿过第一螺杆(9)的第一定位孔，所述上压板(8)的内边缘开有穿过第二螺杆(22)的第二定位孔，所述定位拉杆(17)套有抵压在喷管壳体(4)上的第一压环(18)或套有抵压在半精加工后的倒锥体绝热层(3’)上的第二压环(23)；所述上支撑板(16)的外锥面作为后续粘接时的装配基准，且所述上支撑板(16)的外锥面与所述扩散段绝热层内型面之间衬有橡胶垫(20)；所述下底板(14)、所述支撑杆组件(15)和所述上支撑板(16)一体成型；所述第一螺杆(9)和所述第二螺杆(22)的底端均设有铝合金垫块(29)。
9.根据权利要求1所述固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺，其特征在于：所述步骤6)中，专用喉衬体翻转夹具包括底座(25)、通过翻转销(24)安装在所述底座(25)上的大撑板(27)及通过拉杆(21)对称固定在所述大撑板(27)两侧的两个小撑板(26)，所述大撑板(27)和所述小撑板(26)上均设置有吊环(28)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710729330.8A CN107322246B (zh) | 2017-08-23 | 2017-08-23 | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710729330.8A CN107322246B (zh) | 2017-08-23 | 2017-08-23 | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107322246A true CN107322246A (zh) | 2017-11-07 |
| CN107322246B CN107322246B (zh) | 2019-05-14 |
Family
ID=60224711
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710729330.8A Active CN107322246B (zh) | 2017-08-23 | 2017-08-23 | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107322246B (zh) |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108150650A (zh) * | 2017-12-06 | 2018-06-12 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种异形窗打压密封方法 |
| CN108672719A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-19 | 武汉船用机械有限责任公司 | 一种轴系加工方法及加工工装 |
| CN108915896A (zh) * | 2018-06-20 | 2018-11-30 | 湖北三江航天江河化工科技有限公司 | 一种组合式绝热层及其制造方法 |
| CN109014900A (zh) * | 2018-09-04 | 2018-12-18 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 柔性喷管的装配方法 |
| CN109290987A (zh) * | 2018-11-26 | 2019-02-01 | 宁波智能制造技术研究院有限公司 | 一种弹簧施压的圆周异形壳体防护材料装配工装 |
| CN110608109A (zh) * | 2019-10-09 | 2019-12-24 | 上海新力动力设备研究所 | 一种喷管结构 |
| CN111300832A (zh) * | 2020-03-12 | 2020-06-19 | 上海新力动力设备研究所 | 一种适用于半球形软绝热层粘接的压紧工装及压紧方法 |
| CN111810318A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN113210897A (zh) * | 2019-03-04 | 2021-08-06 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 用于推力室身部焊接的复合工装及其焊接工艺 |
| CN113323770A (zh) * | 2021-05-18 | 2021-08-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型固体火箭发动机喉衬分块精密粘接专用装置 |
| CN113799031A (zh) * | 2021-10-15 | 2021-12-17 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种用于壳体内衬粘接的组合夹紧装置 |
| CN114082597A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-02-25 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种舱段刚性封闭式外防热层的套接工装及套接方法 |
| CN114131797A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-03-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 带绝热层喷管的成型方法及成型模具 |
| CN114479679A (zh) * | 2022-02-07 | 2022-05-13 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
| CN114986413A (zh) * | 2022-06-22 | 2022-09-02 | 四川航天长征装备制造有限公司 | 火箭发动机喷管粘接夹紧装置 |
| CN115263602A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-11-01 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机喷管潜入式堵盖粘接方法 |
| CN117469054A (zh) * | 2023-12-26 | 2024-01-30 | 陕西普利美材料科技有限公司 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2278294C2 (ru) * | 2001-01-11 | 2006-06-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Выхлопное сопло и способ его изготовления |
| CN101733614A (zh) * | 2008-11-20 | 2010-06-16 | 中国兵器工业第五九研究所 | 一种火箭发动机喷管的制备方法以及其专用设备 |
| CN104329186A (zh) * | 2014-09-19 | 2015-02-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体冲压发动机补燃室的装配方法 |
| CN104924036A (zh) * | 2015-06-16 | 2015-09-23 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 液体火箭发动机燃烧室的制造方法 |
| CN106812628A (zh) * | 2016-12-15 | 2017-06-09 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺 |
-
2017
- 2017-08-23 CN CN201710729330.8A patent/CN107322246B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2278294C2 (ru) * | 2001-01-11 | 2006-06-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Выхлопное сопло и способ его изготовления |
| CN101733614A (zh) * | 2008-11-20 | 2010-06-16 | 中国兵器工业第五九研究所 | 一种火箭发动机喷管的制备方法以及其专用设备 |
| CN104329186A (zh) * | 2014-09-19 | 2015-02-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体冲压发动机补燃室的装配方法 |
| CN104924036A (zh) * | 2015-06-16 | 2015-09-23 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 液体火箭发动机燃烧室的制造方法 |
| CN106812628A (zh) * | 2016-12-15 | 2017-06-09 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺 |
Cited By (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108150650A (zh) * | 2017-12-06 | 2018-06-12 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种异形窗打压密封方法 |
| CN108672719A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-19 | 武汉船用机械有限责任公司 | 一种轴系加工方法及加工工装 |
| CN108915896A (zh) * | 2018-06-20 | 2018-11-30 | 湖北三江航天江河化工科技有限公司 | 一种组合式绝热层及其制造方法 |
| CN109014900A (zh) * | 2018-09-04 | 2018-12-18 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 柔性喷管的装配方法 |
| CN109290987A (zh) * | 2018-11-26 | 2019-02-01 | 宁波智能制造技术研究院有限公司 | 一种弹簧施压的圆周异形壳体防护材料装配工装 |
| CN113210897A (zh) * | 2019-03-04 | 2021-08-06 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 用于推力室身部焊接的复合工装及其焊接工艺 |
| CN110608109A (zh) * | 2019-10-09 | 2019-12-24 | 上海新力动力设备研究所 | 一种喷管结构 |
| CN110608109B (zh) * | 2019-10-09 | 2021-10-01 | 上海新力动力设备研究所 | 一种喷管结构 |
| CN111300832A (zh) * | 2020-03-12 | 2020-06-19 | 上海新力动力设备研究所 | 一种适用于半球形软绝热层粘接的压紧工装及压紧方法 |
| CN111810318A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN111810318B (zh) * | 2020-06-28 | 2022-04-22 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN113323770A (zh) * | 2021-05-18 | 2021-08-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型固体火箭发动机喉衬分块精密粘接专用装置 |
| CN113323770B (zh) * | 2021-05-18 | 2022-08-09 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型固体火箭发动机喉衬分块精密粘接专用装置 |
| CN113799031A (zh) * | 2021-10-15 | 2021-12-17 | 晋西工业集团有限责任公司 | 一种用于壳体内衬粘接的组合夹紧装置 |
| CN114131797A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-03-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 带绝热层喷管的成型方法及成型模具 |
| CN114082597A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-02-25 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种舱段刚性封闭式外防热层的套接工装及套接方法 |
| CN114082597B (zh) * | 2021-11-19 | 2022-07-05 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种舱段刚性封闭式外防热层的套接工装及套接方法 |
| CN114479679A (zh) * | 2022-02-07 | 2022-05-13 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
| CN114479679B (zh) * | 2022-02-07 | 2023-06-20 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
| CN114986413A (zh) * | 2022-06-22 | 2022-09-02 | 四川航天长征装备制造有限公司 | 火箭发动机喷管粘接夹紧装置 |
| CN114986413B (zh) * | 2022-06-22 | 2024-01-30 | 四川航天长征装备制造有限公司 | 火箭发动机喷管粘接夹紧装置 |
| CN115263602A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-11-01 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机喷管潜入式堵盖粘接方法 |
| CN115263602B (zh) * | 2022-07-28 | 2024-05-07 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机喷管潜入式堵盖粘接方法 |
| CN117469054A (zh) * | 2023-12-26 | 2024-01-30 | 陕西普利美材料科技有限公司 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
| CN117469054B (zh) * | 2023-12-26 | 2024-03-12 | 陕西普利美材料科技有限公司 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107322246B (zh) | 2019-05-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107322246A (zh) | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 | |
| CN102626848A (zh) | 柔性喷管薄壁双球面增强件的加工方法及其装置 | |
| RU2713363C2 (ru) | Армированные нитевидными кристаллами керамические резьбовые крепежные детали с высокой вязкостью разрушения | |
| WO2016004776A1 (zh) | 金属管件的优化连接结构及其实现方法 | |
| CN108161000A (zh) | 一种大型复杂金属构件增材及机加工联合制备工艺 | |
| CN113510216B (zh) | 一种铌钨合金环形件锻造成形方法 | |
| CN102500691B (zh) | 一种带横向内筋件旋压用芯模及脱模方法 | |
| ITTO20130023A1 (it) | Unità mozzo di peso leggero con anelli di cuscinetto integrati, e procedimento per la sua fabbricazione | |
| CN108746977A (zh) | 一种柱塞泵缸体与铜套的安装方法 | |
| CN205806177U (zh) | 干涉安装无耳凸缘托板自锁螺母及其锁定工装 | |
| CN109736966B (zh) | 一种固体火箭发动机嵌银丝药柱端面免整形成型方法 | |
| CN106694632A (zh) | 一种用于纠正轮辐式机匣变形的工艺装备 | |
| US20130219719A1 (en) | Fluid injection system | |
| CN106392459A (zh) | 一种预应力喷丸矫正铝合金半卡环变形的方法 | |
| CN101693344B (zh) | 一种车削夹具 | |
| CN109571996A (zh) | 样条曲线回转体正置正交复合材料网格结构硬模成型装置 | |
| CN109434374B (zh) | 压缩机锥面过盈配合的装配方法 | |
| CN101956888B (zh) | 一种固体冲压发动机壳体粘接压配方法及调圆装置 | |
| CN101338857B (zh) | 一体化碳纤维杆件的制备方法 | |
| CN114274557B (zh) | 一种复合材料圆柱壳与金属构件的连接设计及成型方法 | |
| CN105499960B (zh) | 一种金属零件过盈装配装置及装配方法 | |
| CN112935856A (zh) | 用于超薄壁管状零件切削加工的装夹具及其装夹方法 | |
| CN109434136A (zh) | 用于加工内撑工装的加工方法及内撑工装 | |
| CN216541953U (zh) | 复合缸套精车外圆用工装 | |
| CN109911251A (zh) | 返回式飞船防热与承载一体化结构用多用途工装 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |