CN108161349A - 一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法 - Google Patents

一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法，包括如下步骤：（a）将进气道分为前段、中段、尾段三个独立的部分；（b）进行前段和尾段的加工；（c）用整块钛合金钢板通过激光弯折预成型的方法加工成横截面为门形的进气道中段壳体，再对中段壳体内流道的顶面和侧面进行精加工；之后，加工中段的底板至设计尺寸和精度；然后将壳体和底板拼接在一起并焊接成形；（d）将进气道前段、中段、尾段依次对接并焊接成完整进气道。本发明由于将进气道进行分段加工，对不动要求的段进行分别加工，各段的加工就显得更加容易，无需使用大型设备，易于保证加工精度，提高良品率，最大限度的降低生产成本，而且大大缩短了进气道中段加工的时间。

Description

一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法
技术领域
本发明属于固体火箭冲压发动机领域，具体涉及一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法。
背景技术
随着飞行器对发动机要求的不断提高，以及飞行器技术的发展，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。为了使固体火箭冲压发动机更高效的工作，近年来固体火箭冲压发动机进气道的设计越来越复杂，同时对于发动机进气道的加工精度要求越来越高。
进气道结构为一个封闭的箱型通道，其两端设有气体入口和气体出口。进气道不同位置段的加工精度要求都不同。比如进气道入口段，由于进气道工作时此位置的流场比较复杂，这一位置的进气道一般精度要求高；而进气道的中段其设计流道比较简单， 精度要求有所降低。
当下关于固体火箭冲压发动机进气道的加工方法主要有：整体铸造和一体加工。
由整体铸造加工出来的固体火箭冲压发动机进气道一体性好、强度高，但精度差、成本高、生产周期长。又由于铸造工艺的特点,铸造进气道易出现裂纹，因此，该方法的成品率低。
一体加工就是将几块整板拼接成进气道的结构形状，然后进行焊接，对于一体加工这种进气道加工方法，其优点是流道精度高，但由于其加工过程中的焊缝过长，导致焊接后的应力不好控制，易出现焊接变形，进而导致整个进气道报废，因此这种方法的成品率也非常低。同时，由于此方法是一次性加工整个进气道，必须使用大型机床加工，造价高。
发明内容
针对上述问题，本发明旨在提供一种成本更低廉、良品率更高的固体火箭冲压发动机进气道加工方法。
本发明解决问题的技术方案是：一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法，包括如下步骤：
（a）根据不同位置段的加工精度不同，将进气道分为前段、中段、尾段三个独立的部分；
（b）进行前段和尾段的加工，加工方式为：将各板件拼成前段和尾段所设计的结构形状，然后分别焊接形成前段和尾段；之后进行前段和尾段内流道内表面的精加工，以及外表面的精加工；
（c）进行中段的加工，中段由两个部分构成，包括门形壳体和底板，其加工方式为：用整块钛合金钢板通过激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工成横截面为门形的进气道中段壳体，再对中段壳体内流道的顶面和侧面进行精加工, 以及对壳体外表面进行精加工；之后，采用激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工中段的底板至设计尺寸，再对底板进行精加工；然后将壳体和底板拼接在一起并焊接成形；
（d）将进气道前段、中段、尾段依次对接并焊接成完整进气道；焊接完成后随工装退火去除焊接应力，同时进行校形；
步骤（b）和（c）之间无先后顺序。
进一步的，步骤（c）中焊接成形后用热处理的方法消除弯曲钛合金钢板后产生的回弹应力。
优选的，步骤（b）中前段和尾段内流道内表面的加工精度为Ra≤1.6，外表面的加工精度为Ra≤3.2。
优选的，步骤（c）中中段壳体内流道的顶面和侧面加工精度为Ra≤1.6，外表面的加工精度为Ra≤3.2。
优选的，步骤（c）中底板上表面加工精度为Ra≤1.6，底板下表面加工精度为Ra≤3.2。
本发明由于将进气道进行分段加工，对不动要求的段进行分别加工，各段的加工就显得更加容易，无需使用大型设备，易于保证加工精度，提高良品率，最大限度的降低生产成本，而且大大缩短了进气道中段加工的时间。
附图说明
下面结合附图对本发明作进一步说明。
图1为进气道结构图。
图2为中段结构示意图。
图中：1-前端，2-中段，3-尾段，4-壳体，5-底板。
具体实施方式
如图1～2所示，一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法，包括如下步骤：
（a）根据不同位置段的加工精度不同，将进气道分为前段1、中段2、尾段3三个独立的部分。
（b）进行前段1和尾段3的加工，加工方式为：将各板件拼成前段1和尾段3所设计的结构形状，然后分别焊接形成前段1和尾段3。之后进行前段1和尾段3内流道内表面的精加工（加工精度为Ra≤1.6），以及外表面的精加工（加工精度为Ra≤3.2）。
（c）进行中段2的加工，中段2由两个部分构成，包括门形壳体4和底板5。其加工方式为：用整块钛合金钢板通过激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工成横截面为门形的进气道中段壳体4，再对中段壳体4内流道的顶面和侧面进行精加工（加工精度为Ra≤1.6）,以及对壳体4外表面进行精加工（外表面的加工精度为Ra≤3.2）。之后，采用激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工中段2的底板5至设计尺寸，再对底板进行精加工。底板5上表面加工精度为Ra≤1.6，底板5下表面加工精度为Ra≤3.2。然后将壳体4和底板5拼接在一起并焊接成形。焊接成形后用热处理的方法消除弯曲钛合金钢板后产生的回弹应力。
激光弯折预成型和真空热蠕变的具体实施方式为，使用耐热材料（如不锈钢）制作热成形模具，将钛合金钢板装模后加热至730℃～750℃，位于热蠕变模具 中钛合金钢板会形变至所需形状尺寸。
采用激光弯折预成型和真空热蠕变的加工方法来加工进气道中段，热成形回弹小，精度高，其成本低廉、良品率高，大大提高了进气道的生产效率。
（d）将进气道前段1、中段2、尾段3依次对接并焊接成完整进气道。焊接完成后随工装退火去除焊接应力，同时进行校形。
步骤（b）和（c）之间无先后顺序。

Claims (5)

1.一种固体火箭冲压发动机进气道加工方法，其特征在于包括如下步骤：
（a）根据不同位置段的加工精度不同，将进气道分为前段（1）、中段（2）、尾段（3）三个独立的部分；
（b）进行前段（1）和尾段（3）的加工，加工方式为：将各板件拼成前段（1）和尾段（3）所设计的结构形状，然后分别焊接形成前段（1）和尾段（3）；之后进行前段（1）和尾段（3）内流道内表面的精加工，以及外表面的精加工；
（c）进行中段（2）的加工，中段（2）由两个部分构成，包括门形壳体（4）和底板（5），其加工方式为：用整块钛合金钢板通过激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工成横截面为门形的进气道中段壳体（4），再对中段壳体（4）内流道的顶面和侧面进行精加工, 以及对壳体（4）外表面进行精加工；之后，采用激光弯折预成型和真空热蠕变的方法加工中段（2）的底板（5）至设计尺寸，再对底板进行精加工；然后将壳体（4）和底板（5）拼接在一起并焊接成形；
（d）将进气道前段（1）、中段（2）、尾段（3）依次对接并焊接成完整进气道；焊接完成后随工装退火去除焊接应力，同时进行校形；
步骤（b）和（c）之间无先后顺序。
2.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道加工方法，其特征在于：步骤（c）中焊接成形后用热处理的方法消除弯曲钛合金钢板后产生的回弹应力。
3.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道加工方法，其特征在于：步骤（b）中前段（1）和尾段（3）内流道内表面的加工精度为Ra≤1.6，外表面的加工精度为Ra≤3.2。
4.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道加工方法，其特征在于：步骤（c）中中段壳体（4）内流道的顶面和侧面加工精度为Ra≤1.6，外表面的加工精度为Ra≤3.2。
5.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道加工方法，其特征在于：步骤（c）中底板（5）上表面加工精度为Ra≤1.6，底板（5）下表面加工精度为Ra≤3.2。
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