固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺制造技术

本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺
本专利技术涉及固体火箭发动机零部件
，具体地指一种固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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，本专利技术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。本专利技术与现有技术相比，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、翻转本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。...

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨江波，晏述亮，余天雄，林春荣，朱兴涛，
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：湖北,42