【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于固体火箭发动机燃烧室壳体的制造，具体涉及一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法。
技术介绍
1、马氏体时效钢是一类特殊的超高强度钢，与传统的超高强度钢不同，它是在超低碳铁镍马氏体基体上，利用某些金属间化合物的沉淀析出进行强化的，因此具有非常优异的强韧性配合，并有高的尺寸稳定性和良好的焊接性，在固体火箭发动机燃烧室壳体等方面存在着广泛的应用。
2、固体火箭发动机燃烧室壳体常采用t250、c250马氏体时效钢，燃烧室壳体典型结构示意图见图1，主要由前连接件、后连接件、筒体及安装座等零部件焊接而成，而前连接件由前裙和前封头焊接而成，后连接件由后裙和后封头焊接而成。在焊接之前，对前裙、前封头、后裙、后封头、安装座及筒体等零件进行固溶热处理，然后各零件加工成型，进行焊接、热处理及机械加工成型，而目前马氏体时效钢燃烧室壳体的成熟工艺流程为：前连接件、后连接件、安装座及筒体焊接→时效→前后连接件与安装座机械加工。由于筒体、前封头和后封头要承受瞬间产生的高温高压推力，机械性能要求1760mpa以上；而前裙、后裙、安装座仅为连接作用，机械性能要求1080mpa以上，故安装座机械性能要求较低。由于燃烧室壳体一般由同种材料的各零部组件组成，便于后续的焊接和热处理，这就导致马氏体时效钢t250、c250燃烧室壳体经过固溶和时效后所有的零部组件的机械性能很高，硬度高达52hrc。导致前裙、后裙车削和钻孔时加工效率低、刀具磨损快，而安装座在铣削和钻孔时硬度高，导致加工困难，造成燃烧室壳体变形大，刀具磨损快。而前
3、针对固体火箭发动机燃烧室壳体的设计制造过程中存在的诸多问题，如采用同种材料的马氏体时效钢，热处理后前裙、后裙和安装座等零部件的硬度高，刀具磨损快、生产效率低、合格率不高；而采用异种材料焊接，则存在焊丝与两种材料的匹配性，异种材料在冶金上的不相容是否给焊缝带来脆性相，造成焊缝机械性能下降等不稳定因素，给燃烧室壳体的质量带来很大隐患。因此，寻求一种高效率、低成本、质量可靠、机械性能稳定的马氏体时效钢燃烧室壳体制造方法势在必行。
技术实现思路
1、要解决的技术问题：
2、为了避免现有技术的不足之处，本专利技术提供一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，既解决了同种材料焊接热处理后硬度高、刀具磨损快、生产效率低、合格率不高等问题，又避免了异种材料焊接带来的焊缝结合区产生的脆性金属间化合物，降低焊缝强度的问题。此外，通过调整时效温度和时间，可以满足不同强度要求的零部件的热处理，降低了硬度，焊接后通过整体时效的方法，提高了壳体的强韧性，提高了加工效率，减小加工变形，提高壳体质量和合格率。
3、本专利技术的技术方案是：一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，所述固体火箭发动机燃烧室壳体包括前封头、前裙、后封头、后裙、筒体、安装座；具体步骤如下：
4、零件选材：所述前封头、后封头及筒体选用马氏体时效钢t250或c250，前裙、后裙、安装座选用t200或c200；
5、焊丝选材：焊接基体为马氏体时效钢t250时，选用ht250焊丝；焊接基体为马氏体时效钢c250时，选用hc250焊丝；
6、固溶处理：将燃烧室壳体各零件均进行固溶处理；
7、时效处理：将前裙、后裙、安装座进行时效处理；
8、焊接：将各零件按要求焊接成固体火箭发动机燃烧室壳体毛坯；
9、时效处理：将焊接后的燃烧室壳体毛坯整体进行时效处理；
10、燃烧室壳体机械加工成型。
11、本专利技术的进一步技术方案是：所述t250和c250马氏体时效钢材料的零件经固溶和时效处理后抗拉强度均不低于1760mpa；t200和c200马氏体时效钢材料的零件经固溶和一次时效处理后抗拉强度均不低于1450mpa。
12、本专利技术的进一步技术方案是：所述固溶处理的工艺参数为：加热到820℃～840℃，保温90min～120min，保温结束后出炉空冷至室温。
13、本专利技术的进一步技术方案是：所述前裙、后裙、安装座机械能时效处理的工艺参数为，时效温度范围在480℃～600℃之间，时效保温时间在180min～360min之间，保温结束后出炉空冷至室温。
14、本专利技术的进一步技术方案是：所述燃烧室壳体整体进行时效处理的工艺参数为，加热至480℃～520℃，保温180min～240min，保温结束后出炉空冷。
15、有益效果
16、本专利技术的有益效果在于：
17、1)热处理参数相同：对承受瞬间高温高压推力等机械性能要求高的前封头、后封头和筒体采用强度更高的t250或c250马氏体时效钢，进行固溶处理；对机械性能要求较低的前裙、后裙、安装座等采用强度较低的异种材料t200或者c200马氏体时效钢，并对其进行固溶处理或固溶+过时效处理。由于t250、c250、t200和c200马氏体时效钢的热处理参数相同，固溶温度均为820℃～840℃，时效温度均为480℃～520℃，因此，不用担心固溶时温度的选择造成另一种异种材料过烧或者固溶不充分，或者时效温度的选择影响沉淀硬化反应，进而影响壳体的机械性能。
18、2)化学成分的相似：t200和t250化学成分相似，仅仅调整ti含量以降低强度；c200和c250马氏体时效钢的化学成分相似，仅仅调整mo和ti含量以降低强度；而t200和t250马氏体时效钢是在c200和c250基础上不含co元素、增加了ti含量和降低了mo含量，其他元素不变，而力学性能与c200和c250马氏体时效钢相近；由于t200、t250、c200和c250在化学成分的相似(见表1化学成分)，不存在冶金不相容造成异种材料焊接时焊缝产生的脆性金属间化合物的问题。
19、3)焊接参数一致：马氏体时效钢t200和t250、c200和c250焊接时，采用高强度的ht250焊丝和hc250焊丝时，其焊缝强度与t250或c250同种材料焊接时相当，即t200和t250焊接时、c200和c250焊接时，焊接参数与t250或c250同种材料焊接参数一致，即采用异种材料焊接且经整体时效后，即能保证焊缝强度与同种材料t250或c250焊缝强度一致，又能保持异种材料t200或者c200前裙、后裙、安装座等零件固溶+时效或固溶+过时效后的强度。
20、4)前裙、后裙、安装座强度可调：因前封头、后封头和筒体需承受瞬间高温高压推力故采用固溶+时效后强度更高的t250或c250马氏体时效钢，可保证抗拉强度不低于1760mpa，硬度不低于hrc50.5；而前裙、后裙、安装座强度要求较低，故本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，所述固体火箭发动机燃烧室壳体包括前封头、前裙、后封头、后裙、筒体、安装座；其特征在于具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，其特征在于：所述T250和C250马氏体时效钢材料的零件经固溶和时效处理后抗拉强度均不低于1760MPa；T200和C200马氏体时效钢材料的零件经固溶和一次时效处理后抗拉强度均不低于1450MPa。
3.根据权利要求1所述一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，其特征在于：所述固溶处理的工艺参数为：加热到820℃～840℃，保温90min～120min，保温结束后出炉空冷至室温。
4.根据权利要求3所述一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，其特征在于：所述前裙、后裙、安装座机械能时效处理的工艺参数为，时效温度范围在480℃～600℃之间，时效保温时间在180min～360min之间，保温结束后出炉空冷至室温。
5.根据权利要求4所述一种异种材料马氏
...【技术特征摘要】
1.一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，所述固体火箭发动机燃烧室壳体包括前封头、前裙、后封头、后裙、筒体、安装座；其特征在于具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，其特征在于：所述t250和c250马氏体时效钢材料的零件经固溶和时效处理后抗拉强度均不低于1760mpa；t200和c200马氏体时效钢材料的零件经固溶和一次时效处理后抗拉强度均不低于1450mpa。
3.根据权利要求1所述一种异种材料马氏体时效钢固体火箭发动机燃烧室壳体的制造方法，其特征在于：所述固溶处理的工艺参...
【专利技术属性】
技术研发人员：李亚红，陈力，姬广平，郭攀攀，
申请(专利权)人：西安长峰机电研究所，
类型：发明
国别省市：
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