本發明屬于固體發動機，具體涉及一種高強度大長徑比燃燒室殼體及其制造工藝。

背景技術：

1、固體發動機是飛行器的重要部件之一，其燃燒室殼體為推進劑裝藥提供貯存和燃燒的場所。同時，燃燒室殼體又是飛行器整體結構的一部分，飛行器上的很多零部件與之相連接，還要承受其它一些機械載荷的作用。發動機工作時，推進劑在燃燒室殼體內燃燒，產生的高溫高壓燃氣從噴管噴出，為飛行器提供動力。燃燒室殼體是固體火箭發動機的重要部件，其主體結構為長筒體形式。

2、隨著飛行器的高速發展，飛行器總體對動力裝置提出的要求越來越高，必須采用強度高、重量輕的燃燒室殼體，以減小飛行器的消極質量，通常采用減少壁厚的方式來減少飛行器的消極質量。目前，直徑為300毫米、長徑比大于15的燃燒室殼體，采用分段加工后再通過機械連接的方式組合而成，這種加工方式使得燃燒室殼體容易發生變形，若通過增加壁厚（厚度2.7毫米以上）的方式以減小殼體變形，加工工藝技術則過于復雜，在實施過程中達不到要求。上述兩種方式的機械制造工藝制造出的燃燒室殼體質量較大，無法滿足飛行器消極質量低的要求。

技術實現思路

1、為了解決上述技術問題，本發明提供一種結構簡單、輕便，便于制造，且能夠滿足飛行器對消極質量的要求的高強度大長徑比燃燒室殼體及其制造工藝。

2、本發明采用的技術方案是：一種高強度大長徑比燃燒室殼體，包括前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭；前封頭焊接在筒體ⅰ的前端，筒體ⅰ的后端與筒體ⅱ的前端焊接，后封頭焊接在筒體ⅱ的后端；前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭同軸；

3、前封頭前部內孔側壁上設有與點火裝置連接的內螺紋；前封頭前部外圓上設置的外螺紋，用于與飛行器連接；

4、后封頭后端面上設有多個螺紋孔，多個螺紋孔沿圓周方向均勻布置，用于連接發動機噴管。

5、上述高強度大長徑比燃燒室殼體中，筒體ⅰ、筒體ⅱ的壁厚均為2mm。

6、上述高強度大長徑比燃燒室殼體中，前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭的外圓上分別設有一個定心部，定心部的直徑為300mm。

7、一種高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝，用于制造上述的高強度大長徑比燃燒室殼體，包括步驟如下：

8、1）加工前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭；

9、2）焊接前封頭與筒體ⅰ；

10、焊接采用薄壁殼體焊接工裝進行，薄壁殼體焊接工裝包括芯軸、擴張錐體、壓板ⅰ及壓板ⅱ，芯軸的兩端分別設有外螺紋，芯軸上固定安裝有擴張錐體，擴張錐體與芯軸同軸，擴張錐體側面上套裝有多個漲塊，多個漲塊構成環形結構，環形結構的內孔與擴張錐體配合，漲塊外側面上設有紫銅板，漲塊的一端面與壓蓋的一端接觸，壓蓋套在芯軸上且靠近擴張錐體的小端設置；壓蓋的另一端與壓蓋螺母接觸；壓蓋螺母與芯軸螺接；壓板ⅰ、壓板ⅱ套在芯軸上，分別通過壓板螺母ⅰ、壓板螺母ⅱ定位，壓板ⅰ用于對前封頭或后封頭定位，壓板ⅱ用于對筒體ⅰ或筒體ⅱ定位；

11、首先將芯軸及套在芯軸上的漲塊、壓蓋插入前封頭與筒體ⅰ的中心孔內，并調整芯軸，使得漲塊位于前封頭與筒體ⅰ相對端縫隙處；調節壓蓋螺母，使得漲塊外側面頂緊前封頭與筒體ⅰ的內壁；將壓板ⅰ設置在前封頭背向筒體ⅰ的一端的中心孔處并通過壓板螺母ⅰ固定，將壓板ⅱ設置在筒體ⅰ背向前封頭的一端的中心孔處并通過壓板螺母ⅱ固定，通過旋緊壓板螺母ⅰ、壓板螺母ⅱ，調整前封頭與筒體ⅰ之間的間隙為2-5mm；然后開啟焊機對前封頭與筒體ⅰ焊接；

12、3）焊接筒體ⅰ與筒體ⅱ

13、拆下壓板ⅰ、壓板ⅱ，并松開壓蓋螺母；將筒體ⅱ套在芯軸外側，使得筒體ⅱ靠近筒體ⅰ設置，并調整芯軸，使得漲塊位于筒體ⅰ與筒體ⅱ相對端縫隙處；調節壓蓋螺母，使得漲塊外側面頂緊筒體ⅰ與筒體ⅱ的內壁；將壓板ⅰ設置在前封頭背向筒體ⅱ的一端的中心孔處并通過壓板螺母ⅰ固定，將壓板ⅱ設置在筒體ⅱ背向前封頭的一端的中心孔處并通過壓板螺母ⅱ固定，通過旋緊壓板螺母ⅰ、壓板螺母ⅱ，調整前筒體ⅱ與筒體ⅰ之間的間隙為2-5mm；然后開啟焊機對筒體ⅱ與筒體ⅰ焊接；

14、4）焊接筒體ⅱ與后封頭

15、拆下壓板ⅰ、壓板ⅱ，并松開壓蓋螺母；將后封頭套在芯軸外側，使得后封頭靠近筒體ⅱ設置；并調整芯軸，使得漲塊位于筒體ⅱ與后封頭相對端縫隙處；調節壓蓋螺母，使得漲塊外側面頂緊后封頭與筒體ⅱ的內壁；將壓板ⅰ設置在前封頭背向筒體ⅱ的一端的中心孔處并通過壓板螺母ⅰ固定，將另一壓板ⅰ設置在后封頭背向前封頭的一端的中心孔處并通過另一壓板螺母ⅰ固定，通過旋緊兩個壓板螺母ⅰ調整兩個壓板ⅰ之間的距離，使得封頭與筒體ⅱ之間的間隙為2-5mm；然后開啟焊機對筒體ⅱ與后封頭焊接；形成燃燒室殼體；

16、5）拆除薄壁殼體焊接工裝，對焊縫進行無損檢測；若有焊縫不合格，對不合格的焊縫進行補焊；焊縫合格后，對燃燒室殼體進行包絡圓檢測，對燃燒室殼體回火處理；同時對燃燒室殼體校形；

17、6）打磨焊縫，對后封頭的多個螺紋孔攻絲，對燃燒室殼體外表面去毛刺、除銹；然后粗鏜燃燒室殼體內腔，對燃燒室殼體進行水壓試驗，水壓試驗后對焊縫再次進行無損檢測，車前封頭的外螺紋及內螺紋；精鏜燃燒室殼體內腔，對燃燒室殼體內腔去毛刺，檢驗，產品合格后入庫。

18、上述的高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝中，步驟2）-4）中焊接采用氬弧焊，焊接前對待焊接件預熱，待焊接件的預熱溫度為200℃；焊接功率2.5kw，焊接速度1.8m/min，光斑直徑：0.4mm，離焦量為-0.2mm。

19、上述的高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝中，步驟5）、6）中，采用x射線檢測或/和熒光探傷對焊縫進行無損檢測。

20、與現有技術相比，本發明的有益效果是：

21、1）本發明的高強度大長徑比燃燒室殼體具有結構簡單、輕便，外徑一致，長徑比大，質量小等優點，能有效降低固體發動機的消極質量。本發明的高強度大長徑比燃燒室殼體通過分段焊接成型后熱處理，再進行精加工的工藝，提高了質量一致性和可靠性。

22、2）本發明的制造工藝，燃燒室殼體的焊接采用氬弧環焊的方式焊接，焊接時焊縫處采用漲塊漲緊，方便拆卸；且保證焊接零件同軸度和錯邊量小于0.2mm，保證了質量的一致性。

23、3）發明的制造工藝，燃燒室殼體的焊接采用氬弧環焊的方式焊接替代常用的卷板焊接，減小了產品變形，縮短了焊縫長度，提升產品合格率。

技術特征：

1.一種高強度大長徑比燃燒室殼體，其特征是：包括前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭；前封頭焊接在筒體ⅰ的前端，筒體ⅰ的后端與筒體ⅱ的前端焊接，后封頭焊接在筒體ⅱ的后端；前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭同軸；前封頭前部內孔側壁上設有與點火裝置連接的內螺紋；前封頭前部外圓上設置的外螺紋，用于與飛行器連接；后封頭后端面上設有多個螺紋孔，多個螺紋孔沿圓周方向均勻布置，用于連接發動機噴管。

2.根據權利要求1所述的高強度大長徑比燃燒室殼體，其特征是：筒體ⅰ、筒體ⅱ的壁厚均為2mm。

3.根據權利要求1所述的高強度大長徑比燃燒室殼體，其特征是：前封頭、筒體ⅰ、筒體ⅱ和后封頭的外圓上分別設有一個定心部，定心部的直徑為300mm。

4.一種高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝，用于制造權利要求1-3中任一權利要求所述的高強度大長徑比燃燒室殼體，包括步驟如下：

5.根據權利要求4所述的高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝，步驟2）-4）中焊接采用氬弧焊，焊接前對待焊接件預熱，待焊接件的預熱溫度為200℃；焊接功率2.5kw，焊接速度1.8m/min，光斑直徑：0.4mm，離焦量為-0.2mm。

6.根據權利要求4所述的高強度大長徑比燃燒室殼體的制造工藝，步驟5）、6）中，采用x射線檢測或/和熒光探傷對焊縫進行無損檢測。

技術總結
本發明屬于固體發動機技術領域，具體公開了一種高強度大長徑比燃燒室殼體及其制造工藝。高強度大長徑比燃燒室殼體包括同軸設置的前封頭、筒體Ⅰ、筒體Ⅱ和后封頭；前封頭焊接在筒體Ⅰ的前端，筒體Ⅰ的后端與筒體Ⅱ的前端焊接，后封頭焊接在筒體Ⅱ的后端；前封頭前部內孔側壁上設有內螺紋；前封頭前部外圓上設置的外螺紋；后封頭后端面上設有多個螺紋孔，多個螺紋孔沿圓周方向均勻布置。本發明的高強度大長徑比燃燒室殼體具有結構簡單、輕便，外徑一致，長徑比大，質量小等優點，能有效降低固體發動機的消極質量。本發明的高強度大長徑比燃燒室殼體通過分段焊接成型后熱處理，再進行精加工的工藝，提高了產品質量一致性和可靠性。

技術研發人員：田鋒,廖晨博,舒克輝,鄭健,王磊,沈紅旗,陳熙林,羅永晨,唐帥,王敏輝
受保護的技術使用者：江南工業集團有限公司
技術研發日：
技術公布日：2025/4/24