[发明专利]航天器推力室双层结构的加工方法

权利要求书

1.一种航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，所述双层结构包括构成航天器推力室身部至少一部分的外壁和内壁以及固定于所述外壁和所述内壁之间且设置为能够在所述外壁和所述内壁之间提供用于冷却剂流通的通道的间隔部；所述加工方法包括以下步骤：

(1)提供第一壁结构、第二壁结构和凸肋，所述第一壁结构和所述第二壁结构以内外套合的方式相互靠近构成航天器推力室身部的至少一部分，且使所述凸肋位于所述第一壁结构和所述第二壁结构之间；

(2)使所述第一壁结构和所述第二壁结构在端部封闭，由此形成由所述第一壁结构、所述第二壁结构和所述凸肋组成的内部为密闭空间的组合结构；

(3)使所述密闭空间为负压，然后从外部对组合结构进行第一加压处理，接下来，在所述密闭空间与外界连通的情况下从外部对组合结构进行第二加压处理，其中所述第二加压处理的最大压力大于所述第一加压处理的最大压力，由此使组合结构形成为一体，获得所述双层结构。

2.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，所述第一加压处理时的压强A满足1MPa≤A≤20MPa，加压时间B且满足0.2h≤B≤10h，温度C满足300℃≤C≤1300℃。

3.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，所述第二加压处理时的压强D满足2MPa≤D≤120MPa，加压时间E满足0.1h≤E≤10h，温度F满足300℃≤F≤1400℃。

4.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，通过导气组件控制所述密闭空间的压力为负压，所述导气组件包括导气管和与所述导气管末端连通且设置于所述第一壁结构一侧的环形凹槽。

5.根据权利要求4所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，进一步包括切除导气组件的步骤。

6.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，所述双层结构包括构成推力室身部的第一双层结构和第二双层结构，且所述第一双层结构和所述第二双层结构各自分别独立地为燃烧室或扩张段，所述加工方法包括得到第一双层结构的第一加工步骤和得到第二双层结构的第二加工步骤，其中所述第一加工步骤和所述第二加工步骤同时进行或分别先后进行。

7.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，步骤(1)中，所述凸肋的一侧预先固定于所述第二壁结构，所述凸肋的另一侧紧贴所述第一壁结构的表面，由此使所述凸肋经步骤(3)后形成为所述间隔部。

8.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，进一步包括提供端盖和去除端盖的步骤，提供所述端盖时使其与所述第一壁结构端部和第二壁结构的端部连接，从而使所述第一壁结构和所述第二壁结构在端部封闭，所述去除端盖的步骤包括沿所述双层结构的径向方向切除所述端盖。

9.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，所述第一壁结构的一端与所述第二壁结构的一端贯穿连接为一体。

10.根据权利要求1所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，通过高压容器对所述组合结构进行外部加压处理。

11.根据权利要求4所述的航天器推力室双层结构的加工方法，其特征在于，还包括用于与所述导气管连接的抽真空设备。