[发明专利]航天器推力室双层结构的加工方法

说明书

本发明公开一种航天器推力室双层结构的加工方法，其包括提供第一壁结构、第二壁结构和凸肋；使第一壁结构和第二壁结构相互靠近，并第一壁结构和所述第二壁结构在端部封闭，由此形成由第一壁结构、第二壁结构和凸肋组成的内部为密闭空间的组合结构；使密闭空间为负压，然后将组合结构进行第一加压处理，接下来，在密闭空间与外界连通的情况下进行第二加压处理，其中第二加压处理的最大压力大于第一加压处理的最大压力，由此使组合结构焊接为一体，获得双层结构。本发明的方法工艺简单，制造周期短，且成本低。

技术领域

本发明涉及航天器发动机技术领域，特别涉及一种航天器推力室双层结构的加工方法。

背景技术

航天器发动机技术随着航天产业的发展得到了快速升级。作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。其中，推力室身部是航天器发动机中负责将燃料进行混合燃烧，产生高温高压燃气，进而燃气通过喉部加速排出，获得反推力的部件。推力室的身部为拉瓦尔型面结构，通常可以采用再生冷却技术对推力室进行降温。推力室由铣槽内壁和外壁组成，多条冷却通道位于铣槽内壁和外壁之间。通常情况下，两者内部在承受最高达60MPa的压力下不许有任何渗漏缺陷。

目前，在铣槽内壁和外壁连接有如下两种方法，一种是采用瞬间液相扩散钎焊与电铸镍工艺，但是此工艺具有工艺复杂与昂贵、周期长的缺点。另一种是推力室在制备过程采用铜钢异种合金热等静压扩散焊接，但是，在制造推力室过程中，经常会发生位于内壁上的凸肋无法承受高压而被压弯，进而使得通道坍塌的现象，而压力过小又无法完成凸肋与外壁可靠连接。

为了解决上述问题，本发明提供一种推力室身部组件焊接加工方法及航天器推力室，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

发明内容

本发明的目的是提供航天器推力室双层结构的加工方法，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航天器推力室双层结构的加工方法，其中，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嵌套的方式相互靠近构成航天器推力室身部的至少一部分，且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，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，由此使组合结构焊接为一体，获得所述双层结构。

根据本发明所述的航天器推力室双层结构的加工方法，优选地，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℃。

根据本发明所述的航天器推力室双层结构的加工方法，优选地，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℃。

根据本发明所述的航天器推力室双层结构的加工方法，优选地，通过导气组件控制所述密闭空间的压力，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，优选进一步包括用于与所述导气管连接的抽真空设备。

根据本发明所述的航天器推力室双层结构的加工方法，优选地，进一步包括切除导气组件的步骤。