[发明专利]固体冲压发动机补燃室的装配方法

说明书

技术领域

本发明涉及固体火箭冲压发动机补燃室，具体指一种固体冲压发动机补燃室的装配方法。

背景技术

在固体火箭冲压发动机领域，推力是导弹飞行的动力来源，固态燃料燃烧产生喷流通过补燃室产生推力来推动导弹飞行。补燃室的机构主要包括：补燃室壳体、喷嘴组件、前端绝热层、后端绝热层、喷管组件和O型圈。喷嘴组件、前端绝热层、后端绝热层、喷管组件与补燃室壳体装配并用腻子填充间隙，能够承受住喷流产生的高温、高压从而产生推力，推动导弹飞行。

补燃室装配合格、结构稳定且密封性良好是补燃室正常工作的前提，提高补燃室的装配质量才能保证补燃室的正常工作。补燃室壳体为长薄壁金属圆筒，与非金属通过粘接装配组成补燃室。壳体与非金属件之间配合为间隙配合，间隙过大，补燃室无法密封，间隙过小或不均匀，装配难度大。设计要求指标为：后端绝热层外圆、喷管组件外圆与补燃室壳体后端位置处的平均内径尺寸单边间隙按0～0.40mm保证，前端绝热层外圆与壳体中端位置处的平均内径尺寸单边间隙按0～0.40mm保证，喷嘴组件外圆与壳体前端位置处的平均内径尺寸单边间隙按0～0.40mm保证。而实际装配时，由于补燃室壳体整体较长，若非金属与壳体局部间隙过小，装配时，非金属压配组装困难。若间隙过大，装配过程中局部密封较差，影响了整个补燃室的密封性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体冲压发动机补燃室的装配方法，以保证补燃室的装配质量，使补燃室能正常的工作来推动火箭运行。

为实现上述目的，本发明的补燃室装配方法包括以下步骤：

1)补燃室壳体孔径的均匀性保证及调圆：补燃室壳体为长薄壁零件，且前后均带有法兰面，普通的机加无法加工，因此将补燃室壳体从前至后依次分成三段：前接头、中间圆筒及后接头，然后将三段组焊起来。为增加零件的强度和硬度，补燃室壳体需要进行热处理，为防止壳体在热处理中变形，热处理时在前接头法兰面焊接一个堵头，通过吊起堵头，使壳体竖直向下，这样能很有效的防止零件在热处理过程中产生变形；热处理完成后，再将堵头去掉。进行装配前，利用调圆工装对补燃室壳体三处进行调圆：a、前接头上与中间圆筒焊接处；b、中间圆筒的中间处；c、后接头上与中间圆筒焊接处。

2)配车非金属件：补燃室壳体需与非金属件喷管组件、后端绝热层、前端绝热层、喷嘴组件逐一进行装配，通过压力机对非金属件从前端向后端施压将非金属件组装到位。为保证非金属件在压配的过程中能顺利滑动，配车非金属件时，通过测量出补燃室壳体内径值，再根据补燃室壳体与非金属件的间隙计算出非金属件外径值，按计算值车加工非金属件外径，可以保证装配时补燃室壳体与非金属件之间有足够的间隙，避免出现装配过程中由于前端内径过小使非金属无法正常向后滑动而影响装配，保证装配的正常进行，具体控制如下：a、喷管组件与补燃室壳体后接头处的平均内径尺寸单边间隙、后端绝热层外圆与补燃室壳体中间圆筒处的平均内径尺寸单边间隙允许按0.30～0.40mm保证；b、前端绝热层外圆与补燃室壳体中间圆筒处的平均内径尺寸单边间隙允许按0.20～0.30mm保证；c、喷嘴组件外圆与补燃室壳体前接头处的平均内径尺寸单边间隙允许按0.05～0.20mm保证。

特别地，当补燃室壳体前接头处的平均内径尺寸为前接头、中间圆筒、后接头三处平均内径尺寸的最小平均内径尺寸时，喷管组件、后端绝热层外圆、前端绝热层外圆、喷嘴绝热层外圆与前接头处的平均内径尺寸单边间隙允许按0.05～0.10mm保证。

3)喷管组件与补燃室后端密封性的保证：为保证补燃室整体的密封性，采用D03单组分室温硫化硅橡胶腻子，将O型圈固定在喷管绝热层密封槽内，以保证整个补燃室装配的密封性。

4)补燃室壳体与非金属件的组装粘接：补燃室壳体与非金属件之间为间隙配合，补燃室壳体与非金属件的配合面通过D03单组分室温硫化硅橡胶腻子填充密封，各非金属件之间的对接面同样通过D03单组分室温硫化硅橡胶腻子填充密封。由于补燃室整体尺寸偏长，装配时，各非金属件与补燃室壳体的配合面上以及各非金属件之间的对接面涂有D03单组分室温硫化硅橡胶腻子。按装配顺序依次将喷管组件、后端绝热层、前端绝热层、喷嘴组件逐一从前接头端装入补燃室壳体，使用压力机从前端向后端施压，通过D03单组分室温硫化硅橡胶腻子的润滑作用使非金属缓慢向下滑动直至最终压配到位，压配到位后保压一段时间至D03单组分室温硫化硅橡胶腻子固化，整个补燃室的粘接也就完成。

本发明的有益效果：