[发明专利]航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室

说明书

本发明提供一种航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室，提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。具有工艺简单，制造周期短，节约成本。

技术领域

本发明涉及航天器发动机技术领域，特别涉及一种专用于航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室。

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一种推力室身部组件焊接加工方法及航天器推力室，解决了目前不能够生产制造，整个方法具有工艺简单，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：一种推力室身部组件焊接加工方法，其特征在于，

提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；

至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；

经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；

所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；

获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。

进一步的，提供外壁、内壁和导气管，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；

在所述外壁和所述内壁两端设置端盖，以形成组合结构，使得所述外壁、所述内壁之间构成一个密闭空间；

通过所述导气管对所述密闭空间抽真空；

将进行抽真空后的所述外壁、所述内壁和所述端盖组成的所述组合结构放入高压容器内进行第一次加压处理；

从高压容器中取出所述组合结构，通过所述导气管使得所述通道与外部气体保持畅通；

将所述外壁和所述内壁再次放入高压容器内进行第二次加压处理，其中所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；