[實用新型]一種用于火箭發動機的推力室成型模具

有效

• 申請號: 201822030782.X
• 申請日: 2018-12-05
• 公開（公告）號: CN209886483U
• 公開（公告）日: 2020-01-03
• 發明（設計）人: 宣智超;袁宇;張志浩
• 申請（專利權）人: 藍箭航天空間科技股份有限公司
• 主分類號: B21D37/10
• 分類號: B21D37/10;B21D22/16;B23P15/00
• 代理公司: 11210 北京紐樂康知識產權代理事務所(普通合伙)
• 代理人: 田磊

本實用新型公開了一種用于火箭發動機的推力室成型模具，包括小端模具，所述小端模具的首部形狀為柱形，所述小端模具的尾部形狀為錐形，且所述小端模具的尾端外徑小于其首端外徑，所述小端模具的尾端可拆卸地連接大端模具的首端，所述大端模具的形狀為錐形，所述大端模具的首端外徑小于其尾端外徑，并且所述大端模具的首端外徑與所述小端模具的尾端外徑對應。將旋壓模具的數量降低至一套，避免了多套模具旋壓造成的內部缺陷延展，可有效降低旋壓時產生裂紋的風險，提高成品率，有效降低了生產成本，降低了新產品的研制投入。

技術領域

本實用新型涉及成型模具技術領域，具體來說，涉及一種用于火箭發動機的推力室成型模具。

背景技術

在液體火箭發動機中，推力室作為其產生推力的關鍵部件，其燃燒室中的燃氣溫度可以達到3500K。為保證推力室可靠工作，一般采用高強、高導的銅合金作為其內壁材料。通常情況下，推力室的內壁為具有薄壁的拉瓦爾形回轉體。針對利用銅合金作為內壁材料的推力室，為了提高材料的利用率，現有的推力室成型工藝為以銅餅進行旋壓成型。

現有技術中通過旋壓成型方法制備推力室的具體工藝過程中，由于旋壓用原材料為餅材，其厚度遠大于推力室的壁厚，需要利用4套模具通過強旋工藝最終成型。在旋壓過程中，首先利用前兩套模具進行切變旋壓，旋壓后材料的厚度會大幅減小。由于材料在切邊旋壓中經過了較大塑性變形，趨近其延伸率極限，同時會發生屈服強化效應，因此需對材料進行一次退火或固溶處理。接著利用第三套旋壓模具將內壁小端和喉部區域旋壓至直筒。由于此過程同樣變形量較大，需要旋壓后對材料再次進行一次退火或固溶處理。最后利用第4套旋壓模具對喉部和擴張段進行旋壓成型。

上述成型工藝存在以下缺點：

1)由于旋壓過程對原材料的形狀進行大幅改變，只能采用強旋工藝。強旋工藝對原材料的內部質量以及材料晶粒度等指標要求高，造成原材料生產難度大，成品率低，成本高。

2)旋壓過程需要用到4套旋壓模具，生產成本高。

3)產品和模具需要裝拆4次，同時中間需要進行2次退火或固溶熱處理，造成生產成本高、生產周期長。此外，由于成型過程的中間環節多，導致自動化生產難度大。

4)旋壓采用強旋工藝對機床的要求高，造成成型成本高。

5)在采用第四套模具進行旋壓時，材料已經過了前三次旋壓操作，內部的一些不超標缺陷被擴大，從而進一步增加產生裂紋的風險，降低成品率。

6)由旋壓變形過程決定了原材料中心約10%~20%的區域是無法利用的，造成材料利用率下降，原材料成本升高。

針對相關技術中的問題，目前尚未提出有效的解決方案。

實用新型內容

針對相關技術中的上述技術問題，本實用新型提出一種用于火箭發動機的推力室成型模具，通過本模具可將火箭發動機用推力室旋壓成型。

為實現上述技術目的，本實用新型的技術方案是這樣實現的：

一種用于火箭發動機的推力室成型模具，包括小端模具，所述小端模具的首部形狀為柱形，所述小端模具的尾部形狀為錐形，且所述小端模具的尾端外徑小于其首端外徑，所述小端模具的尾端可拆卸地連接大端模具的首端，所述大端模具的形狀為錐形，所述大端模具的首端外徑小于其尾端外徑，并且所述大端模具的首端外徑與所述小端模具的尾端外徑對應。

進一步地，所述小端模具和所述大端模具上均開設有首尾貫通的且可供芯軸穿過的孔洞。

進一步地，所述芯軸上設置有間距可調的兩個鎖緊螺母。

進一步地，所述芯軸與所述鎖緊螺母螺紋連接。

進一步地，所述孔洞分別與所述小端模具、所述大端模具同軸設置。