[發明專利]固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法

在審

• 申請號: 202211286935.1
• 申請日: 2022-10-20
• 公開（公告）號: CN115634990A
• 公開（公告）日: 2023-01-24
• 發明（設計）人: 萬德芬;張磊;劉虎;李金濤
• 申請（專利權）人: 湖北三江航天江北機械工程有限公司
• 主分類號: B21D22/16
• 分類號: B21D22/16;B21D43/00;B21D37/16
• 代理公司: 武漢開元知識產權代理有限公司 42104
• 代理人: 胡鎮西;周俊

1.一種固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于，包括：

步驟1、按照設計要求制造旋壓芯模(1)和旋輪(2)；

步驟2、將鋁合金板料切割成圓形旋壓坯料，并進行均勻化退火處理，得到滿足要求的旋壓坯料(3)；

步驟3、在旋壓機上安裝好旋壓芯模(1)，將旋壓芯模(1)加熱至200～230℃；

步驟4、將旋壓坯料(3)安裝于旋壓芯模(1)上，采用尾頂(4)頂緊，將旋壓坯料(3)加熱至300～350℃；

步驟5、借助兩旋輪(2)及采用強旋+多循環普旋工藝，在數控旋壓機上經多道次旋壓加工，利用旋壓的加工硬化效果將噴管堵蓋旋壓成形，獲得符合尺寸要求的旋壓件半成品；

步驟6、尾頂(4)退出，卸下旋壓成形的堵蓋旋壓件；

步驟7、將堵蓋旋壓件進行低溫退火處理，獲得力學性能和微觀組織符合要求的旋壓件半成品；

步驟8、將旋壓件半成品加工去除余量，獲得符合尺寸要求的噴管堵蓋。

2.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟1中，旋壓芯模為整體結構，芯模材料選用45#鋼，硬度HRC40～45，表面碎硬層深度大于3mm，選用鍛件形式。

3.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟1中，旋輪選用高碳高鉻型萊氏體鋼，熱處理后硬度為HRC45～50，工作面表面粗糙度Ra0.8μm，旋輪采用圓角半徑R25～R30的錐面結構。

4.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，強旋+多循環普旋工藝為：一道次強旋至圓弧面半錐角45°，后經3～5次普旋至旋壓坯料與旋壓芯模貼合。

5.根據權利要求4所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，強旋進給比為0.7～0.8mm/r，普旋進給比為0.9～1.0mm/r。

6.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，旋壓過程加熱溫度為300～350℃。

7.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，最后一道次旋壓時，設置旋輪提前旋出，使口部形成法蘭翻邊，為機加留余量。

8.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，最后一道次旋壓時，停止加熱，利用工件的余熱和變形熱完成最后一道次旋壓。

9.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟5中，旋壓芯模(1)和旋壓坯料(3)一起轉動，轉速為45～57r/min。

10.根據權利要求1所述的固體火箭發動機噴管堵蓋成形方法，其特征在于：步驟7中，堵蓋旋壓件的低溫退火處理要求為：入爐溫度≤410℃，410℃±10℃，保溫2h，隨爐冷至≤260℃，出爐空冷至室溫。