火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室的制作方法

本发明涉及火箭组装领域，特别涉及一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室。

背景技术：

火箭发动机随着航天行业得到了快速发展，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，推力室身部是液体火箭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，通常由圆柱段、收缩段与扩张段构成。为了承受燃气的高温，喷管一般采用再生冷却技术，由铣槽内壁和外壁组成。同时由于燃气温度高达3500k，壁面热交换功率可到达百兆瓦，同时需要承受20mpa的压力，故推力室身部的内壁材料可以选择强度高、耐热性好的合金。

推力室的喷管部的主要作用是使高温气流加速喷出，从而使推力室产生反推力，因此，推力室身部与喷管部的连接质量对推力室的性能至关重要，如何获得推力室身部与喷管部很好结合的推力室是亟需解决的问题。

本发明提供一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定等优点。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种火箭发动机推力室激光焊接工艺，包含：

提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；

将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；

采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。

在同一个实施例中，对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接前，向位于连接处内侧且由所述推力室身部、所述喷管部和所述支撑工装架组成的密闭空腔内通内保护气，通内保护气的时长s满足5min≤s≤8min。

在同一个实施例中，通过所述激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接时，通过保护气喷嘴向连接处外侧通焊接用外保护气，且外保护气的气流方向为连接处的切向方向。

在同一个实施例中，沿连接处径向方向保护气喷嘴距连接处的距离为a，满足3mm≤a≤9mm。

在同一个实施例中，所述推力室身部和所述喷管部沿所述支撑工装架轴线做周向旋转运动，所述激光焊接设备和所述保护气喷嘴被固定且两者位于所述推力室身部和所述喷管部同侧，焊接过程中，使所述激光焊接设备的激光光束中心偏向所述推力室身部。

在同一个实施例中，激光光束中心偏向所述推力室身部一侧的距离为b，焊缝厚度为m，其中0.1m≤b≤0.8m,且0.5mm≤m≤1.8mm。

在同一个实施例中，通过所述激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处进行焊接时，所述激光焊接设备上的激光焊接头在所述推力室身部和所述喷管部的连接处两侧以直径为c的圆进行摆动焊接,c＝2b。

在同一个实施例中，激光焊接设备对所述推力室身部和所述喷管部的连接处周向表面进行焊接完毕后，所述激光焊接设备关闭，所述保护气喷嘴继续喷气，喷气时间为d,其中20s≤d≤60s。

在同一个实施例中，所述保护气喷嘴继续喷气完毕后，向所述推力室身部、所述喷管部和所述支撑工装架组成的密闭空腔内通氦气，直至密闭空腔空间的压力为e，其中0.5mpa≤e≤5mpa；以及在连接处外侧通过氦气检漏仪对所述推力室身部和所述喷管部的连接处的密闭性进行检测。

本发明还提供一种火箭发动机推力室，采用上述任一项的火箭发动机推力室激光焊接工艺制备。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：该种火箭发动机推力室激光焊接工艺,推力室由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部组成；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。整个工艺过程操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用，有利于火箭发射。

附图说明

图1为本发明激光焊接的流程图；

图2为本发明激光焊接的示意图；

图3为本发明推力室身部、喷管部和支撑工装架沿轴向相切的截面示意图；

图4为本发明推力室身部、喷管部和激光焊接设备的俯视图；

图5为本发明激光焊接设备与推力室身部、喷管部焊接的结构示意图；

图6为本发明激光焊接头在所述推力室身部和所述喷管部的连接处两侧摆动的示意图；

图7为本发明氦气检漏仪对所述推力室身部和所述喷管部的连接处的密闭性进行检测的示意图。

附图标记说明：

1推力室身部2喷管部

3支撑工装架4保护气喷嘴

5激光焊接头6多轴机器人装夹臂

7密闭空腔8压紧轴

9旋转卡盘夹10压紧螺母

11偏铜距离12激光光束

13激光摆动轨迹14激光光斑

15焊后焊缝16氦气检漏仪

17保护气置换管嘴18密封装置

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。

本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本发明，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

例如，大热流密度的液体火箭发动机推力室燃烧室内壁采用铜合金，随着扩张比的增加，喷管扩张段的一部分可以采用不锈钢合金。推力室生产的核心工艺包括将铜合金的燃烧室部分与不锈钢的扩张段连接起来。通常情况下，相对于法兰连接，通过焊接方法连接推力室身部和喷管部能够实现推力室更高强度及更小的结构重量。推力室身部与喷管部之间的焊缝需要承受零下150℃的低温与3000℃的高温，且焊缝还需要在20mpa压力下不发生任何渗漏。目前，焊接过程操作难度大，且精准度不高，影响推力室的使用。

本发明的实施例提供了一种火箭发动机推力室激光焊接工艺。如图1、图2，图3，图4和图5所示，火箭发动机推力室激光焊接工艺包含如下步骤：

s1提供分别由铜合金制成的推力室身部1和不锈钢制成的喷管部2。

s2将推力室身部1和喷管部2移动到预定位置，通过支撑工装架3使得推力室身部1和喷管部2相邻端面对接到位，且沿轴向方向推力室身部1和喷管部2的轴线相互重合。

s3采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部1和喷管部2焊接在一起。

整个焊接工艺，通过将铜合金制成的推力室身部1和不锈钢制成的喷管部2两个单独的部件在预定位置以支撑工装架3支撑，使得推力室身部1和喷管部2相邻端面稳定、精确地对接到位，方便后续激光焊接设备焊接。在推力室身部与喷管部对接到位后，通过激光焊接设备对推力室身部1和喷管部2相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，无需改变推力室与喷管的相对位置，极大的简化了焊接操作。整个工艺过程操作简单，焊接精度高，且通过这种激光深熔焊，可以改善推力室与喷管的连接强度，从而确保推力室在高压和高低温环境下结构稳定。

需要说明的是，如图3所示，为了保证推力室身部1和喷管部2焊接紧密，固定牢固，例如，对推力室身部1和喷管部2的连接处进行焊接前，向位于1连接处内侧且由推力室身部、喷管部2和所述支撑工装架3组成的密闭空腔7内通内保护气。经过大量的仿真实验，通内保护气的时长s满足5min≤s≤8min时，可以使密闭空腔7内的内保护气达到饱和(密闭空腔7内的氧气，水汽和杂质消失)，从而减少氧气，水汽等杂志进入焊接接缝内，影响推力室的质量。

需要进一步说明的是，如图2、图3、图4和图5所示，为了减少激光焊接设备焊接时所产生的烟雾，且使得推力室身部1和喷管部2紧密连接，确保焊缝处的焊接质量，例如，激光焊接设备对推力室身部1和喷管部2的连接处进行焊接时，通过保护气喷嘴4向连接处外侧通焊接用外保护气。例如，外保护气的气流方向为连接处的切向方向，可以使得烟雾最大程度地被外保护气吹散，提高连接处焊接质量地同时，降低保护气的用量。通过向焊接处通外保护气，可以防止烟雾进入焊缝，保证激光器施加到焊缝的功率密度一致，因此推力室身部1和喷管部2可以紧密、牢固地连接，同时方便观察焊缝。特别需要指出的是，为了快速、有效地吹散烟雾，同时不影响焊接，例如，在径向方向上，沿连接处保护气喷嘴4距连接处的距离为a，且满足3mm≤a≤9mm。

在激光焊接过程中，激光焊接设备和保护气喷嘴4被固定且两者位于推力室身部1和喷管部2同侧，通过推力室身部1和喷管部2沿所述支撑工装架3轴线做周向旋转运动完成推力室身部1与喷管部2沿周向地彼此焊接。例如，支撑工装架3的一端可以连接驱动设备(例如电机)，带动推力室身部1和喷管部2同步转动，并通过设定合适的转动速度，实现二者的可靠焊接。此外，在焊接过程中，由于铜合金制成的推力室身部1和不锈钢制成的喷管部2为不同材质，为了保证推力室身部1和所述喷管部2连接紧密，固定牢固，可以使激光焊接设备的激光光束12中心偏向推力室身部1一侧。特别地，经过大量的实验仿真得出，激光光束12中心偏向推力室身部1一侧的距离为b(也称为偏铜距离11)，焊缝厚度为m，其中0.1m≤b≤0.8m,且0.5mm≤m≤1.8mm。

进一步说明的是，如图2和图6所示，为了保证推力室身部1和喷管部2的连接处被焊接牢固，激光焊接设备对推力室身部1和喷管部2的连接处进行焊接时，激光焊接设备上的激光焊接头在推力室身部1和喷管部2的连接处两侧以直径为c的圆进行摆动焊接,c＝2b。具体地，通过随激光光斑14在推力室身部1和喷管部2的激光摆动轨迹13，可以使得推力室身部1和喷管部2的连接处的焊缝均匀，进而保证推力室身部1和喷管部2连接牢固，避免漏气。

另外，如图3和图7所示，在推力室身部1和喷管部2焊接完毕后，激光焊接设备关闭，为了检测连接处(焊后焊缝15)的密闭性，保护气喷嘴4继续喷气。例如，可以通过调整喷气时间，提高焊缝检测的准确性，假设喷气时间为d,经过多次测量计算，在满足20s≤d≤60s时，则可以通过气体泄漏更好的检验焊缝质量。具体地，保护气喷嘴4继续喷气完毕后，可以向推力室身部1、喷管部2和支撑工装架4组成的密闭空腔7内通氦气，直至密闭空腔7空间的压力为e，其中0.5mpa≤e≤5mpa。在空腔7中地压力满足要求时，可以在连接处外侧通过氦气检漏仪16对推力室身部1和喷管部2的连接处的密闭性进行检测。

另外，激光焊接设备包含可编程控制器、多轴机器人装夹臂和激光焊接头6。通过可编程控制器对多轴机器人装夹臂转动位置和从激光焊接头6输出的激光强度进行控制，可以进一步提高焊接效率，改善焊接质量。

支撑工装架包含用于起导向作用的压紧轴8、工装架主体和旋转卡盘夹9。压紧轴8贯穿工装架主体，且一端与压紧螺母10配合用于固定工装架主体，工装架主体一侧与推力室身部1和喷管部2紧贴，旋转卡盘夹9位于工装架主体一端用于与驱动装置(例如，电机)连接。推力室身部1和喷管部2随着驱动装置的运动进而随工装架主体转动，进而完成推力室身部1和喷管部2沿对接端面外周的焊接。需要说明的是，保护气置换管嘴17可以设置在工装架主体上，如前文所述，通保护气可以将保护气密闭腔7内的气体置换，例如，在通惰性气体氩气时，可以将氧气、水汽等置换成氩气，并使氩气充满气密闭腔，辅助激光焊接操作及方便焊缝质量检测。

在检测过程中，为了检测焊接连接处的密封性，可以在工装架主体与推力室身部1和喷管部2接触部位设有减少氩气泄漏的密封装置18，以减少因氩气泄漏而影响氦气检漏仪16检测数据的准确性。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明还提供一种火箭发动机推力室，采用前述火箭发动机推力室激光焊接工艺制备。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。