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CN106755890A - 一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装 - Google Patents

一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装 Download PDF

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CN106755890A
CN106755890A CN201611093891.5A CN201611093891A CN106755890A CN 106755890 A CN106755890 A CN 106755890A CN 201611093891 A CN201611093891 A CN 201611093891A CN 106755890 A CN106755890 A CN 106755890A
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hole
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hanger
frock
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邵永明
张焱
李俊峰
张曦宁
张琳婧
王蕾
刘晓菊
黄峰云
薛庆贺
李建辉
杨亮
田忠锋
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Xian Aerospacemotor Machine Factory
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Xian Aerospacemotor Machine Factory
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
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Abstract

一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，由淬火吊具和工艺吊环配合使用。淬火吊具中的6个支撑板的一端均固定在立柱的圆周表面，另一端为悬臂端，并且各支悬臂端的端头分别有吊耳。在各相邻的两个支撑板悬臂端的侧表面之间分别固定有一个边框板。本发明实现了某大型固体火箭发动机壳体的垂直吊挂热处理，在炉口直径仅比金属壳体直径大200mm的井式炉中完成固体火箭发动机壳体的热处理，发动机壳体热处理后机械性能、尺寸均满足设计指标要求，且热处理后工装无变形，并能够重复使用。

Description

一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装
技术领域
本发明涉及工装领域，具体是一种用于直径≥2500mm的固体火箭发动机壳体热处理的工装。
背景技术
为使高强度钢和超高强度钢发挥高强度和优异塑性和韧性的要求，通常这些材料都需要经过热处理才能发挥出材料本身优异的性能。采用超高强度钢的固体火箭发动机壳体为了达到使用要求，最终也需要进行淬火和回火热处理。目前研发的固体火箭发动机壳体(直径≥2500mm)研制过程中面临诸多难题。在热处理过程中，由于是金属薄壁壳体，为避免热处理过程中变形，必须垂直吊挂进行热处理。因此必须设计合理的热处理工装。不同与以往的固体火箭发动机壳体热处理工装，大型金属壳体热处理工装的设计过程中会面临诸多难题。
1、固体火箭发动机壳体为大直径两分段结构，前段壳体和后段壳体重量都将近8吨。这对吊挂工装的强度提出了更高的要求。
2、壳体要在900℃下进行热处理，这就要求工装使用材料要在高温下具有良好的力学性能。
3、国内满足该壳体热处理要求的热处理炉炉口直径仅比该固体火箭发动机壳体直径大200mm，这对工装的尺寸控制要求也大大提高。
介于存在如上问题，国内现有工装如图1所示，为现有的固体火箭发动机壳体热处理工装，其中侧筋板与立柱直接通过焊缝连接，强度不高，且仅通过两个吊耳与工艺吊环连接，同时该工装结构最大外径远大于发动机壳体外径，已经不适用于大型固体火箭发动机壳体(直径≥2500mm)的热处理。
发明内容
为克服现有技术中存在的不适用于超高强度钢的固体火箭发动机壳体的不足，本发明提出了一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装。
本发明包括淬火吊具和工艺吊环，并且所述的淬火吊具和工艺吊环配合使用；所述淬火吊具为六边形，包括立柱、6个边框板和6个支撑板。所述6个支撑板的一端均为固支端，各固支端均布并固定在立柱的圆周表面；6个支撑板的另一端为悬臂端，在各相邻的两个支撑板悬臂端的侧表面之间分别固定有一个边框板。所述各支撑板悬臂端的端头分别有吊耳，各吊耳上均有与工艺吊环的吊装孔配合的销轴孔。所述立柱上半部有与天车吊钩连接的销轴孔。
所述工艺吊环筒体上端的内表面均布并固定有6块加强板。在各加强板上均有一个贯通孔，该贯通孔即为工艺吊环的吊装孔；所述吊装孔中心线的延长线垂直于该工艺吊环的中心线，并与工艺吊环的中心线相交。在所述各吊装孔下方的工艺吊环环体内表面固定有加强环。在所述工艺吊环环体下端端面上均布有6个溢流槽，用于淬火介质的排放。
所述的吊耳均为矩形杆状。各吊耳一端端面有与各支撑板悬臂端的端头配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述各支撑板的悬臂端装入该U形槽，并使各支撑板悬臂端的销轴孔与U形槽槽壁上的销轴孔对准，穿入吊耳与加强筋连接销将各吊耳分别与各支撑板连接。该吊耳另一端端面有与工艺吊环配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述工艺吊环的环体装入该U形槽，并使环体上的吊装孔分别与各U形槽上的销轴孔对准，穿入销轴将各吊耳分别与工艺吊环连接。
所述立柱的上端有吊装孔。所述立柱中部的圆周表面均布有6个嵌装支撑板固支端的安装槽。
本发明实现了某大型固体火箭发动机壳体的垂直吊挂热处理，实现了在炉口直径仅比金属壳体直径大200mm的井式炉中完成固体火箭发动机壳体的热处理，发动机壳体热处理后机械性能、尺寸均满足设计指标要求。
本发明中，淬火吊具由立柱、加强筋、侧筋板、吊耳、吊耳与加强筋连接销、工艺吊环连接销组成，立柱上的销孔与天车吊钩通过销轴连接，立柱与侧筋板、侧筋板与加强筋手动电弧焊焊接，吊耳与侧筋板则通过销轴连接，可随时拆装。工艺吊环和吊具的连接一样通过销轴连接。整体采用耐热不锈钢加工而成，并进行了高温强度试验，所有焊缝进行着色探伤，保证工装在900℃下强度满足热处理要求。
本工装尺寸和强度均满足生产需求，适用于某大型固体火箭发动机壳体直径≥2500mm)热处理生产，且热处理后工装无变形，并能够重复使用。
附图说明
图1为国内现有固体火箭发动机壳体热处理工装的结构示意图。
图2为本发明的结构示意图。
图3为淬火吊具的结构示意图，其中，3a是俯视图，3b是3a中A部位的局部放大图，3c是主视图。
图4为吊耳的结构示意图，其中，4a是主视图，4b是侧视图。
图5为立柱的结构示意图，其中，5a是主视图，5b是5a中的A-A向视图。
图6为工艺吊环的结构示意图。图中：
1.淬火吊具；2.工艺吊环；3.立柱；4.边框板；5.支撑板；6.吊耳；7.吊耳与加强筋连接销；8.工艺吊环连接销；9.加强板；10.加强环。
具体实施方式
本实施例是一种用于直径≥2500mm固体火箭发动机壳体的热处理工装。
本实施例是一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，采用耐热不锈钢1Cr18Ni9Ti制成。
本实施例包括淬火吊具和工艺吊环2，并且所述的淬火吊具和工艺吊环配合使用，以实现本发明的目的。
所述淬火吊具呈六边形。包括立柱3、6个边框板4和6个支撑板5。所述6个支撑板的一端为固支端，该固支端均布并固定在立柱3的圆周表面；6个支撑板的另一端为悬臂端，在各相邻的两个支撑板悬臂端的侧表面之间分别固定有一个边框板4。所述各支撑板悬臂端的端头分别有吊耳6，各吊耳上均有与工艺吊环的吊装孔配合的销轴孔，通过工艺吊环连接销8将二者连接。所述立柱3上半部有与天车吊钩连接的销轴孔。
所述工艺吊环采用现有技术。该工艺吊环2为圆筒状。该工艺环的内径与待吊装的固体火箭发动机壳体的外径相同。在该工艺吊环筒体上端的内表面均布并固定有6块加强板9。在该加强板上均有一个贯通孔，该贯通孔即为工艺吊环的吊装孔；所述吊装孔中心线的延长线垂直于该工艺吊环的中心线，并与工艺吊环的中心线相交。在所述各吊装孔下方的工艺吊环环体内表面固定有加强环10。在所述工艺吊环环体下端端面上均布有6个溢流槽，用于淬火介质的排放。
所述各支撑板悬臂端的端头分别有吊耳，各吊耳上均有与工艺吊环的吊装孔配合的销轴孔。
所述的吊耳有6个，均为矩形杆状。各吊耳一端端面有与各支撑板悬臂端的端头配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述各支撑板的悬臂端装入该U形槽，并使各支撑板悬臂端的销轴孔与U形槽槽壁上的销轴孔对准，穿入吊耳与加强筋连接销7将各吊耳分别与各支撑板连接。该吊耳另一端端面有与工艺吊环配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述工艺吊环的环体装入该U形槽，并使环体上的吊装孔分别与各U形槽上的销轴孔对准，穿入销轴将各吊耳分别与工艺吊环连接。
所述立柱3为圆柱形。在该立柱的上端有吊装孔。所述立柱中部的圆周表面均布有6个支撑板的安装槽，所述的6个支撑板的固支端嵌装并固定在各安装槽内。
本实施例中，根据金属壳体的重量以及尺寸合理选择工装的外形尺寸及各部件的尺寸。为了达到工装最大外径不超过发动机壳体100mm的要求，对侧筋板以及吊耳结构进行了优化设计，将吊耳直接与侧筋板通过销轴连接，增加侧筋板末端的强度，同时为了兼顾强度与尺寸的要求，对吊耳上与侧筋板连接的销孔设计为向外侧偏离吊耳中心15mm。
由于工装要同壳体一起进入热处理炉中加热保温，要求材料在高温下必须具有足够高的强度。本实施例选用耐热不锈钢1Cr18Ni9Ti。
在热处理前，将工艺吊环与金属壳体焊接在一起；淬火吊具立柱上的吊装孔与天车吊钩通过销轴连接。工艺吊环上的六个吊装孔与淬火吊具的吊耳通过销轴连接。天车起吊，工装连同金属壳体一同入炉，垂直吊挂在井式炉中进行热处理。完成调质热处理后，拔掉销轴，分离淬火吊具和工艺吊环，壳体进行探伤及力学性能测试，测试合格后气割工艺吊环，分离壳体及工艺吊环，壳体转入下工序。
为了保证工装在高温下使用的可靠性和安全性，本实施例将侧筋板插入立柱50mm，再进行手工电弧焊焊接，以增加该处的强度。同时对1Cr18Ni9Ti在900℃下的基体抗拉强度和焊接抗拉强度进行了强度试验，同时对工装进行了应力分析，确保工装的高温强度满足使用要求。

Claims (5)

1.一种用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，其特征在于，包括淬火吊具和工艺吊环，并且所述的淬火吊具和工艺吊环配合使用；所述淬火吊具包括立柱、6个边框板和6个支撑板；所述6个支撑板的一端均为固支端，各固支端均布并固定在立柱的圆周表面；6个支撑板的另一端为悬臂端，在各相邻的两个支撑板悬臂端的侧表面之间分别固定有一个边框板；所述各支撑板悬臂端的端头分别有吊耳，各吊耳上均有与工艺吊环的吊装孔配合的销轴孔；所述立柱上半部有与天车吊钩连接的销轴孔。
2.如权利要求1所述用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，其特征在于，所述淬火吊具为六边形。
3.如权利要求1所述用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，其特征在于，所述工艺吊环筒体上端的内表面均布并固定有6块加强板；在各加强板上均有一个贯通孔，该贯通孔即为工艺吊环的吊装孔；所述吊装孔中心线的延长线垂直于该工艺吊环的中心线，并与工艺吊环的中心线相交；在所述各吊装孔下方的工艺吊环环体内表面固定有加强环；在所述工艺吊环环体下端端面上均布有6个溢流槽，用于淬火介质的排放。
4.如权利要求1所述用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，其特征在于，所述的吊耳均为矩形杆状；各吊耳一端端面有与各支撑板悬臂端的端头配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述各支撑板的悬臂端装入该U形槽，并使各支撑板悬臂端的销轴孔与U形槽槽壁上的销轴孔对准，穿入吊耳与加强筋连接销将各吊耳分别与各支撑板连接；该吊耳另一端端面有与工艺吊环配合的U形槽，在该U形槽两侧的槽壁上有同心的销轴孔；装配时，将所述工艺吊环的环体装入该U形槽，并使环体上的吊装孔分别与各U形槽上的销轴孔对准，穿入销轴将各吊耳分别与工艺吊环连接。
5.如权利要求1所述用于固体火箭发动机壳体热处理的工装，其特征在于，所述立柱的上端有吊装孔；所述立柱中部的圆周表面均布有6个嵌装支撑板固支端的安装槽。
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