[发明专利]一种固体火箭发动机变厚度壳体

说明书

 

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机变厚度壳体。

 

背景技术

燃烧室壳体是发动机结构中的重要部件之一，它是装填固体推进剂的储箱，又是推进剂燃烧的场所，同时，也是导弹弹体的组成部分。在满足发动机研制任务书要求的前提下，在发动机燃烧室壳体设计中，应在结构设计时考虑飞行试验时候的各种载荷要求，并保证前后舱段的可靠连接，提高导弹整体结构的可靠性。

现有燃烧室壳体的旋压筒体主要采用等厚度的结构形式。

等厚度的结构形式存在的问题主要是消极质量大，原材料利用率低质量比低。

 

发明内容

本发明的目的在于针对上述存在的问题，提供一种固体火箭发动机变厚度壳体，在考虑飞行试验时候的各种载荷要求的同时，保证前后舱段的可靠连接，提高导弹整体结构的可靠性。

为了解决本发明的上述技术问题，本发明提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机变厚度壳体，包括：旋压筒体，前段和后段；旋压筒体采用变厚度的结构形式；所述前段和后段焊接在旋压筒体的前后两端，旋压筒体上焊接有弹翼支耳；弹翼支耳的焊接面上布置了壁厚0.5mm的整体补强。

进一步，所述旋压筒体总长为1926mm，筒体壁厚1.9mm，旋压筒体采用了相对应位置的四段加厚段的结构形式，沿轴向每段加厚段间距分别为136mm、158mm、158mm，每段加厚段轴向长度均为80mm，壁厚为2.4mm。

本发明由于采用了变厚度的壳体，与现有技术相比，其优点和有益效果是：

1）          保证了发动机工作时的结构强度，同时通过局部增厚段增加了发动机可靠性；

2）          通过加厚段对弹翼支耳焊接处进行了整体补强，保证了弹翼对弹翼支耳的外载要求；

3）          减少消极质量，提高原材料利用率，提高发动机质量比。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明装置固体火箭发动机变厚度壳体的结构示意图。

具体实施方式

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。

固体火箭发动机变厚度壳体包括旋压筒体1，前段2和后段3，所述前段2和后段3焊接在旋压筒体1的前后两端采用变厚度的结构形式，根据总体的机械接口协调要求，根据弹翼支耳的轴向分布位置，在旋压筒体段1上采用了相对应位置的四段加厚段的结构形式。

所述旋压筒体1采用变厚度的结构形式，筒体总长为1926mm，筒体壁厚1.9mm，考虑到弹翼支耳要承受弹翼的各种外载荷作用，同时焊接会削弱筒身本体的强度，在每一圈弹翼支耳的焊接面上，进行了壁厚0.5mm的整体补强。同时根据总体机械协调要求上关于弹翼支耳的轴向分布位置，在筒体段上采用了相对应位置的四段加厚段的结构形式，沿轴向每段加厚段间距分别为136mm、158mm、158mm，每段加厚段轴向长度均为80mm，壁厚为2.4mm。

根据总体下达的的机械接口协调要求，确定了燃烧室壳体的结构尺寸，同时考虑工艺制造等因素，确定了所述旋压筒体1、前段2、后段3的具体结构尺寸。根据工艺规程，先对旋压机设定预先程序，从而对加厚段的壁厚和轴向长度进行精确控制，同时保证壁厚平滑过渡，以确保在生产过程中产生尽可能少的残余应力。然后对旋压筒体1、前段2和后段3进行焊接，完成焊接处理后对整个壳体进行热处理，随后对前段2和后段3进行精加工到位。若不采用变厚度的结构，为了满足总体弹翼对弹翼支耳的外载要求，整体壁厚必将较现有设计壁厚大，直接增大了发动机的消极质量；若采用变厚度的结构，这样在满足总体弹翼对弹翼支耳外载要求的前提下，最大程度降低了发动机的消极质量。

以直径230mm发动机为例，根据总体机械协调要求上关于弹翼支耳的轴向分布位置，采用了变厚度壳体结构，确定了旋压筒体1上相应的四段加厚段的位置和轴向长度，并通过旋压机精确控制加厚段的轴向长度，厚度以及各段间距，确保每段轴向长度80mm，厚度2.4mm这两项关键尺寸要求。