一种固体火箭发动机变厚度壳体的制作方法
【专利说明】一种固体火箭发动机变厚度壳体
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技术领域
[0002]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。
[0003]
【背景技术】
[0004]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。
[0005]现有燃烧室壳体的旋压筒体主要采用等厚度的结构形式。
[0006]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。
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【发明内容】
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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】
[0012]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】
[0013]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。
[0014]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I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I上采用了相对应位置的四段加厚段的结构形式。
[0015]所述旋压筒体I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。
[0016]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。
[0017]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I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。
[0018]经计算，该壳体筒体进行的变厚度结构设计，可减少采用等厚度设计方式的消极质量约4.54kg。
[0019]该结构已在该型号中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了内压外载联合作用下的弹体静力试验，及多次地面及飞行试验，结构可靠，满足总体要求。
[0020]对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。
【主权项】
1.一种固体火箭发动机变厚度壳体，其特征在于，包括:旋压筒体，前段和后段； 所述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；所述弹翼支耳的焊接面上布置了壁厚0.5mm的整体补强。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机变厚度壳体，其特征在于，所述旋压筒体总长为1926mm，筒体壁厚1.9mm。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机变厚度壳体，其特征在于，所述旋压筒体釆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、158mm0
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机变厚度壳体，其特征在于，所述每段加厚段轴向长度均为80mm，壁厚为2.4mm。
【专利摘要】本发明的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。本发明的固体火箭发动机变厚度壳体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；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；减少消极质量，提高原材料利用率，提高发动机质量比。
【IPC分类】F02K9-34
【公开号】CN104696105
【申请号】CN201310663296
【发明人】麦玲, 乐浩, 娄永春, 刘凤, 朱小兵, 俞鑫, 王一奇
【申请人】上海新力动力设备研究所
【公开日】2015年6月10日
【申请日】2013年12月10日