固体火箭发动机开口卡键连接结构的制作方法
【专利说明】固体火箭发动机开口卡键连接结构
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技术领域
[0002]本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固体火箭发动机开口卡键连接结构。
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【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]现有同样自由装填的燃烧室壳体主要采用销钉的连接方式。
[0006]销钉连接的结构形式存在的问题主要是加工复杂，销钉精度和周向分布的销钉孔整体精度都要求较高，装配和拆解复杂。
[0007]
【发明内容】
[0008]为了解决现有技术的不足，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，:在轴向尺寸严格研制的情况下，最大化了装药空间，增加装药量，提高发动机总冲。
[0009]本发明提供一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，包括燃烧室壳体，开口卡键，压板；燃烧室壳体，与封头采用开口卡键的连接结构形式；燃烧室壳体在圆周方向有一个底槽，将开口卡键置于底槽中，并通过端面方向的30个压板和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。
[0010]进一步，所述燃烧室壳体材料为30Cr3SiNiMoVA(Z)，在距前端面35mm的位置沿圆周方向加工了一个宽4.2mm深2.5mm的槽，其中槽的底径为Φ228ι?πι，外径Φ223ι?πι。
[0011]进一步，所述开口卡键材料为30Cr3SiNiMo VA(Z),其内径Φ 218.6mm，外径Φ228πιπι，厚度为4.1mm的圆柱体，并在其圆周上加工了一个与水平位置呈21°，宽0.5mm的缺口，利用这个设计间隙，便于卡键塞入燃烧室壳体的槽中。
[0012]进一步，所述压板材料为30CrMnSiA，其为有内孔的台阶型圆柱体，其内孔尺寸为Φ4.2mm,第一台阶直线段为4.1mm,外径为Φ8.6mm,第二台阶直线段为5.1mm,外径为12.6mm,利用压板的台阶面在轴向配合开口卡键的结构尺寸，完成对开口卡键的轴向固定。
[0013]本发明的固体火箭发动机开口卡键连接结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是:
I)在轴向尺寸严格研制的情况下，最大化了装药空间，增加装药量，提高发动机总冲； 2)在确定自由装填装药结构形式的前提下，简化了工艺过程，提高了装配效率；
【附图说明】
[0014]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为本发明提供的导弹发动机开口卡键连接结构的示意图。
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【具体实施方式】
[0016]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。
[0017]现参考图1详细描述根据本发明实施例的固体火箭发动机开口卡键连接结构。如图1所示，本实施例的固体火箭发动机开口卡键连接结构，包括:燃烧室壳体I，开口卡键2，压板3 ;据发动机总体设计协调要求，采用了自由装填的装药结构形式，根据具体的连接方式和尺寸限制，故采用了开口卡键2，压板3的开口卡键的连接方式。
[0018]燃烧室壳体I与封头采用开口卡键2的连接结构形式；燃烧室壳体I在圆周方向有一个底槽，将开口卡键2置于底槽中，并通过端面方向的30个压板3和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。
[0019]根据总体机械协调要求，在燃烧室壳体I外径和前接口尺寸限定的情况下，根据连接强度计算和结构限制，故选择在距壳体前端面35_的位置沿圆周方向加工了一个宽4.2mm深2.5mm的槽，其中槽的底径为Φ228ι?πι，外径Φ223ι?πι。并根据槽的尺寸选择满足装配条件和结构强度的开口卡键2,即内径Φ218.6mm,外径Φ228ι?πι,厚度为4.1mm的圆柱体，同时为了满足装配需要，并在其圆周上加工了一个与水平位置呈21°，宽0.5mm的缺口。利用这个设计间隙，便于卡键塞入燃烧室壳体I的槽中。
[0020]同时为了满足导弹发射时产正的巨大冲击力和总装时二级药柱吊装需要，前封头端面加工了 30个M4的螺纹孔，所以采用端面均布的30个压板3用来安装30个M4的防松螺钉。压板3均为有内孔的台阶型圆柱体，其内孔尺寸为Φ4.2_，第一台阶直线段为4.1mm,外径为Φ8.6_，第二台阶直线段为5.1_，外径为12.6_，利用压板3的台阶面在轴向配合开口卡键2的结构尺寸，完成对开口卡键2的轴向固定。从而使得燃烧室壳体1、开口卡键2和压板3组成有效的连接结构体，保证发动机的工作可靠性。
[0021]为了保证连接结构的可靠性，在工艺上对燃烧室壳体的槽宽和开口卡键的相应宽度进行严格控制，即保证前者尺寸为4.2mm±0.05mm,后者尺寸为4.lmm±0.05mm,根据尺寸公差计算，其间隙在OmnT0.2_，根据计算结果，这个间隙是可以保证连接结构强度要求的。
[0022]发动机总装过程中，先在垂直状态下，通过工装将二级药柱组合件通过30个M4的螺钉放置到燃烧室壳体I内相应位置，随后在水平状态将开口卡键2置于燃烧室壳体I的底槽内，再用压板3台阶配合面顶住开口卡键2的端面，用螺钉对二级药柱组合件进行固定连接，从而达到开口卡键2连接结构的连接固定效果。若采用销钉连接结构，其结构复杂，装配困难，不利于大量生产需要；若采用了开口卡键2连接结构，可以最大程度利用发动机轴向空间，增加了装药空间，增加了装药量，提高了发动机总冲。
[0023]以直径230mm发动机为例，根据总体机械协调要求确定了壳体外径和前接头尺寸，并在轴向尺寸严格限制的情况下，采用了开口卡键2的连接方式，并用宽度为4.1mm的开口卡键2置于燃烧室壳体I上宽为4.2mm的底槽内，并通过端面30个压板3、防松螺钉，对二级药柱组合件进行固定连接。
[0024]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。
[0025]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。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
【主权项】
1.一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，其特征在于，包括燃烧室壳体，开口卡键，压板； 所述燃烧室壳体，与封头采用开口卡键的连接结构形式； 所述燃烧室壳体在圆周方向有一个底槽，将开口卡键置于底槽中，并通过端面方向的30个压板和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机开口卡键连接结构，其特征在于:所述压板为圆柱形。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机开口卡键连接结构，其特征在于:所述燃烧室壳体材料为30Cr3SiNiMoVA(Z)，在距前端面35mm的位置沿圆周方向的底槽宽4.2mm，深2.5mm ;底槽的底径为Φ 228mm,夕卜径Φ223_。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机开口卡键连接结构，其特征在于:所述开口卡键材料为30Cr3SiNiMoVA(Z)，内径Φ218.6mm，外径Φ228ι?πι，厚度为4.1mm的圆柱体，并在其圆周上加工了一个与水平位置呈21°，宽0.5mm的缺口。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机开口卡键连接结构，其特征在于:所述压板材料为30CrMnSiA，其为有内孔的台阶型圆柱体，其内孔尺寸为Φ4.2mm，第一台阶直线段为4.1mm,外径为Φ8.6mm,第二台阶直线段为5.1mm,外径为12.6mm,利用压板的台阶面在轴向配合开口卡键的结构尺寸，完成对开口卡键的轴向固定。
【专利摘要】一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，包括燃烧室壳体，开口卡键，压板；燃烧室壳体，与封头采用开口卡键的连接结构形式；燃烧室壳体在圆周方向有一个底槽，将开口卡键置于底槽中，并通过端面方向的30个压板和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。本发明的固体火箭发动机开口卡键连接结构在轴向尺寸严格研制的情况下，最大化了装药空间，增加装药量，提高发动机总冲；在确定自由装填装药结构形式的前提下，简化了工艺过程，提高了装配效率。
【IPC分类】F02K9-34
【公开号】CN104696106
【申请号】CN201310663459
【发明人】麦玲, 乐浩, 娄永春, 阳洁, 钟建美, 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