The invention relates to a locally convex spinning shell of solid rocket motor, which comprises a shell body, and an inner convex body is arranged on the inner side of the shell body. The shell body has a tubular structure. The inner convex body runs through the shell body along the axis of the shell body. The thickness of the inner convex body is larger than that of the shell body, and is connected with the shell body through the oblique edges of the same angle on both sides. The locally convex spinning shell of the solid rocket motor can improve the interchangeability and production efficiency of the spinning shell, reduce the flight resistance and aerodynamic heating degree of the missile, improve the flight speed of the missile, reduce the negative mass of the engine and improve the mass ratio of the engine.
【技术实现步骤摘要】
一种局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体
本专利技术涉及一种火箭发动机的零部件,尤其涉及一种局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体。
技术介绍
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壳体主要采用等厚度或外凸变厚度的结构形式,等厚度结构形式因为旋压壳体采用同一壁厚,存在消极质量大、原材料利用率低、发动机质量比低等缺点;外凸变厚度结构形式虽然在等厚度结构形式的基础上有了一定改进,即降低旋压壳体基础壁厚,仅在外部零件焊接处进行了沿轴向外凸一定厚度的补强,如图1所示。但是因为外凸部分的位置和数量的不同,导致只能采用单次加工长度有限的正旋工艺进行生产,且旋压壳体互换性差、生产效率低;同时,因为结构外凸后增加了发动机的直径,导致在导弹高速飞行条件下气动阻力增大、局部气动加热严重,不利于进一步提高导弹的飞行速度。
技术实现思路
为解决上述技术问题,本专利技术的目的是提供一种互换性和生产效率高、气动阻力小且不易出现局部气动加热严重情况的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体。本专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,包括壳体本体,壳体本体的内侧面上设置有内凸体。进一步的,本专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,所述壳体本体呈管状结构。进一步的,本专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,所述内凸体沿壳体本体的轴向贯穿于壳体本体 ...
【技术保护点】
1.一种局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,其特征在于:包括壳体本体,壳体本体的内侧面上设置有内凸体。
【技术特征摘要】
1.一种局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,其特征在于:包括壳体本体,壳体本体的内侧面上设置有内凸体。2.根据权利要求1所述的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,其特征在于:所述壳体本体呈管状结构。3.根据权利要求1所述的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,其特征在于:...
【专利技术属性】
技术研发人员:沈铁华,乐浩,罗静,朱小兵,赵亦东,尹超,薛牧遥,陈树茂,
申请(专利权)人:上海新力动力设备研究所,
类型:发明
国别省市:上海,31
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