一种局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体制造技术

技术编号:21084159 阅读:45 留言:0更新日期:2019-05-11 08:07
本发明专利技术涉及一种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。壳体本体呈管状结构,内凸体沿壳体本体的轴向贯穿于壳体本体,内凸体的厚度大于壳体本体厚度,并通过两侧相同角度的斜边与壳体本体连接。本发明专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体可以提高旋压壳体的互换性和生产效率,降低导弹飞行阻力和气动加热程度,提高导弹的飞行速度,降低发动机消极质量,提高发动机质量比。

A Locally Convex Spinning Shell of Solid Rocket Motor

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。其中,内凸体沿壳体本体的轴向贯穿于本体指内凸起从壳体本体的一端延伸至壳体本体的另一端。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,所述内凸体的厚度大于壳体本体厚度。其中,内凸体的厚度指内凸体与壳体本体接触的底面与内凸体的顶面之间的距离。宽度指内凸体两侧边缘之间的距离。实际实施时,内凸体为弧形结构,内凸体弧形底面的切线与某垂线垂直,该垂线与内凸体顶面、内凸体底面相交的两点之间的距离即为厚度,宽度为内凸体底面两边缘之间的距离。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,所述内凸体通过两侧相同角度的斜边与壳体本体连接。。借由上述方案,本专利技术至少具有以下优点:本专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体,通过内凸体的设置,提高了旋压壳体的互换性和生产效率;降低了导弹飞行阻力和局部气动加热程度,提高了导弹飞行速度;降低了发动机消极质量,提高了发动机质量比。综上所述,本专利技术的局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体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。上述说明仅是本专利技术技术方案的概述,为了能够更清楚了解本专利技术的技术手段,并可依照说明书的内容予以实施,以下以本专利技术的较佳实施例并配合附图详细说明如后。附图说明图1为现有的沿轴向外凸的固体火箭发动机旋压壳体前视图。图2为本专利技术局部内凸的固体火箭发动机旋压壳体的剖面示意图。其中,1:壳体本体;2:内凸体。具体实施方式参见示出本专利技术实施例的附图,下文将更详细地描述本专利技术。然而,本专利技术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
的技术人员完全了解本专利技术的范围。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。参见图2,以直径300mm发动机为例,根据导弹总体下达的的机械接口协调要求,进行了发动机壳体结构设计。同时考虑工艺制造等因素,确定了壳体本体采用高强度钢进行制造,并明确了壳体本体1总长度2311mm、厚度1.8mm及其他结构尺寸;同时,根据外部零件的尺寸大小,明确了内凸体2的厚度2.1mm、宽度40mm,以保证焊接处的补强效果。根据工艺规程,对旋压机设定运行程序,采用反旋工艺将壳体本体1整体旋压成型;在旋压过程中需对内凸体2的高度、宽度尺寸进行精确控制,同时保证沿轴向贯穿壳体本体1的内凸体2两侧通过均为45°的斜边与壳体本体1连接,以降低旋压过程中的结构残余应力,并提高金属流动性。若不采用局部内凸的旋压壳体结构,采用现有技术将降低壳体本体的生产效率,同时增加了导弹飞行阻尼和气动加热程度,增加发动机的消极质量、降低了导弹及发动机的工作性能;若采用局部内凸的旋压壳体结构,这样在保证了外部零件的承载要求的前提下,能够有效提高旋压壳体的互换性和生产效率,同时降低导弹高速飞行阻力和局部气动加热程度,提高了导弹的飞行速度,并进一步降低发动机消极质量,提高发动机质量比。经计算,该壳体本体采用了局部内凸的结构设计后,相比常规结构可提高生产效率20%、降低飞行阻力6.3%、降低局部气动加热7.8%、降低消极质量5.3%。该结构已在某型号发动机中应用,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。对于本领域技术人员而言,显然本专利技术不限于上述示范性实施例的细节,而且在不背离本专利技术的精神或基本特征的情况下,本领域技术人员能够以其他的具体形式实现本专利技术。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,本专利技术的保护范围由所附权利要求而不是上述说明限定。此外,以上仅是本专利技术的优选实施方式,并不用于限制本专利技术,应当指出,对于本
的普通技术人员来说,在不脱离本专利技术技术原理的前提下,还可以做出若干改进和变型,这些改进和变型也应视为本专利技术的保护范围。同时,应当理解,虽然本说明书按照实施方式加以描述,但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案,说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见,本领域技术人员应当将说明书作为一个整体,各实施例中的技术方案也可以经适当组合,形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。本文档来自技高网
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【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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