一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室制造技术

本实用新型专利技术公开了一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，包括燃烧室盖、圆筒体、吊耳和吊挂，所述燃烧室盖螺纹连接在圆筒体上；所述燃烧室盖上设置有螺纹孔；所述圆筒体整体呈圆柱形，其左端包括左端口段和左螺纹段，所述左端口段的壁厚小于左螺纹段的壁厚，所述圆筒体的内壁朝内延伸有左环形限位凸台，所述左环形限位凸台用于限制燃烧室盖沿圆筒体轴向的位移；所述左环形限位凸台上设置有第一O型密封圈；所述吊挂及吊耳设置在圆筒体的外壁上。本实用新型专利技术密封性能和力学性能好，强度高，由此解决了现有小型固体火箭发动机存在的燃烧室盖质量过重、受力性差、圆筒体强度不够、燃烧室之间连接形式不当、连接部分气密性差的技术问题。

【技术实现步骤摘要】

本技术属于固体火箭发动机领域，尤其涉及一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室。
技术介绍
单室双推固体火箭发动机是在一个燃烧室内按预定的要求实现两级推力，目前在小型的战术导弹上得到了广泛的应用。发动机燃烧室是发动机结构的主要部件，主要由燃烧室盖、圆筒体组成。燃烧室不仅是推进剂燃烧的场所，同时也是推进剂的贮箱。此外弹体上的许多部件都要与燃烧室连接。所以燃烧室应该保证具有足够的强度和刚度、良好的气密性和同轴性，而且质量也要尽可能小，现有的小型单室双推力固体火箭发动机燃烧室存在着以下缺点：一、在发动机强度设计中，发动机壳体及连接部位所承受的载荷均按照最大压强设计，导致壁厚比较大，质量也较重；二、设计时燃烧室连接处承受较大内压和较大的弯曲应力，但是在压强较小的续航级工作时，这些部位强度裕度较大，设计的强度不能充分发挥；三、燃烧室盖和圆筒体之间的连接常采用比较简单的焊接形式或者周向螺钉连接，焊接形式会导致固体火箭发动机在贮存拆检维修时的困难，轴向螺钉连接占用了发动机外壁的空间，有时会影响到导弹整体的气动性能；四、连接处存在密封性差的问题，在潮湿环境下，水蒸气容易进入燃烧室，在高温高压下工作，容易发生燃气外泄。
技术实现思路
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本技术提供了一种单室双 推力固体火箭发动机燃烧室，其密封性能和力学性能好，强度高，由此解决了现有小型固体火箭发动机存在的燃烧室盖质量过重、受力性差、圆筒体强度不够、燃烧室之间连接形式不当、连接部分气密性差的技术问题。为实现上述目的，按照本技术的一个方面，提供了一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，包括燃烧室盖、圆筒体、吊耳和吊挂，所述燃烧室盖螺纹连接在圆筒体上，所述圆筒体左端设置有内螺纹，所述燃烧室盖上设置有与圆筒体左端的内螺纹配合的外螺纹；所述燃烧室盖上设置有螺纹孔，以用于连接外部实验装置；所述圆筒体整体呈圆柱形，其左端包括从左至右布置的左端口段和左螺纹段，所述燃烧室盖安装在左螺纹段上，所述左端口段的壁厚小于左螺纹段的壁厚，所述圆筒体的内壁朝内延伸有左环形限位凸台，所述左螺纹段位于左端口段和左环形限位凸台之间，所述左环形限位凸台用于限制燃烧室盖沿圆筒体轴向的位移；所述左环形限位凸台的左侧设置有第一环形凹槽，所述第一环形凹槽内安装有第一O型密封圈；所述吊挂及吊耳均设置在圆筒体的外壁上，所述吊挂用于将圆筒体挂载在发射架导轨上，所述吊耳用于连接导弹的机翼。优选地，所述圆筒体的右端包括从右至左布置的右端口段和右螺纹段，所述右端口段的壁厚小于右螺纹段的壁厚，所述圆筒体的内壁朝内延伸有右环形限位凸台，所述右螺纹段位于右环形限位凸台和右端口段之间，所述右环形限位凸台的右侧设置有第二环形凹槽，所述第二环形凹槽内设置有第二O型密封圈。优选地，所述燃烧室盖包括具有外螺纹的盖体及一体成型在盖体左侧的便于拧动盖体的方台。优选地，所述吊挂焊接在圆筒体上。优选地，所述吊耳铆接在圆筒体上。优选地，所述吊挂整体呈π字形，其包括挂体及一体成型在挂体上的两个导轨连接部，这两个导轨连接部对称设置在挂体的两侧，所述的导轨连接部与挂体的连接处设置有过渡圆角。优选地，所述燃烧室盖中空，其右侧敞口，其靠近外螺纹的侧壁的内外壁均设有椭球面。优选地，所述燃烧室盖、圆筒体、吊耳和吊挂的材料均为30CrMnSiA。总体而言，通过本技术所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：1)燃烧室盖与圆筒体之间采用螺纹连接，不但便于发动机进行装卸，而且螺纹在内压作用下可以起到密封作用，同时采用第一O型密封圈和第二O型密封圈进行密封，有效解决了连接部分气密性差的问题；2)燃烧室盖的侧壁设置了椭球面，不仅可以减小燃烧室盖的质量，而且有良好的力学性能，同时燃烧室盖左螺纹段采用的壁厚设计可以减少与圆筒体连接处出现的弯曲应力；3)燃烧室盖的设计便于对发动机进行装配及便于进行气密性和水压试验；4)燃烧室盖的空间紧凑，便于点火器和安全机构安装操作，且结构简单，加工方便；5)圆筒体针对不同部位承受压强不同，采用不同的厚度设计，圆筒体左右端壁厚设计可以减少连接处的应力集中，确保安全性。附图说明图1是本技术的剖视图；图2是本技术中发动机燃烧室的结构示意；图3是本技术中燃烧室盖的剖视图；图4是本技术中发动机燃烧室盖的结构示意图；图5是本技术中圆筒体上安装有第一O型密封圈和第二O型密封 圈时的剖视图；图6是图5中B处的放大图；图7是图5中C处的放大图；图8是本技术中吊挂的主视图。具体实施方式为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。此外，下面所描述的本技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。如图1～图8所示，一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，包括燃烧室盖1、圆筒体2、吊耳3和吊挂4，所述燃烧室盖1螺纹连接在圆筒体2上，所述圆筒体2左端设置有内螺纹，所述燃烧室盖1上设置有与圆筒体2左端的内螺纹配合的外螺纹。所述燃烧室盖1上设置有螺纹孔10，用于做气密性试验和强度试验时连接外部实验装置，以检测燃烧室内的气密性及燃烧室的强度。所述圆筒体2整体呈圆柱形，其左端包括从左至右布置的左端口段21和左螺纹段22，所述燃烧室盖1安装在左螺纹段22上，所述左端口段21的壁厚小于左螺纹段22的壁厚，所述圆筒体2的内壁朝内延伸有左环形限位凸台23，所述左螺纹段22位于左端口段21和左环形限位凸台23之间，所述左环形限位凸台23用于限制燃烧室盖1沿圆筒体2轴向的位移。所述左环形限位凸台23的左侧设置有第一环形凹槽231，所述第一环形凹槽231内安装有第一O型密封圈5，以进行轴向密封，提高燃烧室的气密性。所述吊挂4及吊耳3均设置在圆筒体2的外壁上，吊耳3的数量为多个，吊耳2设置多排。所述吊挂4用于将圆筒体2挂载在发射架导轨上， 所述吊耳3用于连接导弹的机翼。如图2所示，其中吊挂4、吊耳3分别采用焊接和铆接的方式固定在圆筒体2上；吊耳3为折弯件，所述的吊耳3的厚度为1.5mm，其中弹翼通过铆钉固定在吊耳3上；在圆筒体2的同一部位处相对设置两个吊耳3，这两个吊耳3的间隔为2mm。同一位置处的两个吊耳3组成一吊耳对；图中吊耳对设置了四排，四排吊耳对沿圆筒体的周向设置；同一排吊耳对中，相邻的两个吊耳对之间的距离为110mm；相邻两排的吊耳对相互错开，相对的两排的吊耳对并没有错开，这样便于将弹翼固定在吊耳上。进一步，所述圆筒体2的右端包括从右至左布置的右端口段24和右螺纹段25，右螺纹段25用于连接发动机其它部位。所述右端口段24的壁厚小于右螺纹段25的壁厚，所述圆筒体2的内壁朝内延伸有右环形限位凸台26，所述右螺本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，包括燃烧室盖(1)、圆筒体(2)、吊耳(3)和吊挂(4)，其特征在于：所述燃烧室盖(1)螺纹连接在圆筒体(2)上，所述圆筒体(2)左端设置有内螺纹，所述燃烧室盖(1)上设置有与圆筒体(2)左端的内螺纹配合的外螺纹；所述燃烧室盖(1)上设置有螺纹孔(10)，以用于连接外部实验装置；所述圆筒体(2)整体呈圆柱形，其左端包括从左至右布置的左端口段(21)和左螺纹段(22)，所述燃烧室盖(1)安装在左螺纹段(22)上，所述左端口段(21)的壁厚小于左螺纹段(22)的壁厚，所述圆筒体(2)的内壁朝内延伸有左环形限位凸台(23)，所述左螺纹段(22)位于左端口段(21)和左环形限位凸台(23)之间，所述左环形限位凸台(23)用于限制燃烧室盖(1)沿圆筒体(2)轴向的位移；所述左环形限位凸台(23)的左侧设置有第一环形凹槽(231)，所述第一环形凹槽(231)内安装有第一O型密封圈(5)；所述吊挂(4)及吊耳(3)均设置在圆筒体(2)的外壁上，所述吊挂(4)用于将圆筒体(2)挂载在发射架导轨上，所述吊耳(3)用于连接导弹的机翼。

【技术特征摘要】
1.一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，包括燃烧室盖(1)、圆筒体(2)、
吊耳(3)和吊挂(4)，其特征在于：
所述燃烧室盖(1)螺纹连接在圆筒体(2)上，所述圆筒体(2)左端设
置有内螺纹，所述燃烧室盖(1)上设置有与圆筒体(2)左端的内螺纹
配合的外螺纹；
所述燃烧室盖(1)上设置有螺纹孔(10)，以用于连接外部实验装置；
所述圆筒体(2)整体呈圆柱形，其左端包括从左至右布置的左端口段(21)
和左螺纹段(22)，所述燃烧室盖(1)安装在左螺纹段(22)上，所述
左端口段(21)的壁厚小于左螺纹段(22)的壁厚，所述圆筒体(2)的
内壁朝内延伸有左环形限位凸台(23)，所述左螺纹段(22)位于左端口
段(21)和左环形限位凸台(23)之间，所述左环形限位凸台(23)用
于限制燃烧室盖(1)沿圆筒体(2)轴向的位移；
所述左环形限位凸台(23)的左侧设置有第一环形凹槽(231)，所述第
一环形凹槽(231)内安装有第一O型密封圈(5)；
所述吊挂(4)及吊耳(3)均设置在圆筒体(2)的外壁上，所述吊挂(4)
用于将圆筒体(2)挂载在发射架导轨上，所述吊耳(3)用于连接导弹
的机翼。
2.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机燃烧室，其特征
在于：所述圆筒体(2)的右端包括从右至左布置的右端口段(24)和右
螺纹段(25)，所述右端口段(24)的壁厚小于右螺纹段(25)的壁厚，
所述圆筒体(2)的内壁朝内延伸有右环形限...

【专利技术属性】
技术研发人员：李仁府，李红仁，王在华，吴华鹏，马柳昊，李博书，李祥琴，
申请(专利权)人：华中科技大学，
类型：新型
国别省市：湖北;42