一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头制造技术

本发明专利技术涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，包括内表面和外表面，其特征在于所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构。所述的镂空结构可为开设减重槽；也可为框架式，内部设置环筋、肋板作为支撑结构，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖；也可为点阵式，内部采用点阵式结构支撑，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖。本发明专利技术与现有技术相比，降；低了接头质量，在不影响接头承力性能的情况下，大幅降低了固体火箭发动机消极质量。

Light joint for solid rocket engine combustion chamber shell

The invention relates to a light joint of a combustion chamber shell of a solid rocket motor, which comprises an inner surface and an outer surface, and is characterized in that the space radial section of the inner surface of the joint and the outer surface is enveloped in a hollow structure. The hollow structure for weight loss can also be opened groove; the frame, is arranged inside the ring rib, rib as supporting structure, the joint of the inner surface and the outer surface of the skin; also can be used for internal use of dot matrix, matrix structure support, the joint of the inner surface and the outer surface of the skin cover. Compared with the prior art, the invention reduces and reduces the joint quality, and greatly reduces the negative mass of the solid rocket motor without affecting the bearing capacity of the joint.

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头
本专利技术属于固体火箭发动机领域，尤其涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头。
技术介绍
固体火箭发动机燃烧室壳体接头的传统结构形式为整体式结构，接头包括内表面和外表面，内表面和外表面包络的空间径向截面为实心结构，材料可为金属，也可为非金属，金属有铝合金、钛合金、高强钢，非金属有纤维树脂基复合材料。随着固体火箭发动机尺寸增大、工作压强提高，为适应环境条件，必须增大固体火箭发动机燃烧室壳体接头厚度和宽度，导致接头重量较大，在固体火箭发动机燃烧室壳体质量中占比很大，成为固体火箭发动机消极质量主要来源。
技术实现思路
本专利技术旨在克服现有技术缺陷，目的是提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头。为实现上述目的，本专利技术采用的一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，包括内表面和外表面，其特征在于所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构。可选地，所述的镂空结构为开设减重槽。优选地，所述的减重槽采用轻质抗压填料填满。优选地，所述的轻质抗压填料中混合有空心玻璃微珠。可选地，所述的镂空结构为框架式，内部设置环筋、肋板作为支撑结构，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖。优选地，所述的镂空结构框架空隙中填充泡沫。可选地，所述的镂空结构为点阵式，内部采用点阵式结构支撑，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖。本专利技术的一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，与现有技术相比，接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构，降低了该部分质量，在不影响接头承力性能的情况下，大幅降低了固体火箭发动机消极质量。附图说明图1是本专利技术的实施例1的一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，镂空结构为开设减重槽结构示意图；图2是本专利技术的实施例2的一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，镂空结构为框架式结构示意图；图3是本专利技术的实施例3的一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，镂空结构为点阵式结构示意图；图4是图3的A局部点阵式镂空结构视图。其中，1-内表面、2-外表面、12-空间径向截面、121-减重槽、21-环筋、22-肋板、31-杆件、32-上下面板。具体实施方式下面结合具体实施方式对本专利技术作进一步的描述。实施例1：一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，如图1所示，包括内表面和外表面，所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为开设减重槽的镂空结构，所述接头的材质为金属，减重槽沿环向间隔均匀开设，再采用轻质抗压填料通过模压工艺方式填满减重槽，成为整体结构，轻质抗压填料可以用橡胶、树脂、复合材料等制成，并可在上述材料中混合空心玻璃微珠，进一步降低填充材料密度。实施例2：一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，如图2所示，包括内表面和外表面，所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构，镂空结构为框架式，内部设置环筋、肋板作为支撑结构，接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖，成为整体结构，满足结构承载强度刚度要求。采用金属材料制造时，分别加工环筋、肋板，将内部支撑结构焊接为整体，再焊接上、下蒙皮，最终成为整体结构；也可采用3D打印制造工艺成型。采用纤维树脂基复合材料制造时，采用RTM或真空导入工艺成型，为便于工艺实施，在空隙中填充泡沫。实施例3：一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，如图3所示，包括内表面和外表面，所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为点阵式镂空结构，内部采用点阵式结构支撑，如图4所示，接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖，最终成为整体结构。点阵结构是一种有序多孔结构，其微观结构类似晶体点阵结构，制作材料是模拟分子点阵构型制造出的有序超轻多孔的周期性网络结构材料，具有周期性、大孔隙率、自平衡等特点，具有高比刚度、比强度的优点，在相同的结构承载条件下节省材料，有效降低接头消极质量。金属点阵结构制造工艺可采用熔模铸造法、变形成型法、金属丝编织法、金属丝搭接组装法、增材制造法。复合材料点阵结构可采用热压、拉挤或RTM工艺，首先制造杆件，纤维方向可全部沿杆件方向，然后再制造上下面板，最后将杆件与面板粘接形成点阵结构。该技术易实现自动化，有利于大批量生产。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，包括内表面和外表面，其特征在于所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构。

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，包括内表面和外表面，其特征在于所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，其特征在于所述的镂空结构为开设减重槽。3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，其特征在于所述的减重槽采用轻质抗压填料填满。4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头，其特征在于所述的轻质抗压填料中混合有空心玻...

【专利技术属性】
技术研发人员：周睿，余明敏，陈文杰，刘冬青，赵飞，高列义，赵启杨，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北,42