一种固体姿控发动机一体化舱体制造技术

本发明专利技术提供了一种固体姿控发动机一体化舱体，在舱体侧壁开有若干径向通孔，通孔靠近舱体外壁一端的内径大于靠近舱体内壁一端的内径，大直径端用于安装喷管，小直径端用于安装点火装置，通孔内壁设计有防热层。本发明专利技术去掉了原有的螺纹连接设计，能够实现燃烧室与舱体的精密定位；舱体与燃烧室的一体化设计，姿控发动机整机集成度大幅提高，同时提高了姿控发动机的强度、刚度；将燃烧室设计为外端开口、内端收口结构，易于实现固体推进剂的自由装填及密封性要求；燃烧室侧壁防热采用喷涂防热层设计，能够实现小空间防热层的均匀控制。能够实现小空间防热层的均匀控制。能够实现小空间防热层的均匀控制。

【技术实现步骤摘要】
一种固体姿控发动机一体化舱体


[0001]本专利技术属于发动机
，具体地涉及一种圆柱形多孔舱体。

技术介绍

[0002]固体姿控发动机是拦截导弹的重要组成部分，它不仅是整个拦截导弹的其中一部分舱段，更重要的是它是拦截导弹的变弹道飞行姿态控制动力系统，是拦截导弹提高拦截成功率的有效保障。
[0003]弹道导弹是指在火箭发动机推力作用下按预定程序飞行，火箭发动机关机后按自由抛物体轨迹飞行的导弹。导弹在给定速度和弹道仪角作惯性飞行时，其抛物线是一定的，导弹无法改变飞行角度和弹着点。在固体姿控发动机的帮助下，弹道导弹在抛物飞行过程中，可以有目的性的多次改变飞行角度以及弹着点。
[0004]目前的固体姿控发动机主要由支撑舱体、装药燃烧室及点火控制系统三部分组成。支撑舱体和装药燃烧室壳体均为金属材料机加成型，通过螺纹配合使装药燃烧室装配在支撑舱体上。由于固体姿控发动机是以实现弹道导弹的多次变轨飞行为目的，因此目前的固体姿控发动机是将多个装药燃烧室通过螺纹结构装配在支撑舱体上，从而导致固体姿控发动机结构复杂，装药燃烧室数量集成度低，金属结构件的机加工艺和装配工艺复杂。
[0005]目前的多孔型金属结构件在民用领域应用较多，在导弹武器系统中目前尚无应用案例。与本专利技术较接近的民用多孔结构件为汽车发动机燃烧室一体成型技术，汽车发动机燃烧室一体成型技术不能在导弹武器中应用的原因主要为：
[0006]1.导弹武器一体化舱体要求燃烧室集成化程度高，既要求集成在舱体上的燃烧室数量较多，在数百个以上，同时需要考虑固体推进剂在燃烧室中的安全存放性；
[0007]2.导弹武器一体化舱体对燃烧室壁面压强高，压强在80MPa以上；
[0008]3.导弹武器一体化舱体对燃烧防热要求高，固体推进剂燃烧后产生的温度一般在 1800℃以上；
[0009]4.导弹武器一体化舱体对结构强度要求高，固体推进剂燃烧时间在几十毫秒量级，其产生的瞬时力对舱体冲击大，同时考虑导弹武器应用环境要求，传统的铸造一体成型方法不能满足导弹武器一体化舱体的要求。
[0010]基于以上分析，目前的多孔结构一体成型舱体技术不能满足导弹武器一体化舱体的使用要求，因此急需进行该方向技术的研究。

技术实现思路

[0011]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供一种固体姿控发动机一体化舱体，能够满足目前导弹武器系统发展的高集成度要求。
[0012]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：一种固体姿控发动机一体化舱体，在舱体侧壁开有若干径向通孔，通孔靠近舱体外壁一端的内径大于靠近舱体内壁一端的内径，大直径端用于安装喷管，小直径端用于安装点火装置，通孔内壁设计有防热层。
[0013]所述的通孔沿舱体侧壁轴向均布形成一圈，沿舱体轴向设置有若干圈。
[0014]所述的舱体开有80个径向通孔，以四圈开孔，每圈开孔20个，孔间夹角18
°
，两圈之间错位9
°
对称开孔。
[0015]所述通孔的小直径端与点火装置之间通过密封圈进行密封；所述通孔的大直径端与喷管之间通过密封圈进行密封。
[0016]所述的防热层采用0.2mm厚度的二氧化锆防热层。
[0017]所述舱体的中空部分用于布线及安装点火控制系统。
[0018]所诉舱体的上下端面设计有螺纹孔，用于与导弹其余舱段对接。
[0019]所述舱体的材料选择2A12
‑
T4铝合金材料。
[0020]本专利技术的有益效果是：采用舱体、脉冲发动机结构一体化设计技术，将舱体和脉冲发动机壳体设计为一个整体，去掉了原有的螺纹连接设计，可实现燃烧室与舱体的精密定位；进行舱体与燃烧室的一体化设计，可实现姿控发动机整机集成度大幅提高。同时舱体和脉冲发动机壳体设计为一个整体后，相当于对舱体开孔部位进行了加强，提高了姿控发动机的强度、刚度。将燃烧室设计为上端开口、下端收口结构，易于实现固体推进剂的自由装填及密封性要求。燃烧室侧壁防热采用喷涂防热层设计，可实现小空间防热层的均匀控制。
附图说明
[0021]图1是本专利技术的结构示意图；
[0022]图2是本专利技术的轴向剖视图；
[0023]图中，1
‑
舱体；2
‑
轻质多孔内结构图；3
‑
内孔小端螺纹结构；4
‑
内孔大端螺纹结构；5
‑
舱体后端螺纹孔结构；6
‑
舱体前端螺纹孔结构。
具体实施方式
[0024]下面结合附图和实施例对本专利技术进一步说明，本专利技术包括但不仅限于下述实施例。
[0025]本专利技术提供一种固体姿控发动机一体化舱体，结构如图1和图2所示，外径尺寸为160mm，长度120mm(其中多脉冲高集成区域长度70mm、前后对接段长度各 25mm)；所述一体化舱体的圆弧面法向矢量方向设计有多列非等直径通孔，用于安装推进剂。舱体上设计集成80个装药孔位，以四排开孔，每排开孔20个，孔间夹角18
°
，两排之间错位9
°
对称开孔，其结构如图1所示。所述通孔小直径端设计有螺纹及密封圈卡槽，用于安装点火器及进行密封；所述通孔大直径端设计有螺纹及密封圈卡槽，用于安装喷管及进行密封。所述通孔内壁面设计防热层(0.2mm厚度二氧化锆防热层)，用于固体推进剂燃烧防热。所述一体化舱体的中空部分用于布线及安装点火控制系统。所诉一体化舱体上下端面设计有螺纹孔，用于与导弹其余部分舱段对接。
[0026]该舱体通过ANSYS有限元仿真固体推进剂燃烧过程，分析出一体化舱体在点火工作过程中，舱体强度最薄弱环节出现在同排相邻两孔公共壁上，壁面厚度1.5mm，最大应力小于292MPa，材料选择2A12
‑
T4铝合金材料时，安全系数为1.54，满足舱体使用要求。
[0027]通过ANSYS有限元计算，分析出一体化舱体在点火工作过程中，舱体所受最大轴压弯曲变形为4.5x10
‑3mm，可忽略不计，满足设计要求。
[0028]通过ANSYS有限元计算，分析出一体化舱体在固体推进剂点火工作过程中，脉中装药孔壁面产生的最高温度为1800℃，热量传递到金属壁面的平均温度在160℃以下，仿真结果满足工作使用要求。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体姿控发动机一体化舱体，其特征在于，在舱体侧壁开有若干径向通孔，通孔靠近舱体外壁一端的内径大于靠近舱体内壁一端的内径，大直径端用于安装喷管，小直径端用于安装点火装置，通孔内壁设计有防热层。2.根据权利要求1所述的固体姿控发动机一体化舱体，其特征在于，所述的通孔沿舱体侧壁轴向均布形成一圈，沿舱体轴向设置有若干圈。3.根据权利要求2所述的固体姿控发动机一体化舱体，其特征在于，所述的舱体开有80个径向通孔，以四圈开孔，每圈开孔20个，孔间夹角18
°
，两圈之间错位9
°
对称开孔。4.根据权利要求1所述的固体姿控发动机一体化舱体，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：王与权，
申请(专利权)人：西安长峰机电研究所，
类型：新型
国别省市：