[發明專利]固體火箭發動機擋環連接結構

有效

• 申請號: 201310663583.1
• 申請日: 2013-12-10
• 公開（公告）號: CN104696104A
• 公開（公告）日: 2015-06-10
• 發明（設計）人: 樂浩;婁永春;麥玲;陽潔;劉鳳;俞鑫;王一奇
• 申請（專利權）人: 上海新力動力設備研究所
• 主分類號: F02K9/32
• 分類號: F02K9/32
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 金家山

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技術領域

本發明涉及固體火箭發動機技術領域，尤其是涉及一種固體火箭發動機擋環連接結構。

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背景技術

燃燒室殼體是發動機結構中的重要部件之一，它是裝填固體推進劑的儲箱，又是推進劑燃燒的場所，同時，也是導彈彈體的組成部分。在滿足發動機研制任務書要求的前提下，在發動機燃燒室殼體設計中，應在結構設計時考慮飛行試驗時候的各種載荷要求，并保證前后艙段的可靠連接，提高導彈整體結構的可靠性。

圖1是現有的發動機后段連接結構示意圖，主要是常規的尾管與殼體的螺紋連接結構，包括：所述的后段帶有內螺紋的燃燒室殼體01，通過螺紋連接與尾管殼體02進行連接。常規的螺紋連接結構存在的主要問題是在發動機總裝時，針對中部點火的設計，點火裝置引出的四根電纜穿越尾管殼體上周向的四個小孔，因為尾管殼體與殼體裝配時需要旋轉，容易造成電纜的扭轉乃至損傷。

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發明內容

為了解決現有技術的不足，本發明的目的是提供一種固體火箭發動機擋環連接結構，可以保證線纜在總裝過程中不發生扭轉。

本發明提供一種固體火箭發動機擋環連接結構，包括燃燒室殼體，尾管殼體、擋環；燃燒室殼體后端有一段帶內螺紋的直線段，并與尾管殼體采用軸向密封的結構形式；尾管殼體通過擋環對其進行軸向固定；擋環通過外螺紋與燃燒室殼體連接，從而實現了導彈發動機后段結構的可靠連接。

一些實施例中，所述燃燒室殼體材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述內螺紋為軸向長度為20mm的特B205X3的鋸齒螺紋。

一些實施例中，所述尾管殼體材料采用30CrMnSiA，在軸向加工一個環向密封槽，其寬度為3.1mm，深度為4.75mm。尾管殼體的收斂段軸向有五個螺紋臺階孔，其中四個孔用于安裝與點火裝置電纜相連的耐壓接插件，一個作為用于地面試車的測壓孔。

一些實施例中，擋環材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述外螺紋為軸向長度為20mm的特B205X3鋸齒螺紋，同時在周向均布4個寬18mm，深8.5mm的凸臺。

本發明的固體火箭發動機擋環連接結構，與現有技術相比，其優點和有益效果是：

1）??????????減少焊接造成的殘余熱應力，防止裂紋的產生，提高彈翼支座結構強度；

2）??????????提高手工氬弧焊的合格率，優化工藝過程。

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附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：

圖1為現有導彈發動機后段連接結構示意圖。

圖2為本發明實施例提供的導彈發動機擋環連接結構的示意圖。

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具體實施方式

參見示出本發明實施例的附圖，下文將更詳細地描述本發明。然而，本發明可以以許多不同形式實現，并且不應解釋為受在此提出之實施例的限制。相反，提出這些實施例是為了達成充分及完整公開，并且使本技術領域的技術人員完全了解本發明的范圍。這些附圖中，為清楚起見，可能放大了層及區域的尺寸及相對尺寸。

現參考圖2詳細描述根據本發明實施例的固體火箭發動機擋環連接結構。如圖2所示，本實施例的固體火箭發動機擋環連接結構，包括：燃燒室殼體1，尾管殼體2、擋環3。所述燃燒室殼體1后端有一段帶內螺紋的直線段，并與尾管殼體2采用軸向密封的結構形式；所述尾管殼體2通過擋環3對其進行軸向固定，而所述的擋環3通過外螺紋與燃燒室殼體1連接，從而實現了導彈發動機后段結構的連接和密封可靠。

所述燃燒室殼體1采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，經過強度校核計算，在后段加工有內螺紋，同時為了更有效的對螺紋進行防松，確定了為軸向長度為20mm的特B205X3的鋸齒螺紋。

所述尾管殼體2采用30CrMnSiA，根據殼體結構尺寸限制，決定采用軸向密封的結構形式，故在其軸向加工一個環向密封槽，其寬度為3.1mm，深度為4.75mm。在尾管殼體收斂段軸向加工了五個螺紋臺階孔，第一臺階為M6X0.75的螺紋孔，第二臺階為直徑4的通孔。其中四個孔用于與點火裝置四根點火電纜相連的耐壓接插件的安裝，一個作為用于地面試車測壓孔。