整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構的製作方法

2023-04-25 23:37:21 1

專利名稱：整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構的製作方法
技術領域：
本實用新型屬於發動機殼體技術領域，具體涉及ー種整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構。
背景技術：
在需要實現推力線偏斜的固體火箭發動機中，現階段所採用的設計方法為採用擺動噴管來實現推力線的偏斜，對於偏轉角度固定且偏轉角度較大的發動機，擺動噴管既增 加設計工作量、成本増加、偏斜角度實現有ー個過程，且角度較大時通過擺動噴管無法實現等限制，影響了推力線偏斜的實現。
發明內容本實用新型的目的是採用了在固體火箭發動機殼體的後封頭一體化設計，在後封頭出口處採用與發動機軸線按預定角度偏斜，確保滿足推力線偏斜要求而設計的一種整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構。本實用新型的技術方案本實用新型的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構包括後封頭殼體、後封頭殼體兩端的後出ロ對接端ロ、與殼體對接端ロ，其後出ロ對接端ロ的軸線O2相對於與殼體對接端ロ的軸線O1偏轉ー個角度e = 3 8°，形成後出ロ對接端ロ相對於與殼體對接端ロ的傾斜。在出ロ對接端ロ相對於與殼體對接端ロ的傾斜構成的後封頭殼體長側外壁設ー段沿柱面圓周的弧形臺階，弧形臺階的長度為圓心角a =30 90° ;弧形臺階距後出口對接端ロ的距離H = 10 35_。所述的出ロ對接埠內壁的弧形型面段是相對於殼體對接端ロ的軸線O1対稱的旋轉型面。所述的出ロ對接埠上有連接螺紋孔，螺紋孔垂直於出ロ對接端ロ。在出口對接埠外側設計了止ロ臺階，用於發動機噴管的徑向定位。本實用新型的優點本實用新型的後封頭出ロ處採用與發動機軸線按預定角度偏斜加工，確保滿足推力線偏斜要求，此後封頭提供了固定偏斜角度，本實用新型將推力偏斜設計的難點轉接到發動機殼體後封頭上，滿足發動機推力線偏斜要求，同時提供了與外部部件的連接臺階，在減少設計工作量的情況下有效減輕發動機重量。

圖I為本實用新型後封頭後出口對接端ロ不意圖。圖2為圖I的A-A剖視圖。
具體實施方式
以下結合附圖和實例對本實用新型作進ー步詳細地說明。[0013]如圖I、圖2所示，本實用新型的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構包括後封頭殼體I、後封頭殼體I兩端的後出ロ對接端ロ 2、與殼體對接端ロ 3，其後出口對接端ロ 2的軸線O2相對於與殼體對接端ロ 3的軸線O1偏轉ー個角度0 = 6 8°，形成後出ロ對接端ロ 2相對於與殼體對接端ロ 3的傾斜。在出ロ對接端ロ 2相對於與殼體對接端ロ 3的傾斜構成的後封頭殼體I長側外壁設一段沿柱面圓周的弧形臺階4，弧形臺階4的長度為圓心角a =30 90° ;弧形臺階4距後出ロ對接端ロ 2的距離H = 25 35mm，具體由外部連接件的連接長度要求確定。所述的出ロ對接端ロ 2內壁的弧形型面段5是相對於殼體對接端ロ 3的軸線O1對稱的旋轉型面。本實用新型將固體火箭發動機殼體後封頭設計成一體式結構，對鍛件或軋環毛坯 進行加工，在殼體外壁有加工定位槽7用於產品的軸向定位。O1軸與O2軸之間的角度0即為發動機推力線偏斜角。為了滿足發動機的密封性能，在出口對接端ロ 2加工了 0型圈槽8，出ロ對接端ロ 2上有連接螺紋孔6，螺紋孔6垂直於出ロ對接端ロ 2。在出ロ對接端ロ 2設計了止ロ臺階9，用於發動機噴管的徑向定位。上述實例只是為了進ー步說明本實用新型的技術方案，本實用新型的保護範圍不局限於此。
權利要求1.一種整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，包括後封頭殼體(I)、後封頭殼體(I)兩端的後出口對接端ロ(2)、與殼體對接端ロ(3)，其特徵在於後出口對接端ロ(2)的軸線O2相對於與殼體對接端ロ(3)的軸線O1偏轉ー個角度0 =3 8°，形成後出ロ對接端ロ(2)相對於與殼體對接端ロ(3)的傾斜。
2.根據權利要求I所述的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，其特徵在於在出口對接端ロ(2)相對於與殼體對接端ロ(3)的傾斜構成的後封頭殼體(I)長側外壁設一段沿柱面圓周的弧形臺階(4)，弧形臺階(4)的長度為圓心角a =30 90° ;弧形臺階⑷距後出ロ對接端ロ(2)的距離H = 10 35mm。
3.根據權利要求I或2所述的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，其特徵在於出口對接端ロ⑵內壁的弧形型面段(5)是相對於殼體對接端ロ(3)的軸線O1對稱的旋轉型面。
4.根據權利要求I或2所述的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，其特徵在於出口對接端ロ(2)上有連接螺紋孔出)，螺紋孔(6)垂直於出口對接端ロ(2)。
5.根據權利要求I或2所述的整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，其特徵在幹在出口對接端ロ(2)外側設計了止ロ臺階(9)，用於發動機噴管的徑向定位。
專利摘要本實用新型提供一種整體式固體火箭發動機殼體偏斜式後封頭結構，包括後封頭殼體、後封頭殼體兩端的後出口對接埠、與殼體對接埠，其後出口對接埠的軸線O2相對於與殼體對接埠的軸線O1偏轉一個角度θ＝3～8°，形成後出口對接埠相對於與殼體對接埠的傾斜。在出口對接埠相對於與殼體對接埠的傾斜構成的後封頭殼體長側外壁設一段沿柱面圓周的弧形臺階，弧形臺階的長度為圓心角α＝30～90°；弧形臺階距後出口對接埠的距離H＝10～35mm。所述的出口對接埠內壁的弧形型面段是相對於殼體對接埠的軸線O1對稱的旋轉型面。所述的出口對接埠上有連接螺紋孔，螺紋孔垂直於出口對接埠。在出口對接埠外側有用於發動機噴管徑向定位的止口臺階。
文檔編號F02K9/34GK202391600SQ20112047513
公開日2012年8月22日 申請日期2011年11月25日 優先權日2011年11月25日
發明者高列義, 高守美 申請人:湖北航天技術研究院總體設計所