固体火箭发动机挡环连接结构.pdf

一种固体火箭发动机挡环连接结构，包括燃烧室壳体，尾管壳体、挡环；燃烧室壳体后端有一段带内螺纹的直线段，并与尾管壳体采用轴向密封的结构形式；尾管壳体通过挡环对其进行轴向固定；挡环通过外螺纹与燃烧室壳体连接，从而实现了导弹发动机后段结构的可靠连接。本发明针对中部点火的设计，点火装置引出的四根电缆穿越尾管壳体上周向的四个小孔并与耐压接插件相连，可以保证线缆在总装过程中不发生扭转；可充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加了密封结构处的轴向刚度，降低了内压导致的密封结构变形，提高了密封可靠性。

权利要求书
1.  一种固体火箭发动机挡环连接结构，其特征在于，包括燃烧室壳体，尾管壳体、挡环；
所述燃烧室壳体后端有一段带内螺纹的直线段，并与尾管壳体采用轴向密封的结构形式；
所述尾管壳体通过挡环对其进行轴向固定；
所述挡环通过外螺纹与燃烧室壳体连接，从而实现了导弹发动机后段结构的可靠连接。

2.  根据权利要求1所述的固体火箭发动机挡环连接结构，其特征在于：所述燃烧室壳体材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述内螺纹为轴向长度为20mm的特B205X3的锯齿螺纹。

3.  根据权利要求1所述的固体火箭发动机挡环连接结构，其特征在于：所述尾管壳体材料采用30CrMnSiA，在轴向加工一个环向密封槽，其宽度为3.1mm，深度为4.75mm。

4.  根据权利要求3所述的固体火箭发动机挡环连接结构，其特征在于：所述尾管壳体的收敛段轴向有五个螺纹台阶孔，其中四个孔用于安装与点火装置电缆相连的耐压接插件，一个作为用于地面试车的测压孔。

5.  根据权利要求1所述的固体火箭发动机挡环连接结构，其特征在于：所述挡环材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述外螺纹为轴向长度为20mm的特B205X3锯齿螺纹，同时在周向均布4个宽18mm，深8.5mm的凸台。

说明书固体火箭发动机挡环连接结构
 
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固体火箭发动机挡环连接结构。
 
背景技术
燃烧室壳体是发动机结构中的重要部件之一，它是装填固体推进剂的储箱，又是推进剂燃烧的场所，同时，也是导弹弹体的组成部分。在满足发动机研制任务书要求的前提下，在发动机燃烧室壳体设计中，应在结构设计时考虑飞行试验时候的各种载荷要求，并保证前后舱段的可靠连接，提高导弹整体结构的可靠性。
图1是现有的发动机后段连接结构示意图，主要是常规的尾管与壳体的螺纹连接结构，包括：所述的后段带有内螺纹的燃烧室壳体01，通过螺纹连接与尾管壳体02进行连接。常规的螺纹连接结构存在的主要问题是在发动机总装时，针对中部点火的设计，点火装置引出的四根电缆穿越尾管壳体上周向的四个小孔，因为尾管壳体与壳体装配时需要旋转，容易造成电缆的扭转乃至损伤。
 
发明内容
为了解决现有技术的不足，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机挡环连接结构，可以保证线缆在总装过程中不发生扭转。
本发明提供一种固体火箭发动机挡环连接结构，包括燃烧室壳体，尾管壳体、挡环；燃烧室壳体后端有一段带内螺纹的直线段，并与尾管壳体采用轴向密封的结构形式；尾管壳体通过挡环对其进行轴向固定；挡环通过外螺纹与燃烧室壳体连接，从而实现了导弹发动机后段结构的可靠连接。
一些实施例中，所述燃烧室壳体材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述内螺纹为轴向长度为20mm的特B205X3的锯齿螺纹。
一些实施例中，所述尾管壳体材料采用30CrMnSiA，在轴向加工一个环向密封槽，其宽度为3.1mm，深度为4.75mm。尾管壳体的收敛段轴向有五个螺纹台阶孔，其中四个孔用于安装与点火装置电缆相连的耐压接插件，一个作为用于地面试车的测压孔。
一些实施例中，挡环材料采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，所述外螺纹为轴向长度为20mm的特B205X3锯齿螺纹，同时在周向均布4个宽18mm，深8.5mm的凸台。
本发明的固体火箭发动机挡环连接结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1）          减少焊接造成的残余热应力，防止裂纹的产生，提高弹翼支座结构强度；
2）          提高手工氩弧焊的合格率，优化工艺过程。
 
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为现有导弹发动机后段连接结构示意图。
图2为本发明实施例提供的导弹发动机挡环连接结构的示意图。
 
具体实施方式
参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。
现参考图2详细描述根据本发明实施例的固体火箭发动机挡环连接结构。如图2所示，本实施例的固体火箭发动机挡环连接结构，包括：燃烧室壳体1，尾管壳体2、挡环3。所述燃烧室壳体1后端有一段带内螺纹的直线段，并与尾管壳体2采用轴向密封的结构形式；所述尾管壳体2通过挡环3对其进行轴向固定，而所述的挡环3通过外螺纹与燃烧室壳体1连接，从而实现了导弹发动机后段结构的连接和密封可靠。
所述燃烧室壳体1采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，经过强度校核计算，在后段加工有内螺纹，同时为了更有效的对螺纹进行防松，确定了为轴向长度为20mm的特B205X3的锯齿螺纹。
所述尾管壳体2采用30CrMnSiA，根据壳体结构尺寸限制，决定采用轴向密封的结构形式，故在其轴向加工一个环向密封槽，其宽度为3.1mm，深度为4.75mm。在尾管壳体收敛段轴向加工了五个螺纹台阶孔，第一台阶为M6X0.75的螺纹孔，第二台阶为直径4的通孔。其中四个孔用于与点火装置四根点火电缆相连的耐压接插件的安装，一个作为用于地面试车测压孔。
所述挡环3采用30Cr3SiNiMoVA(Z)，挡环3外圆为外螺纹，根据燃烧室壳体1的连接螺纹结构，确定挡环3的螺纹为轴向长度为20mm的特B205X3锯齿螺纹。同时在后端面周向均布4个宽18mm，深8.5mm的凸台，用于配合尾管扳手，便于发动机总装。
根据总体下达的机械接口协调要求，确定了燃烧时候壳体1前后对接段的结构尺寸。同时因为发动机采用了中部点火的点火方式，为了保证点火线缆在发动机总装过程中不发生扭转，故采用挡环3和燃烧室壳体1的螺纹连接方式，并通过挡环3对尾管壳体2进行轴向固定，从而保证发动机后段的连接和密封可靠。若不采用挡环连接结构，在发动机总装时，因为后段的螺纹连接方式，尾管壳体2势必要进行约6圈的旋转，这将导致四根点火电缆发生扭转，甚至产生损伤，这样将影响导弹整体的工作可靠性。若采用挡环结构，可以有效的避免点火电缆的扭转发生，最大程度上保证了发动机点火可靠性，从而提高了导弹整体的工作可靠性。
以直径230mm发动机为例，根据总体机械协调要求确定了壳体前后段结构尺寸，同时考虑到发动机采用中部点火的点火方式，为了保证点火电缆在总装过程中的稳定性，进行了相应的适应性设计，故采用了挡环连接方式。经过计算校核，故在挡环和燃烧室壳体采用轴向长度为20mm的特B205X3锯齿螺纹进行可靠连接。并同时通过挡环对尾管壳体的轴向位移进行限制，增加其轴向刚度，最大程度降低密封结构的整体变形，满足其轴向密封的要求。
该结构已在该型号中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了内压外载联合作用下的弹体静力试验，及多次地面及飞行试验，结构可靠，满足总体要求。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。