阅读说明：本技术 一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构 (Micro-power solid rocket engine combustion chamber shell bonding structure ) 是由 陈国栋 马海波 邓斌 于 2021-07-22 设计创作，主要内容包括：本发明涉及到固体火箭发动机设计制造技术,具体涉及一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构。包括燃烧室壳体前段、燃烧室壳体喷管后段,所述燃烧室壳体前段1与燃烧室壳体喷管后段2连接处采用胶粘接而成。所述燃烧室壳体前段1外壁和燃烧室壳体喷管后段2内壁相粘接成为固体火箭发动机燃烧室。本发明避免了采用其它连接方式导致的单个零部件加工,导致的应力集中,强度不均等问题,本发明将大大降低甚至取消了对后期总装装配工装的依赖,简化了工艺流程,尤其对批生产的发动机,生产效率将得到很大提升,有效的保证了产品的外观不受损伤,提高了产品的外观质量性能。(The invention relates to a solid rocket engine design and manufacture technology, in particular to a micro-power solid rocket engine combustion chamber shell bonding structure. The combustor casing jet pipe comprises a combustor casing front section and a combustor casing jet pipe rear section, wherein the joint of the combustor casing front section 1 and the combustor casing jet pipe rear section 2 is formed by gluing. The outer wall of the front section 1 of the combustion chamber shell and the inner wall of the rear section 2 of the spray pipe of the combustion chamber shell are bonded to form the combustion chamber of the solid rocket engine. The invention avoids the problems of stress concentration, uneven strength and the like caused by processing of single parts by adopting other connection modes, greatly reduces or even cancels the dependence on final assembly and assembly tools, simplifies the process flow, greatly improves the production efficiency especially for mass production engines, effectively ensures that the appearance of the product is not damaged, and improves the appearance quality performance of the product.)

一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构

技术领域

本发明涉及到固体火箭发动机设计制造技术，具体涉及一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构。

背景技术

由于固体火箭发动机的特殊性，发动机的装配均为人工作业，微型发动机因为尺寸受限同时考虑质量比的问题，燃烧室壳体一般采用软而轻（相对钢材）的铝材。如和其他类型发动机一样采用传统的螺纹和其它连接方式，后期装配效率将无法得到保证，且外观质量很难达到要求。针对此问题，本发明提出了一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，将燃烧室壳体一分为二，装配时进行粘接，可以替代前封头和燃烧室壳体的传统螺纹和其它连接方式。可以大大降低甚至取消对后期总装装配工装的依赖，简化工艺流程，尤其对批生产的发动机，生产效率能够得到很大提升，有效保证产品的外 观不受损伤，提高产品的外观质量性能。

考虑固体火箭发动机的特殊性，目前发动机的装配都为人工作业，兼顾装配效率和质量极为重要，而涉及大批量微型发动机的装配尤甚。微型发动机因为尺寸受限，同时考虑质量比的问题，燃烧室壳体采用软而轻（相对钢材）的铝材。采用传统的装配方式，后期装配效率无法得到保证，外观质量很难达到要求。

目前固体火箭发动机现有的装配方式均采用传统螺纹和其它连接方式进行，在总体装配时，所使用的工装比较多，为了保证成品外观质量问题，装配时，必须谨小慎微。即便如此，仍然无法避免低下的效率和低下的外观良品率。

微型发动机因为尺寸受限同时考虑质量比的问题，燃烧室壳体一般采用软而轻（相对钢材）的铝材。如和其他类型发动机一样采用目前现有的传统螺纹和其它连接方式进行装配，对装配工装的依赖程度很高，工艺流程复杂，装配效率将无法得到保证，且外观质量很难达到要求。

本发明的目的在于提供一种新型微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，以提高固体火箭发动机生产装配环节的效率和质量。通过将燃烧室壳体分为燃烧室壳体前段和燃烧室壳体喷管后段，只需将前后两段粘接为一体即可。这样做，将大大降低甚至取消了对后期总装装配工装的依赖，简化了工艺流程，尤其对批生产的发动机，生产效率将得到很大提升，有效的保证了产品的外观不受损伤，提高了产品的外观质量性能。

发明内容

本发明要解决的技术问题

本发明提供一种新型微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，以提高固体火箭发动机生产装配环节的效率和质量。

为解决技术问题本发明采用的技术方案

一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，包括燃烧室壳体前段1、燃烧室壳体喷管后段2两部分,所述燃烧室壳体前段1与燃烧室壳体喷管后段2连接处采用胶粘接而成。

进一步地，所述燃烧室壳体用软而轻的铝材加工而成。

进一步地，所述燃烧室壳体前段1和燃烧室壳体喷管后段2通过机加成型。

进一步地，所述燃烧室壳体前段1外壁和燃烧室壳体喷管后段2内壁相粘接成为固体火箭发动机燃烧室。

进一步地，燃烧室壳体前段1和燃烧室壳体喷管后段2相互粘接部位的厚度均为发动机燃烧室壳体设计厚度的一半，加工预留好抹胶间隙。

本发明获得的有益效果

本发明避免了采用其它连接方式导致的单个零部件加工，导致的应力集中，强度不均等问题，本发明将大大降低甚至取消了对后期总装装配工装的依赖，简化了工艺流程，尤其对批生产的发动机，生产效率将得到很大提升，有效的保证了产品的外观不受损伤，提高了产品的外观质量性能。

附图说明

图1：微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构剖面图；

其中：1-燃烧室壳体前段、2-燃烧室壳体喷管后段。

具体实施方式

为使本发明所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本发明所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。

如图1所示，为新型微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构剖面图。包括燃烧室壳体前段1、燃烧室壳体喷管后段2两大部分。整个燃烧室壳体一般采用软而轻（相对钢材）的铝材加工而成。燃烧室壳体前段1和燃烧室壳体喷管后段2通过机加成型。

首先将燃烧室壳体前段1薄壁端与燃烧室壳体喷管后段2内台面端相抵接，然后将燃烧室壳体前段1外壁和燃烧室壳体喷管后段2内壁相粘接成为固体火箭发动机燃烧室。燃烧室壳体前段1和燃烧室壳体喷管后段2相互粘接部位的厚度均为发动机燃烧室壳体设计厚度的一半，加工预留好抹胶间隙。按照抹胶长度计算抹胶量，将燃烧室壳体前段1、燃烧室壳体喷管后段2粘接为一体。胶体的选择和使用需做到以下几点：

需选用流动性好，常温下涂抹固化后粘接强度高的胶体。需将胶体涂抹到壳体同种材料机加表面，涂抹厚度按照壳体设计间隙，胶体固化完成后，进行拉应力验证试验，计算每平方厘米的最大极限粘接拉应力；

粘接面设计间隙，如果不能满足实际抹胶要求，可降低燃烧室壁厚安全系数计算壁厚，适当微调，以增大抹胶间隙。

拉应力验证试验完成后，取安全系数3~5，计算达到安全拉应力情况下，需要涂抹胶体的面积；

用涂抹胶体面积除以燃烧室壳体后段粘接面外圆的周长，即为涂抹胶体的长度；

一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，将燃烧室壳体分为燃烧室壳体前段和燃烧室壳体喷管后段，只需将前后两段粘接为一体即可成为固体火箭发动机燃烧室。替代了目前前封头和燃烧室壳体的传统螺纹和其它连接方式，从而避免了上述装配方式对装配工装的依赖程度高，工艺流程复杂，装配效率无法得到保证且外观质量很难达到要求等诸多问题。

本发明大大降低甚至取消了目前采用传统螺纹和其它连接方式进行发动机燃烧室壳体装配对装配工装的严重依赖，简化了工艺流程，尤其对批生产的发动机，生产效率将得到很大提升，有效的保证了产品的外观不受损伤，提高了产品的外观质量性能。

本发明主要提供一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构，将燃烧室壳体一分为二，装配时进行粘接，替代了前封头和燃烧室壳体的传统螺纹和其它连接方式，从而避免了上述连接方式对装配工装的依赖程度高，工艺流程复杂，装配效率无法得到保证且外观质量很难达到要求等问题。本发明将燃烧室壳体分为燃烧室壳体前段和燃烧室壳体喷管后段，只需将前后两段粘接为一体即可成为固体火箭发动机燃烧室。这样做，将大大降低甚至取消对后期总装装配工装的依赖，简化工艺流程，尤其对批生产的发动机，生产效率将得到很大提升，有效的保证了产品的外观不受损伤，提高了产品的外观质量性能。