具体实施方式

本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。

以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种固体火箭发动机的燃烧室壳体做进一步详细的说明，参见图2，该壳体包括：燃烧室壳体主体1、设置于所述燃烧室壳体主体1上的通道支撑部2；其中，

所述燃烧室壳体主体1为内部空腔的圆筒结构；所述通道支撑部2设置于所述燃烧室壳体主体1内壁上，与所述燃烧室壳体主体1的长度相同，且所述通道支撑部2上设置有电缆通道3，所述电缆通道3用于埋设电缆。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，电缆通道3的形状以及尺寸可以根据实际的需求进行设置，故电缆通道3的形状和尺寸有多种，下面以其中一种为例进行说明。

在一种可能实现的方式中，所述电缆通道3为扁平形状的孔，其孔的大小为17mm×4mm。

进一步，为了不影响壳体内壁面绝热层的贴片效果，在一种可能实现的方式中，所述通道支撑部2与所述燃烧室壳体主体1内壁连接处的夹角取值范围为(0°，10°)。

例如，若通道支撑部2与燃烧室壳体主体1内壁连接处的夹角为α，参见图1，若通道支撑部2与燃烧室壳体主体1内壁连接处的夹角α的取值范围为(0°，10°)时，可知通道支撑部2与燃烧室壳体主体1内壁平缓圆滑过渡，更贴合燃烧室壳体主体1内壁，进而降低其对壳体内壁面绝热层的贴片效果。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在固体火箭发动机设计过程中，燃烧室壳体主体1的尺寸可以根据实际需求进行设计，故燃烧室壳体主体1的尺寸有多种，下面以其中一种为例进行说明。

在一种可能实现的方式中，所述燃烧室壳体主体(1)的外径尺寸为203mm，长度小于800mm，所述圆筒结构筒臂厚度为2.2mm，爆破性能不低于20.8MPa。

进一步，在一种可能实现的方式中，所所述燃烧室壳体主体1的外壁封闭且无凸凹面。

进一步，在一种可能实现的方式中，所述燃烧室壳体主体1与所述通道支撑部2一体化设置。

在本申请实施例所提供的方案中，燃烧室壳体主体1的材料有多种，例如，燃烧室壳体主体1采用高强钛合金材料构成。在燃烧室壳体制备过程中，燃烧室壳体主体1和通道支撑部2可以一体成型，也可以通过连接结构连接，例如，通过选择性激光熔融技术(Selective Laser Melting technology，SLM)将燃烧室壳体主体1和通道支撑部2一体化成型设计。

为了便于理解上述燃烧室壳体的结构，下面以举例的形式对燃烧室壳体结构进行说明。

例如，参见图3所示，为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机的燃烧室壳体的俯视图。在图3所示的燃烧室壳体中，燃烧室壳体结构一体化成型设计，壳体内腔专门设计了一条电缆通道用以穿舱电缆线，电缆通道大小根据总体提供的电缆线规格进行设计，通道贯穿于整个燃烧室壳体，电缆通道与壳体圆筒内型面平缓圆滑过渡，从工艺角度考虑基本不影响壳体内壁面绝热层的贴片效果。

以直径203mm固体火箭发动机为例，根据某装发共用技术项目要求开展了一种内埋式电缆通道二脉冲燃烧室壳体结构设计，壳体长度810mm，壳体圆筒段壁厚2.2mm，电缆通道为扁平形状，大小为17mm×4mm。壳体材料采用高强钛合金以达到结构轻质化目的，同时采用SLM整体成型技术增材制造以提高产品可靠性。相比于现有燃烧室壳体，本发明实施例的壳体结构减重达30％，零件数量由5个减少为1个，导弹外部气动阻力预估减缓10％左右，导弹射程预估提升5％左右。

该结构已在某装发共用技术项目中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了液压强度试验考核，爆破压强不低于20.8MPa，结构可靠，后续将该结构逐步推广到型号上应用。

本申请实施例所提供的方案中，通过在燃烧室壳体主体1的内壁上设置通道支撑部2，然后在通道支撑部2上设置电缆通道3，通过电缆通道3埋设电缆，即将电缆通道3设置于燃烧室壳体主体1的内壁上。因此，在本申请实施例所提供的方案中，一方面，通过电缆通道3埋设电缆，降低了装配过程繁琐性；另一方面将电缆通道3设置于燃烧室壳体主体1的内壁上，避免在燃烧室壳体主体1的外壁上设置电缆装配安装部件，导致燃烧室壳体主体1的外壁存在凹凸面，外壁表面不光滑的问题，进而实现减低导弹飞行过程中形成的外部气动阻力，有利于导弹的射程。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。