固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利說明】固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)
[0001] _
技術(shù)領(lǐng)域
[0002]本發(fā)明涉及固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)。
[0003]
【背景技術(shù)】
[0004]燃燒室殼體是發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)中的重要部件之一，它是裝填固體推進(jìn)劑的儲(chǔ)箱，又是推進(jìn)劑燃燒的場(chǎng)所，同時(shí)，也是導(dǎo)彈彈體的組成部分。在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)研制任務(wù)書要求的前提下，在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體設(shè)計(jì)中，應(yīng)在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)考慮飛行試驗(yàn)時(shí)候的各種載荷要求，提高導(dǎo)彈整體結(jié)構(gòu)的可靠性。
[0005]而作為燃燒室殼體外部零件的彈翼支座，主要承受了導(dǎo)彈彈翼對(duì)其的外載作用，其工況是較為嚴(yán)酷的。同時(shí)作為主要承力部件，彈翼支座與燃燒室殼體主要通過氬弧焊焊接的方式進(jìn)行可靠連接，所以對(duì)其焊接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)至關(guān)重要，這將影響導(dǎo)彈整體結(jié)構(gòu)的可靠性。
[0006]現(xiàn)有彈翼支座的焊接結(jié)構(gòu)，主要采用無軸向底槽的結(jié)構(gòu)形式。
[0007]無軸向底槽的結(jié)構(gòu)形式存在的問題是不能有效釋放焊接時(shí)產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，容易產(chǎn)生裂紋，降低了彈翼支座的焊接強(qiáng)度，從而使得彈翼支座承受外載能力的下降，導(dǎo)致導(dǎo)彈整體結(jié)構(gòu)可靠性的下降。
[0008]

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]為了解決現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的是提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，提高彈翼支座結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，減少焊接造成的殘余熱應(yīng)力。
[0010]本發(fā)明提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，包括本體和位于本體下端面的底槽；本體包括底座和耳柱；耳柱與底座通過一個(gè)臺(tái)階面連接；耳柱通過其第一端面作為彈翼的安裝面，并將彈翼安裝在耳柱中間的軸向槽中；與第一端面相對(duì)的第二端面為為凹形的弧面，第二端面的直徑與燃燒室殼體的直徑相同；通過第二端面兩條直邊與所述燃燒室殼體焊接實(shí)現(xiàn)彈翼支座與燃燒室殼體的連接；第二端面具有一個(gè)貫穿所述第二端面的底槽，所述底槽平行于第二端面與燃燒室殼體之間的焊縫。
[0011]一些實(shí)施例中，所述第一端面與第二端面的連接面為臺(tái)階面，所述臺(tái)階面的高度為1.5mm,寬度為1_。
[0012]一些實(shí)施例中，所述第二端面的寬度為36mm，所述底槽的高度為0.5mm，寬度為16mm。
[0013]本發(fā)明的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是:
1)減少焊接造成的殘余熱應(yīng)力，防止裂紋的產(chǎn)生，提高彈翼支座結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；
2)提高手工氬弧焊的合格率，優(yōu)化工藝過程。
[0014]
【附圖說明】
[0015]通過閱讀參照以下附圖所作的對(duì)非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更明顯:
圖1為本發(fā)明固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0016]
【具體實(shí)施方式】
[0017]參見示出本發(fā)明實(shí)施例的附圖，下文將更詳細(xì)地描述本發(fā)明。然而，本發(fā)明可以以許多不同形式實(shí)現(xiàn)，并且不應(yīng)解釋為受在此提出之實(shí)施例的限制。相反，提出這些實(shí)施例是為了達(dá)成充分及完整公開，并且使本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員完全了解本發(fā)明的范圍。這些附圖中，為清楚起見，可能放大了層及區(qū)域的尺寸及相對(duì)尺寸。
[0018]現(xiàn)參考圖1詳細(xì)描述根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)。如圖1所示，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，包括本體和位于本體下端面的底槽03 ;本體包括:底座02和耳柱01。耳柱01與底座02通過一個(gè)臺(tái)階面連接；所述耳柱01通過其第一端面作為彈翼的安裝面，并將彈翼安裝在耳柱01中間的軸向槽中；與所述第一端面相對(duì)的第二端面為為凹形的弧面，所述第二端面的直徑與燃燒室殼體I的直徑相同；通過所述第二端面兩條直邊與所述燃燒室殼體I焊接實(shí)現(xiàn)彈翼支座與燃燒室殼體I的連接；所述第二端面具有一個(gè)貫穿所述第二端面的底槽03，所述底槽03平行于第二端面與燃燒室殼體I之間的焊縫。
[0019]所述彈翼支座的具體結(jié)構(gòu)尺寸根據(jù)總體下達(dá)的機(jī)械接口協(xié)調(diào)要求確定，其軸向長(zhǎng)度為320mm，材料采用30CrMnSiA高強(qiáng)度鋼。
[0020]所述第二端面貫穿了一個(gè)底槽03，考慮到徑向支座厚度的同時(shí)，主要為了抑制因?yàn)闅寤『负附釉斐傻臍堄鄳?yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)的破壞，故確定底槽的高度為0.5mm，寬度為15mm。
[0021]所述耳柱01與底座02通過一個(gè)臺(tái)階面連接，考慮到其作為氬弧焊焊接處，而且彈翼支座軸向長(zhǎng)度達(dá)到了 320_，氬弧焊焊接產(chǎn)生巨大的熱量可能造成溶深過大對(duì)燃燒室殼體I造成損傷。為了確保焊接可靠性，并綜合考慮工藝流程，故確定為臺(tái)階面的寬度為1mm，高度1.5mmο
[0022]所述底槽03位于彈翼支座的中間位置，作為軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)的彈翼支座，為了盡可能將焊接造成的參與應(yīng)力均勻的釋放，故將底槽03設(shè)計(jì)在彈翼支座第二端面的軸對(duì)稱位置，并以發(fā)動(dòng)機(jī)軸線作為對(duì)稱軸。
[0023]本發(fā)明中，彈翼支座與燃燒室殼體I的焊接流程為:根據(jù)工藝規(guī)程，先對(duì)彈翼支座的毛坯件進(jìn)行定位焊接，然后正式焊接。焊接完成后，燃燒室殼體I進(jìn)行熱處理。為了滿足總體的機(jī)械接口要求，需采用氬弧焊的方式對(duì)彈翼支耳進(jìn)行焊接，即沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向與燃燒室殼體I進(jìn)行焊接。若彈翼支座不采用帶槽的焊接結(jié)構(gòu)，在焊接過程中，因?yàn)闅堄酂釕?yīng)力的存在，可能會(huì)造成結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的降低，甚至產(chǎn)生微裂紋，這樣就直接降低了彈翼支座承受外載的能力，；若采用帶底槽的焊接結(jié)構(gòu)，在定位焊及正式焊接的過程中，能盡可能的釋放殘余應(yīng)力，使得彈翼支座在熱處理過程中結(jié)構(gòu)組織均勻、強(qiáng)度穩(wěn)定，這樣在整體外部接口不變的情況下，即可明顯的提高彈翼支座的承載能力。
[0024]以直徑200mm發(fā)動(dòng)機(jī)為例，根據(jù)總體機(jī)械接口協(xié)調(diào)要求，確定了彈翼支座的結(jié)構(gòu)尺寸，并根據(jù)實(shí)際工藝情況，適應(yīng)性的設(shè)計(jì)其焊接結(jié)構(gòu)。即保證彈翼支座的下端面與燃燒室殼體I外徑一致，寬度為36mm,同時(shí)在支座下端面加工一個(gè)高度0.5_、寬度為16_的底槽03，以及在氬弧焊焊接處加工了一個(gè)寬1_、高1.5mm的臺(tái)階。這樣的結(jié)構(gòu)既可以滿足焊接工藝要求的同時(shí)保證了彈翼支座結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。
[0025]該結(jié)構(gòu)已在該型號(hào)中應(yīng)用，產(chǎn)品工藝性與可生產(chǎn)性已得到驗(yàn)證，并通過了液壓試驗(yàn)及多次地面的考核，結(jié)構(gòu)可靠，滿足總體要求。
[0026]對(duì)于本領(lǐng)域技術(shù)人員而言，顯然本發(fā)明不限于上述示范性實(shí)施例的細(xì)節(jié)，而且在不背離本發(fā)明的精神或基本特征的情況下，能夠以其他的具體形式實(shí)現(xiàn)本發(fā)明。因此，無論從哪一點(diǎn)來看，均應(yīng)將實(shí)施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本發(fā)明的范圍由所附權(quán)利要求而不是上述說明限定，因此旨在將落在權(quán)利要求的等同要件的含義和范圍內(nèi)的所有變化囊括在本發(fā)明內(nèi)。不應(yīng)將權(quán)利要求中的任何附圖標(biāo)記視為限制所涉及的權(quán)利要求。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，其特征在于，包括本體和位于本體下端面的底槽； 所述本體包括底座和耳柱；所述耳柱與底座通過一個(gè)臺(tái)階面連接； 所述耳柱通過其第一端面作為彈翼的安裝面，并將彈翼安裝在耳柱中間的軸向槽中；與所述第一端面相對(duì)的第二端面為為凹形的弧面，所述第二端面的直徑與燃燒室殼體的直徑相同； 通過所述第二端面兩條直邊與所述燃燒室殼體焊接實(shí)現(xiàn)彈翼支座與燃燒室殼體的連接； 所述第二端面具有一個(gè)貫穿所述第二端面的底槽，所述底槽平行于第二端面與燃燒室殼體之間的焊縫。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述第一端面與第二端面的連接面為臺(tái)階面，所述臺(tái)階面的高度為1.5mm，寬度為1mm。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述第二端面的寬度為36mm,所述底槽的高度為0.5mm,寬度為16mm。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述底槽位于彈翼支座的中間位置。
【專利摘要】一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彈翼支座焊接結(jié)構(gòu)，包括本體和位于本體下端面的底槽；本體包括底座和耳柱；耳柱與底座通過一個(gè)臺(tái)階面連接；耳柱通過其第一端面作為彈翼的安裝面，并將彈翼安裝在耳柱中間的軸向槽中；與第一端面相對(duì)的第二端面為為凹形的弧面，第二端面的直徑與燃燒室殼體的直徑相同；通過第二端面兩條直邊與所述燃燒室殼體焊接實(shí)現(xiàn)彈翼支座與燃燒室殼體的連接；第二端面具有一個(gè)貫穿所述第二端面的底槽，所述底槽平行于第二端面與燃燒室殼體之間的焊縫。由于本發(fā)明采用了此焊接結(jié)構(gòu)，與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是：減少焊接造成的殘余熱應(yīng)力，防止裂紋的產(chǎn)生，提高彈翼支座結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；提高手工氬弧焊的合格率，優(yōu)化工藝過程。
【IPC分類】F02K9-32
【公開號(hào)】CN104696103
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201310663168
【發(fā)明人】樂浩, 麥玲, 婁永春, 劉鳳, 潘麗華, 俞鑫, 王一奇
【申請(qǐng)人】上海新力動(dòng)力設(shè)備研究所
【公開日】2015年6月10日
【申請(qǐng)日】2013年12月10日