CN114412659A - 一种组合式锥段复合壳体结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，包括：带锥复合壳体、前舱和舱段连接结构；前舱通过舱段连接结构安装在带锥复合壳体头部。本发明通过复合壳体锥段结构设计大幅度提高复合壳体空间利用率，结合前舱结构实现带锥段助推级发动机装药空间有效利用，同时大幅度降低了壳体消极质量，提高发动机冲质比，避免传统非锥段复合壳体结构空间利用率低，舱段对接空间无法利用，结构整体消极质量大等问题，同时利用舱段连接结构实现了火箭垂直状态下前舱重力的分摊，及内压工作状态下轴向受力的释放，避免了前舱与复合壳体间侧变形不协调。

Description

一种组合式锥段复合壳体结构
技术领域
本发明属于固体火箭发动机复合材料壳体设计技术领域，尤其涉及一种组合式锥段复合壳体结构。
背景技术
常规多级火箭结构为提升火箭性能，通常采用以复合材料壳体为燃烧室的固体火箭发动机为助推级，助推发动机与主级发动机间存通常留有较大的连接空间用于级间过渡，故发动机级间过渡段存在较多空间未利用，在增加火箭整体消极质量同时有限空间的利用率也大大降低，从而限制了火箭整体结构性能的进一步提升。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种组合式锥段复合壳体结构，解决了传统非锥段复合壳体结构空间利用率低，级间过渡段空间利用率低，结构整体消极质量大等问题。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，包括：带锥复合壳体、前舱和舱段连接结构；
前舱通过舱段连接结构安装在带锥复合壳体头部。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，带锥复合壳体，包括：前接头、后接头、前裙、后裙、前接头保护层、后接头保护层、复合壳体绝热层和缠绕层；
缠绕层包覆在复合壳体绝热层外侧，形成壳体本体；
前裙和前接头设置在壳体本体的头部；
后裙和后接头设置在壳体本体的尾部；
前接头的外圆面上包覆有前接头保护层，前接头的内侧斜边与复合壳体绝热层的头部贴合；后接头的外圆面上包覆有后接头保护层，后接头的内侧斜边与复合壳体绝热层的尾部贴合。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，带锥复合壳体，还包括：前裙保护层、后裙保护层、裙固定层、线缆和线缆固定层；
前裙为锥型带翻边结构；其中，前裙的内型面与缠绕层间衬有前裙保护层，前裙保护层包裹至前裙尖端；前裙斜锥段开有线缆穿舱孔A；
后裙为柱段复合裙结构；其中，后裙的内型面与缠绕层间衬有后裙保护层，后裙保护层包裹至后裙尖端；后裙后段开有线缆穿舱孔B；
线缆通过前裙上的线缆穿舱孔A和后裙上的线缆穿舱孔B铺设；其中，线缆前段与前裙锥面贴合，并通过裙固定层缠绕固定；线缆中部及后段与缠绕层外圆面贴合，通过线缆固定层包裹固定；
前裙和后裙与缠绕层之间通过裙固定层连接。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，缠绕层为头部带锥型的缠绕层，前裙锥面与缠绕层前封头和筒段缠绕层平滑过渡。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，复合壳体绝热层为根据推进剂燃烧特性确定的变厚度结构形式的绝热层；其中，复合壳体绝热层与缠绕层锥面相贴合。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，
带锥复合壳体通过前裙与总体接口对接；
带锥复合壳体通过后裙与总体接口对接；
前接头与前舱通过舱段连接结构连接；
后接头采用法兰螺栓结构与发动机喷管相连。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，后裙上设有轴向金属螺套，形成轴向法兰接口，轴向金属螺套通过径向螺钉限位与固定在后裙上；其中，带锥复合壳体通过轴向金属螺套与总体接口对接。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，前舱，包括：前舱壳体和前舱绝热层；
前舱绝热层位于前舱壳体内侧，与前舱壳体内侧完全随型贴合；
前舱壳体为三段式结构：头部为椭球封头面、中段为锥面、尾部为圆柱段；其中，前舱壳体头部椭球封头面上开有点火器接口，前舱壳体尾部圆柱段的侧面上设置有支耳结构，前舱壳体尾部圆柱段底部设置有法兰结构。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，舱段连接结构，包括：连接杆、弹簧、前连接杆螺栓、舱段螺栓和后连接杆螺栓；
连接杆通过弹簧、前连接杆螺栓和舱段螺栓连接前舱壳体与前裙，确保组合式锥段复合壳体结构在垂直状态时，前舱重力由前裙分摊，发动机内压工作状态时轴向约束通过弹簧得到释放。
在上述组合式锥段复合壳体结构中，
连接杆为之字形结构，之字形结构两端设有轴向安装孔A和轴向安装孔B；
连接杆的轴向安装孔A与支耳结构通过前连接杆螺栓连接，弹簧套装在前连接杆螺栓上；
连接杆的轴向安装孔B通过后连接杆螺栓与前裙连接；
前接头采用法兰螺栓结构通过舱段螺栓与前舱壳体尾部圆柱段底部设置的法兰结构连接。
本发明具有以下优点：
(1)本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，通过复合壳体锥面缠绕及前舱设置，提高整体结构空间利用率，大幅度增加了推进剂装填量，同时进一步降低了火箭消极质量，提高了火箭整体性能。
(2)本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，通过舱段连接结构实现了火箭垂直状态下前舱重力的分摊，及内压工作状态下轴向受力的释放，避免了前舱与复合壳体间侧变形不协调。
附图说明
图1是本发明实施例中一种组合式锥段复合壳体结构的结构示意图；
图2是本发明实施例中一种带锥复合壳体的结构示意图；
图3是本发明实施例中一种前舱的结构示意图；
图4是图1中位置Ⅰ处的放大图；
图5是图1中位置Ⅱ处的放大图；
图6是图1中位置Ⅲ处的放大图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
在本实施例中，该组合式锥段复合壳体结构，包括：带锥复合壳体、前舱和舱段连接结构。其中，前舱通过舱段连接结构安装在带锥复合壳体头部。
在本实施例中，如图1、2和4，带锥复合壳体具体可以包括：前接头1、后接头2、前裙3、后裙4、前接头保护层5、后接头保护层6、前裙保护层7、后裙保护层8、复合壳体绝热层9、缠绕层10、裙固定层11、线缆12和线缆固定层13。
缠绕层10包覆在复合壳体绝热层9外侧，形成壳体本体；前裙3和前接头1设置在壳体本体21的头部；后裙4和后接头2设置在壳体本体21的尾部。
前接头1采用轻质高强钛合金材料制备得到，采用法兰螺栓结构，使用舱段螺栓19连接前舱壳体14；前接头1的外圆面上包覆有前接头保护层5，前接头1的内侧斜边与复合壳体绝热层9的头部贴合。
后接头2采用轻质高强钛合金材料制备得到，采用法兰螺栓结构，与发动机喷管相连；后接头2的外圆面上包覆有后接头保护层6，后接头2的内侧斜边与复合壳体绝热层9的尾部贴合。
前裙3采用轻质高强钛合金材料制备得到，为锥型带翻边结构，带锥复合壳体通过前裙3与总体接口对接。其中，前裙3的内型面与缠绕层10间衬有前裙保护层7，前裙保护层7包裹至前裙3尖端；前裙3斜锥段开有线缆穿舱孔A。
后裙4为柱段复合裙结构，带锥复合壳体通过后裙4与总体接口对接。其中，后裙4的内型面与缠绕层10间衬有后裙保护层8，后裙保护层8包裹至后裙4尖端；后裙4后段开有线缆穿舱孔B。进一步的，如图5，后裙4上设有轴向金属螺套41，形成轴向法兰接口，与总体接口对接；轴向金属螺套41通过径向螺钉42限位与固定在后裙4上，加强轴向金属螺套41与后裙4的连接。
线缆12为扁平线缆结构，通过前裙3上的线缆穿舱孔A和后裙4上的线缆穿舱孔B铺设。其中，线缆12前段与前裙3锥面贴合，并通过裙固定层11缠绕固定；线缆12中部及后段与缠绕层10外圆面贴合，通过线缆固定层13包裹固定。
前裙3和后裙4与缠绕层10之间通过裙固定层11连接。
优选的，缠绕层10可通过高强纤维/树脂变角度缠绕成型,为头部带锥型的缠绕层。其中，前裙3锥面与缠绕层10前封头和筒段缠绕层平滑过渡。
优选的，复合壳体绝热层9为根据推进剂燃烧特性确定的变厚度结构形式的绝热层；复合壳体绝热层9与缠绕层10锥面相贴合，并与前接头保护层5和后接头保护层6相连成型。其中，复合壳体绝热层9、前接头保护层5和后接头保护层6采用同种橡胶材料。
在本实施例中，如图1、2和3，前舱具体可以包括：前舱壳体14和前舱绝热层15。其中，前舱绝热层15位于前舱壳体14内侧，与前舱壳体14内侧完全随型贴合，前舱绝热层15的厚度根据内部推进剂燃烧特性设定。
前舱壳体14采用轻质高强钛合金材料制备得到，为三段式结构：头部为椭球封头面、中段为锥面、尾部为圆柱段。其中，前舱壳体14头部椭球封头面上开有点火器接口，通过螺纹与点火器连接；前舱壳体14尾部圆柱段的侧面上设置有支耳结构141；前舱壳体14尾部圆柱段底部设置有法兰结构。
在本实施例中，如图1、2和6，舱段连接结构具体可以包括：连接杆16、弹簧17、前连接杆螺栓18、舱段螺栓19和后连接杆螺栓20。其中，连接杆16通过弹簧17、前连接杆螺栓18和舱段螺栓19连接前舱壳体14与前裙3，确保组合式锥段复合壳体结构在垂直状态时，前舱重力由前裙3分摊，发动机内压工作状态时轴向约束通过弹簧17得到释放。
连接杆16采用超高强度合金钢材料制备得到，为之字形结构，之字形结构两端设有轴向安装孔A和轴向安装孔B。其中，连接杆16的轴向安装孔A与支耳结构141通过前连接杆螺栓18连接，弹簧17套装在前连接杆螺栓18上，发动机内压工作状态时轴向约束通过弹簧17得到释放；连接杆16的轴向安装孔B通过后连接杆螺栓20与前裙3连接。前接头1采用法兰螺栓结构通过舱段螺栓19与前舱壳体14尾部圆柱段底部设置的法兰结构连接。
在一具体实际应用场景中，该组合式锥段复合壳体结构中的参数条件可以设置如下：
缠绕层10通过高强纤维/树脂变角度缠绕成型，为头部带锥型缠绕层：层锥度约16°，锥段长度约300mm。前裙3锥面与缠绕层10前封头和筒段缠绕层通过R200mm大圆角平滑过渡。
前接头保护层5的厚度约为1mm；后接头保护层6的厚度约为1mm。
前接头1采用M10法兰螺栓结构，使用舱段螺栓19连接前舱壳体14；后接头2采用M12法兰螺栓结构，与发动机喷管相连。
前裙保护层7采用高强丁腈橡胶材料，厚度约为0.5mm，包裹至前裙3尖端；后裙保护层8采用与前裙保护层7同种高强丁腈橡胶材料，厚度约为0.5mm，包裹至后裙4尖端。
前裙3斜锥段开有25mm×50mm的矩形线缆穿舱孔A；后裙4后段开有25mm×50mm的矩形线缆穿舱孔B。
后裙4上设有轴向金属螺套41，轴向金属螺套41内螺纹为M8，形成轴向法兰接口，与总体接口对接。
线缆固定层13厚度约为0.5mm，与缠绕层10采用同种纤维树脂体系。
前舱壳体14的中段锥面的锥度约为19°，前舱壳体14头部椭球封头面上设置的点火器接口通过M95螺纹与点火器连接。
支耳结构141上设置Φ10mm轴向通孔。
前舱绝热层15厚度根据内部推进剂燃烧特性设定，厚度不小于4mm。
连接杆16采用30Cr3SiNiMoVA超高强度合金钢材料，通过弹簧17、M10前连接杆螺栓18和M10舱段螺栓连接连接前舱壳体14与前裙3，确保组合式锥段复合壳体垂直状态时前舱重力由前裙分摊，发动机内压工作状态时轴向约束通过弹簧得到释放。
综合考虑组合式锥段复合壳体结构和性能影响，更好结构整体性能，结构设计时考虑前舱壳体锥面与火箭主级喷管间隙尽可能小，缠绕层前封头尽可能前移，以增加推进剂总量，本实施例中带锥复合壳体最大设计压强为12MPa，带锥复合壳体推进剂较传统方案增加约70kg。
综上所述，本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，通过复合壳体锥段结构设计大幅度提高复合壳体空间利用率，结合前舱结构实现带锥段助推级发动机装药空间有效利用，同时大幅度降低了壳体消极质量，提高发动机冲质比，避免传统非锥段复合壳体结构空间利用率低，舱段对接空间无法利用，结构整体消极质量大等问题。其次，利用舱段连接结构实现了火箭垂直状态下前舱重力的分摊，及内压工作状态下轴向受力的释放，避免了前舱与复合壳体间侧变形不协调。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，包括：带锥复合壳体、前舱和舱段连接结构；
前舱通过舱段连接结构安装在带锥复合壳体头部。
2.根据权利要求1所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，带锥复合壳体，包括：前接头(1)、后接头(2)、前裙(3)、后裙(4)、前接头保护层(5)、后接头保护层(6)、复合壳体绝热层(9)和缠绕层(10)；
缠绕层(10)包覆在复合壳体绝热层(9)外侧，形成壳体本体；
前裙(3)和前接头(1)设置在壳体本体(21)的头部；
后裙(4)和后接头(2)设置在壳体本体(21)的尾部；
前接头(1)的外圆面上包覆有前接头保护层(5)，前接头(1)的内侧斜边与复合壳体绝热层(9)的头部贴合；后接头(2)的外圆面上包覆有后接头保护层(6)，后接头(2)的内侧斜边与复合壳体绝热层(9)的尾部贴合。
3.根据权利要求2所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，带锥复合壳体，还包括：前裙保护层(7)、后裙保护层(8)、裙固定层(11)、线缆(12)和线缆固定层(13)；
前裙(3)为锥型带翻边结构；其中，前裙(3)的内型面与缠绕层(10)间衬有前裙保护层(7)，前裙保护层(7)包裹至前裙(3)尖端；前裙(3)斜锥段开有线缆穿舱孔A；
后裙(4)为柱段复合裙结构；其中，后裙(4)的内型面与缠绕层(10)间衬有后裙保护层(8)，后裙保护层(8)包裹至后裙(4)尖端；后裙(4)后段开有线缆穿舱孔B；
线缆(12)通过前裙(3)上的线缆穿舱孔A和后裙(4)上的线缆穿舱孔B铺设；其中，线缆(12)前段与前裙(3)锥面贴合，并通过裙固定层(11)缠绕固定；线缆(12)中部及后段与缠绕层(10)外圆面贴合，通过线缆固定层(13)包裹固定；
前裙(3)和后裙(4)与缠绕层(10)之间通过裙固定层(11)连接。
4.根据权利要求3所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，缠绕层(10)为头部带锥型的缠绕层，前裙(3)锥面与缠绕层(10)前封头和筒段缠绕层平滑过渡。
5.根据权利要求2所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，复合壳体绝热层(9)为根据推进剂燃烧特性确定的变厚度结构形式的绝热层；其中，复合壳体绝热层(9)与缠绕层(10)锥面相贴合。
6.根据权利要求3所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，
带锥复合壳体通过前裙(3)与总体接口对接；
带锥复合壳体通过后裙(4)与总体接口对接；
前接头(1)与前舱通过舱段连接结构连接；
后接头(2)采用法兰螺栓结构与发动机喷管相连。
7.根据权利要求6所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，后裙(4)上设有轴向金属螺套(41)，形成轴向法兰接口，轴向金属螺套(41)通过径向螺钉(42)限位与固定在后裙(4)上；其中，带锥复合壳体通过轴向金属螺套(41)与总体接口对接。
8.根据权利要求3所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，前舱，包括：前舱壳体(14)和前舱绝热层(15)；
前舱绝热层(15)位于前舱壳体(14)内侧，与前舱壳体(14)内侧完全随型贴合；
前舱壳体(14)为三段式结构：头部为椭球封头面、中段为锥面、尾部为圆柱段；其中，前舱壳体(14)头部椭球封头面上开有点火器接口，前舱壳体(14)尾部圆柱段的侧面上设置有支耳结构(141)，前舱壳体(14)尾部圆柱段底部设置有法兰结构。
9.根据权利要求8所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，舱段连接结构，包括：连接杆(16)、弹簧(17)、前连接杆螺栓(18)、舱段螺栓(19)和后连接杆螺栓(20)；
连接杆(16)通过弹簧(17)、前连接杆螺栓(18)和舱段螺栓(19)连接前舱壳体(14)与前裙(3)，确保组合式锥段复合壳体结构在垂直状态时，前舱重力由前裙(3)分摊，发动机内压工作状态时轴向约束通过弹簧(17)得到释放。
10.根据权利要求9所述的组合式锥段复合壳体结构，其特征在于，
连接杆(16)为之字形结构，之字形结构两端设有轴向安装孔A和轴向安装孔B；
连接杆(16)的轴向安装孔A与支耳结构(141)通过前连接杆螺栓(18)连接，弹簧(17)套装在前连接杆螺栓(18)上；
连接杆(16)的轴向安装孔B通过后连接杆螺栓(20)与前裙(3)连接；
前接头(1)采用法兰螺栓结构通过舱段螺栓(19)与前舱壳体(14)尾部圆柱段底部设置的法兰结构连接。
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