一种变厚度裙间连接弹性层的制作方法

本发明涉及固体火箭发动机裙连接结构设计，具体涉及裙结构与壳体搭接段锥度不同情况下的弹性层过渡连接设计。

背景技术：

1、裙结构是固体火箭发动机重要的组成部分，起发动机级间段的连接作用，主要承受拉伸、弯曲、横向剪切等多种外载荷联合作用，受力状态较为复杂。裙结构一般在固体火箭发动机壳体缠绕成型后，以裙尖锥段部分与壳体锥段部分物理粘接的方式进行连接，一体式进行承载。为保证裙结构与壳体在承载过程中的变形协调，并防止过盈匹配过程中裙尖部位对壳体表面划伤，通常在裙尖锥段部分的内表面粘接有橡胶弹性层，再由弹性层与壳体搭接锥段部分进行直接粘接，即在裙尖部位与壳体锥段连接区域之间由橡胶弹性层进行过渡。

2、一般情况下，裙尖结构搭接段的锥角与壳体锥段角度相同，两者之间过渡的橡胶弹性层为等厚度设计，可以满足目前的裙结构连接要求。而当裙结构搭接段锥度较小，壳体搭接段锥度较大时，如严格按照裙结构搭接段锥度设计修改壳体的裙连接区锥度，采用等厚度弹性层设计，则将导致壳体搭接段锥段过长，壳体质量、尺寸等指标不满足设计要求。因此，在必须满足壳体质量和其他结构尺寸指标要求的情况下，壳体裙连接区比裙结构搭接段的设计锥度大，而为适应裙结构搭接段与壳体裙连接区锥度不匹配的情况。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种变厚度裙间连接弹性层，能够在满足固体火箭发动机总体设计指标的情况下，增强裙结构搭接段与壳体裙连接区之间的结构匹配性和变形协调性。

2、一种变厚度裙间连接弹性层，变厚度裙间连接弹性层位于裙结构搭接段和壳体裙连接区之间，裙结构搭接段内表面锥度和壳体裙连接区外表面的锥度不同；变厚度裙间连接弹性层一侧表面先与裙结构搭接段内表面粘接，再与裙结构搭接段一起通过变厚度裙间连接弹性层另一侧与壳体裙连接区外表面进行粘接。

3、进一步地，所述变厚度裙间连接弹性层采用t-35橡胶通过模压、加热成型，成型后晾置避光保存。

4、进一步地，裙结构搭接段锥角为0.5度，壳体裙连接区锥角为1.5度，变厚度裙间连接弹性层由0.7mm过渡到2mm，变厚度裙间连接弹性层连接过渡区粘接段长100mm。

5、进一步地，变厚度裙间连接弹性层的长度和厚度变化通过裙结构搭接段和壳体裙连接区的锥度和长度计算确定。

6、进一步地，在裙结构搭接段、变厚度裙间连接弹性层与壳体裙连接区装配完成后，进行壳体裙外缠绕固定、补强后续工序。

7、有益效果：

8、1、本发明采用变厚度裙间连接弹性层连接在裙结构搭接段和壳体裙连接区之间，提高了固体火箭发动机裙结构和壳体结构之间的连接匹配性和承载变形协调性，特别是两者搭接段锥度不同的情况。

9、2、本发明为裙结构与壳体结构不同搭接锥度的连接设计提供了可行性，在后续发动机结构设计中，可以考虑缩短裙尖结构或壳体结构锥段的搭接长度，从而缩短结构长度，降低发动机结构惰性质量，提高发动机整体性能。

10、3、相比等厚度裙间连接弹性层设计，变厚度的裙间连接弹性层通过增加对结构几何的适配性降低了裙连接区界面强度要求，提高了发动机裙连接结构的可靠性。

技术特征：

1.一种变厚度裙间连接弹性层，其特征在于，变厚度裙间连接弹性层位于裙结构搭接段和壳体裙连接区之间，裙结构搭接段内表面锥度和壳体裙连接区外表面的锥度不同；变厚度裙间连接弹性层一侧表面先与裙结构搭接段内表面粘接，再与裙结构搭接段一起通过变厚度裙间连接弹性层另一侧与壳体裙连接区外表面进行粘接。

2.如权利要求1所述的变厚度裙间连接弹性层，其特征在于，所述变厚度裙间连接弹性层采用t-35橡胶通过模压、加热成型，成型后晾置避光保存。

3.如权利要求2所述的变厚度裙间连接弹性层，其特征在于，裙结构搭接段锥角为0.5度，壳体裙连接区锥角为1.5度，变厚度裙间连接弹性层由0.7mm过渡到2mm，变厚度裙间连接弹性层连接过渡区粘接段长100mm。

4.如权利要求3所述的变厚度裙间连接弹性层，其特征在于，变厚度裙间连接弹性层的长度和厚度变化通过裙结构搭接段和壳体裙连接区的锥度和长度计算确定。

5.如权利要求3或4所述的变厚度裙间连接弹性层，其特征在于，在裙结构搭接段、变厚度裙间连接弹性层与壳体裙连接区装配完成后，进行壳体裙外缠绕固定、补强后续工序。

技术总结本发明公开了一种变厚度裙间连接弹性层，属于固体火箭发动机裙连接结构设计技术领域。变厚度裙间连接弹性层位于裙结构搭接段和壳体裙连接区之间，裙结构搭接段内表面锥度和壳体裙连接区外表面的锥度不同；变厚度裙间连接弹性层一侧表面先与裙结构搭接段内表面粘接，再与裙结构搭接段一起通过变厚度裙间连接弹性层另一侧与壳体裙连接区外表面进行粘接。本发明能够在满足固体火箭发动机总体设计指标的情况下，增强裙结构搭接段与壳体裙连接区之间的结构匹配性和变形协调性。技术研发人员：李飞皓,刘勇琼,刘长猛,杨梦怡,胡雨蒙,董新刚,宋学宇,曹琪,王丹,张爱华受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/15