本發(fā)明屬于固體火箭發(fā)動機領域，尤其涉及一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭。
背景技術：
固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體接頭的傳統(tǒng)結構形式為整體式結構，接頭包括內表面和外表面，內表面和外表面包絡的空間徑向截面為實心結構，材料可為金屬，也可為非金屬，金屬有鋁合金、鈦合金、高強鋼，非金屬有纖維樹脂基復合材料。隨著固體火箭發(fā)動機尺寸增大、工作壓強提高，為適應環(huán)境條件，必須增大固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體接頭厚度和寬度，導致接頭重量較大，在固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體質量中占比很大，成為固體火箭發(fā)動機消極質量主要來源。
技術實現(xiàn)要素：
本發(fā)明旨在克服現(xiàn)有技術缺陷，目的是提供一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭。
為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，包括內表面和外表面，其特征在于所述接頭的內表面和外表面包絡的空間徑向截面為鏤空結構。
可選地，所述的鏤空結構為開設減重槽。
優(yōu)選地，所述的減重槽采用輕質抗壓填料填滿。
優(yōu)選地，所述的輕質抗壓填料中混合有空心玻璃微珠。
可選地，所述的鏤空結構為框架式，內部設置環(huán)筋、肋板作為支撐結構，所述接頭的內表面和外表面采用蒙皮覆蓋。
優(yōu)選地，所述的鏤空結構框架空隙中填充泡沫。
可選地，所述的鏤空結構為點陣式，內部采用點陣式結構支撐，所述接頭的內表面和外表面采用蒙皮覆蓋。
本發(fā)明的一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，與現(xiàn)有技術相比，接頭的內表面和外表面包絡的空間徑向截面為鏤空結構，降低了該部分質量，在不影響接頭承力性能的情況下，大幅降低了固體火箭發(fā)動機消極質量。
附圖說明
圖1是本發(fā)明的實施例1的一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，鏤空結構為開設減重槽結構示意圖；
圖2是本發(fā)明的實施例2的一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，鏤空結構為框架式結構示意圖；
圖3是本發(fā)明的實施例3的一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，鏤空結構為點陣式結構示意圖；
圖4是圖3的a局部點陣式鏤空結構視圖。
其中，1-內表面、2-外表面、12-空間徑向截面、121-減重槽、21-環(huán)筋、22-肋板、31-桿件、32-上下面板。
具體實施方式
下面結合具體實施方式對本發(fā)明作進一步的描述。
實施例1：一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，如圖1所示，包括內表面和外表面，所述接頭的內表面和外表面包絡的空間徑向截面為開設減重槽的鏤空結構，所述接頭的材質為金屬，減重槽沿環(huán)向間隔均勻開設，再采用輕質抗壓填料通過模壓工藝方式填滿減重槽，成為整體結構，輕質抗壓填料可以用橡膠、樹脂、復合材料等制成，并可在上述材料中混合空心玻璃微珠，進一步降低填充材料密度。
實施例2：一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，如圖2所示，包括內表面和外表面，所述接頭的內表面和外表面包絡的空間徑向截面為鏤空結構，鏤空結構為框架式，內部設置環(huán)筋、肋板作為支撐結構，接頭的內表面和外表面采用蒙皮覆蓋，成為整體結構，滿足結構承載強度剛度要求。采用金屬材料制造時，分別加工環(huán)筋、肋板，將內部支撐結構焊接為整體，再焊接上、下蒙皮，最終成為整體結構；也可采用3d打印制造工藝成型。采用纖維樹脂基復合材料制造時，采用rtm或真空導入工藝成型，為便于工藝實施，在空隙中填充泡沫。
實施例3：一種固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體輕質接頭，如圖3所示，包括內表面和外表面，所述接頭的內表面和外表面包絡的空間徑向截面為點陣式鏤空結構，內部采用點陣式結構支撐，如圖4所示，接頭的內表面和外表面采用蒙皮覆蓋，最終成為整體結構。點陣結構是一種有序多孔結構，其微觀結構類似晶體點陣結構，制作材料是模擬分子點陣構型制造出的有序超輕多孔的周期性網(wǎng)絡結構材料，具有周期性、大孔隙率、自平衡等特點，具有高比剛度、比強度的優(yōu)點，在相同的結構承載條件下節(jié)省材料，有效降低接頭消極質量。
金屬點陣結構制造工藝可采用熔模鑄造法、變形成型法、金屬絲編織法、金屬絲搭接組裝法、增材制造法。
復合材料點陣結構可采用熱壓、拉擠或rtm工藝，首先制造桿件，纖維方向可全部沿桿件方向，然后再制造上下面板，最后將桿件與面板粘接形成點陣結構。該技術易實現(xiàn)自動化，有利于大批量生產。