CN103061919B - 固液火箭发动机燃烧室气密检查装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，用于固液火箭发动机试验中燃烧室的气密检查；包括喷管壳体、上连接环、下连接环、密封圈和喷管堵盖。上连接环和下连接环通过螺栓组件紧固套装于喷管壳体外壁面，由喷管壳体外壁面的环形凸台定位；喷管堵盖与密封圈组合安装于喷管出口端面处，通过螺栓组件与上连接环及下连接环进行连接紧固，实现喷管出口的密封。本发明的气密检查装置对燃烧室和喷管采用任何连接方式的固液火箭发动机均适用；喷管绝热层与喷管堵盖之间采用密封圈进行密封，保证燃烧室的气密性；气密检查装置的连接紧固不涉及燃烧室与喷管的连接部位，安装拆卸过程快速方便。

Description

固液火箭发动机燃烧室气密检查装置

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体来说，是一种用于固液火箭发动机燃烧室气密检查时对喷管出口密封的装置。

背景技术

与常规的固体或液体火箭发动机相比，固液火箭发动机由于其自身的结构特征使其在安全性、经济性、推力调节特性和多次启动特性等方面具有优势，受到众多研究者的关注。固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料做为推进剂，液体氧化剂经输送系统管路进入发动机头腔，通过喷注面板进入发动机与固体燃料进行燃烧反应，最后由喷管喷出产生推力。固液火箭发动机的燃烧室喷管结构与固体火箭发动机相类似，但比固体火箭发动机多一套液体输送系统，输送系统通过发动机头部与燃烧室相连。在发动机试验过程中对整个系统的气密性具有严格要求，因此有必要在试验时对发动机燃烧室进行气密性检查。而发动机喷管与大气相通，因此在发动机燃烧室气密检查中需配备将喷管出口进行密封的密封装置，密封装置与喷管出口间的连接紧固是需要解决的问题。对于燃烧室和喷管间采用螺栓进行连接的发动机，可将密封装置与喷管出口间用螺栓进行连接和紧固，这也是现有密封装置常用的连接方式。但由于燃烧室与喷管的连接位置与喷管出口一般相距较远，采用这种方式时气密检查装置的安装和拆卸十分不便，且当燃烧室和喷管采用卡环连接、键连接等其它连接形式时，这种方式将不可行。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种用于固液火箭发动机燃烧室气密检查时对喷管出口密封的装置，可实现喷管出口的有效密封，且与喷管间的连接和紧固不受燃烧室和喷管连接方式的影响，适用于燃烧室和喷管采用任何连接方式的固液火箭发动机。

一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，其特征在于：包括喷管壳体、上连接环、下连接环、密封圈和喷管堵盖。

所述上连接环和下连接环为半圆环状，上连接环与下连接环配合固定连接后形成圆环结构套于喷管壳体外侧壁上；所述喷管堵盖为板状结构，中部设计有与喷管出口等直径的内凹部分，通过将喷管出口端面上的喷管绝热层嵌入内凹部分，使喷管堵盖将喷管出口遮盖；在喷管出口的端面上的喷管绝热层与内凹部分底面间设置有密封圈，密封圈通过内凹部分底面周向上开有的环形凹槽定位；上述上连接环与下连接环均通过至少一个螺栓组件B与喷管堵盖相连。

在喷管壳体外壁周向上设计有环形凸台，环形凸台位于上、下连接环与喷管堵盖之间；上述环形凸台设计为梯形剖面结构，环形凸台顶面与喷管壳体外壁面平行，两侧壁面与喷管外壁面间夹角形成130~140度的钝角；且使上连接环、下连接环与环形凸台间面面接触。

本发明的优点在于：

1、本发明气密检查装置中，上、下连接环通过喷管壳体外壁面的环形凸台进行限位，使上、下连接环与喷管堵盖间的连接十分紧固，具有很好的气密效果，且对燃烧室和喷管采用任何连接方式的固液火箭发动机均适用；

2、本发明喷管出口密封结构中，将喷管壳体外壁面的环形凸台设计为梯形剖面，有利于减小喷管壳体与上、下连接环安装紧固过程中产生的切应力和应力集中；

3、本发明上、下连接环设计为半圆环状，通过螺栓连接成完整圆环套于喷管壳体外壁面，对喷管堵盖进行连接和紧固，安装过程方便，气密试验完成后也易于拆卸；

4、本发明喷管出口密封结构中，喷管绝热层与喷管堵盖之间采用O型密封圈进行密封，保证燃烧室的气密性；

5、本发明喷管出口密封结构在进行安装时不涉及燃烧室与喷管的连接部位，安装拆卸过程快速方便。

附图说明

图1是本发明固液火箭发动机燃烧室气密检查装置的结构示意图；

图2是图1所示的固液火箭发动机燃烧室气密检查装置的A-A剖面向视图。

图中：

1-喷管壳体   2-上连接环   3-下连接环  4-密封圈    5-喷管堵盖

6-螺栓组件A  7-螺栓组件B  8-耳片      9-环形凸台  10-喷管绝热层具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明气密检查装置，包括喷管壳体1、上连接环2、下连接环3、密封圈4和喷管堵盖5。

所述上连接环2和下连接环3为两端具有耳片8的半圆环状，上连接环2与下连接环3配合后形成圆环结构套于喷管壳体1外侧壁上，靠近喷管出口处。上连接环2与下连接环3间通过螺栓组件A6紧固，具体为：螺栓组件A6包括螺栓A与螺母A，螺栓A穿过上连接环2与下连接环3同侧的耳片后，通过螺母拧紧，由此实现上连接环2与下连接环3间的相对固定；且螺母A底部还设置有平垫片与弹形垫片，防止螺母A松脱。

所述喷管堵盖5为圆板状结构，中部设计有与喷管出口等直径的内凹部分，通过将喷管出口端面上的喷管绝热层10嵌入内凹部分，使喷管堵盖5将喷管出口遮盖，且喷管堵盖5与喷管出口间通过内凹部分实现径向上的相对定位。在喷管出口端面上的喷管绝热层10与内凹部分底面间设置有密封圈4，密封圈4通过内凹部分底面周向上开有的环形凹槽定位，且密封圈4的直径大于环形凹槽的深度，满足密封圈4的压缩量，从而保证燃烧室的气密性。

上述上连接环2与下连接环3均通过至少一个螺栓组件B7与喷管堵盖5相连，具体为：螺栓组件B7包括螺栓B与螺母B，螺栓B依次穿过上连接环2与喷管堵盖5上的连接孔后，通过螺母B拧紧，将喷管堵盖5与喷管出口间压紧；且螺母B底部同样设置有平垫片与弹形垫片，防止螺母B松脱。本发明中上连接环2与下连接环3分别通过周向均匀分布的一个以上螺栓组件B7与喷管堵盖5相连，由此增加了上连接环2、下连接环3与喷管堵盖5间的定位和稳定程度。

为了拆卸方便，上连接环2、下连接环3与喷管堵盖5间不采用固定连接的方式，由此随螺母的拧紧，会使上连接环2与下连接环3在喷管外壁上产生沿喷管轴向上的位移，因此本发明中在喷管壳体1外壁周向上设计有环形凸台9，环形凸台9位于上连接环2、下连接环3与喷管堵盖5之间；由此通过环形凸台9对上连接环2与下连接环3进行限位，从而使螺母拧紧后，上连接环2、下连接环3与喷管堵盖5间相对定位，不会产生朝向喷管出口方向的位移；同时使喷管出口端面上的喷管绝热层10压缩密封圈5，使喷管堵盖5将喷管出口严格密封，可满足试验要求的泄露率。。本发明中将上述环形凸台9设计为梯形剖面结构，环形凸台9顶面与喷管壳体1外壁面平行，两侧壁面与喷管外壁面间夹角形成130~140度的钝角，由此可以增加环形凸台9与喷管壳体1外壁面的连接面积，有利于减小喷管壳体1在与上连接环2和下连接环3安装紧固过程中产生的切应力，减小应力集中；且在采用上述结构的环形凸台9时，在螺母拧紧到所要求的紧固力时，使上连接环2、下连接环3与环形凸台9间面面接触（即将上连接环2、下连接环3与环形凸台9接触部分设计为平面，且与环形凸台9的接触面平行），由此可使上连接环2、下连接环3在安装过程中与喷管壳体1上的环形凸台9间紧密接触，增加了上连接环2、下连接环3与喷管堵盖5间的定位牢固性。

Claims (4)

1.一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，其特征在于：包括喷管壳体、上连接环、下连接环、密封圈和喷管堵盖；

所述上连接环和下连接环为半圆环状，上连接环与下连接环配合固定连接后形成圆环结构套于喷管壳体外侧壁上；所述喷管堵盖为板状结构，中部设计有与喷管出口等直径的内凹部分，通过将喷管出口端面上的喷管绝热层嵌入内凹部分，使喷管堵盖将喷管出口遮盖；在喷管出口端面上的喷管绝热层与内凹部分底面间设置有密封圈，密封圈通过内凹部分底面周向上开有的环形凹槽定位；上述上连接环与下连接环均通过至少一个螺栓组件B与喷管堵盖相连；

在喷管壳体外壁周向上设计有环形凸台，环形凸台位于上、下连接环与喷管堵盖之间；上述环形凸台设计为梯形剖面结构，环形凸台顶面与喷管壳体外壁面平行，两侧壁面与喷管外壁面间夹角形成130～140度的钝角；且在螺母拧紧到极限时，使上连接环、下连接环与环形凸台间面面接触。

2.如权利要求1所述一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，其特征在于：所述上连接环与下连接环间通过螺栓组件A紧固，具体连接方式为：上连接环与下连接环两端具有耳片；螺栓组件A包括螺栓A与螺母A；螺栓A穿过上连接环与下连接环同侧的耳片后，通过螺母拧紧。

3.如权利要求1所述一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，其特征在于：所述密封圈的直径大于环形凹槽的深度。

4.如权利要求1所述一种固液火箭发动机燃烧室气密检查装置，其特征在于：所述上连接环与下连接环分别通过周向均匀分布的螺栓组件B与喷管堵盖相连。