CN104929807B - 一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其中推力室和喷管相连接，通过螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接，其所述的推力室为金属，所述的喷管为C‑C复合材料；所述的喷管的法兰和推力室的法兰的轴线垂直于喷管型面母线切线；采用内六角螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接；内六角螺栓与C‑C复合材料的喷管的法兰之间设置隔热垫，通过螺母固定内六角螺栓；在推力室的法兰侧面设有加强肋。本发明能够减小法兰的径向尺寸和重量，改善C‑C复合材料喷管法兰成型的工艺性，增加C‑C复合材料喷管法兰的结构强度。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发动机喷管对接法兰结构，具体涉及一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，以应用在航天推进领域。
背景技术
碳纤维增强陶瓷基复合材料(下面简称C-C复合材料)具有密度小、比强度高、耐高温、抗烧蚀等优点，是火箭发动机喷管的理想材料。当前国际上在固体、液体火箭发动机上，都大力应用C-C复合材料喷管，以取代传统的金属喷管。C-C复合材料喷管通过法兰结构与发动机推力室连接。
传统的喷管法兰连接结构如图1所示，推力室1和喷管5相连接，通过螺栓穿过喷管的法兰4和推力室的法兰2实现喷管5和推力室1的连接，其中喷管的法兰4和推力室的法兰2对接面与喷管轴线6垂直。但由于C-C复合材料喷管的主体结构是由碳纤维布带在芯模上缠绕出来的，对接面垂直于轴线的设计，造成C-C复合材料喷管法兰与C-C复合材料喷管本体之间形成锐角转折，不利于碳布在法兰处的缠绕与成型，会导致C-C复合材料喷管本体与C-C复合材料喷管法兰结合处结构疏松、纤维不连续，结构强度下降。这种设计还导致金属的推力室的法兰径向尺寸较大，结构重量较大。
发明内容
本发明针对传统的垂直于喷管轴线的法兰设计缺陷，提供一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其能够减小法兰的径向尺寸和重量，改善C-C复合材料喷管法兰成型的工艺性，增加C-C复合材料喷管法兰的结构强度。
实现本发明目的的技术方案：一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其中推力室和喷管相连接，通过螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接，其所述的推力室为金属，所述的喷管为C-C复合材料；所述的喷管的法兰和推力室的法兰的轴线垂直于喷管型面母线切线；采用内六角螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接；内六角螺栓与C-C复合材料的喷管的法兰之间设置隔热垫，通过螺母固定内六角螺栓；在推力室的法兰侧面设有加强肋。
如上所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其在推力室的法兰侧面，在每两个螺栓孔中间焊接一个加强肋，起到增强结构强度的作用。
如上所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其所述的喷管的法兰为增厚结构，外型面圆滑过渡至法兰。沿所述的喷管的法兰下最外侧的一点做圆弧与喷管外型面相切，从而构成喷管的法兰的增厚结构；在该增厚结构上加工六角螺栓的螺栓孔。
如上所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其先确定喷管的法兰入口的面积比，在喷管型面母线上确定分界点，在分界点上作型面母线的切线，然后作直线过分界点与切线垂直，该直线为喷管的法兰和推力室的法兰对接面。
本发明的效果在于：
本发明提供一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，能够减小法兰的径向尺寸和重量，改善C-C复合材料喷管法兰成型的工艺性，增加C-C复合材料喷管法兰的结构强度。该法兰结构中法兰对接面与喷管型面母线切向垂直，有效减小了法兰的径向尺寸。C-C复合材料喷管外型面与法兰结合处过渡圆滑，有利于碳纤维预制体缠绕和成型，结构强度较高。
本发明结构已经应用在产品设计中，并通过试验件的验证。相比传统的法兰设计，本发明可以使法兰盘的宽度(内外径之差)减小约1/3，重量也减轻了约1/3；大大改善了C-C复合材料喷管法兰的缠绕和成型工艺性，避免了喷管与法兰结合处出现结构疏松等强度薄弱区，并增加了C-C复合材料喷管法兰的结构强度。
附图说明
图1为传统的喷管法兰连接结构简图；
图2为本发明所述的火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构剖面图；
图3为本发明所述的火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构外观图。
图中：1.推力室；2.推力室的法兰；3.螺栓孔；4.喷管的法兰；5.喷管；6.喷管轴线；7.内六角螺栓；8.隔热垫；9.螺母；10.加强肋。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构作进一步描述。
如图2和图3所示，本发明所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其中推力室1和喷管5相连接，所述的推力室1为金属，所述的喷管5为C-C复合材料。
所述的喷管的法兰4和推力室的法兰2的轴线垂直于喷管1型面母线切线；具体为先确定喷管的法兰4入口的面积比，在喷管型面母线上确定分界点，在分界点上作型面母线的切线，然后作直线过分界点与切线垂直，该直线为喷管的法兰4和推力室的法兰2对接面。
采用内六角螺栓7穿过喷管的法兰4和推力室的法兰2实现喷管5和推力室1的连接。
内六角螺栓7与C-C复合材料的喷管的法兰4之间设置隔热垫8，通过螺母9固定内六角螺栓7。
在推力室的法兰2侧面设有加强肋10，即在每两个螺栓孔中间焊接一个加强肋10，起到增强结构强度的作用。
所述的喷管的法兰4为增厚结构，外型面圆滑过渡至法兰；具体为，沿所述的喷管的法兰4下最外侧的一点做圆弧与喷管5外型面相切，从而构成喷管的法兰4的增厚结构；在该增厚结构上加工六角螺栓7的螺栓孔。
所述的喷管的法兰4和推力室的法兰2的轴线垂直于喷管1型面母线切线；
本发明中法兰对接面由传统的垂直于喷管轴线，改为垂直于喷管型面母线切线；增加C-C喷管在入口处的结构厚度，外型面圆滑过渡至法兰；选用扳手空间需求小的内六角螺栓，尽量减小在C-C喷管结构上螺栓安装处的加工去除量；在螺栓与C-C喷管之间设置一个隔热垫，保护螺栓免受高温的同时，可以增大螺栓与喷管的接触面积，避免C-C喷管压紧面上出现结构受压损坏；金属法兰一侧使用加强肋增加结构强度，减薄法兰厚度，减轻金属法兰的重量。
Claims (2)
1.一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其中推力室(1)和喷管(5)相连接，通过螺栓穿过喷管的法兰(4)和推力室的法兰(2)实现喷管(5)和推力室(1)的连接，其特征在于：
所述的推力室(1)为金属，所述的喷管(5)为C-C复合材料；
所述的喷管的法兰(4)和推力室的法兰(2)的轴线垂直于喷管型面母线切线；采用内六角螺栓(7)穿过喷管的法兰(4)和推力室的法兰(2)实现喷管(5)和推力室(1)的连接；
内六角螺栓(7)与C-C复合材料的喷管的法兰(4)之间设置隔热垫(8)，通过螺母(9)固定内六角螺栓(7)；
在推力室的法兰(2)侧面设有加强肋(10)；
在推力室的法兰(2)侧面，在每两个螺栓孔中间焊接一个加强肋(10)，起到增强结构强度的作用；
所述的喷管的法兰(4)为增厚结构，外型面圆滑过渡至法兰。
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其特征在于：沿所述的喷管的法兰(4)下最外侧的一点做圆弧与喷管(5)外型面相切，从而构成喷管的法兰(4)的增厚结构；在该增厚结构上加工内六角螺栓(7)的螺栓孔。
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