CN105888885A - 火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构 - Google Patents

火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，包括复合材料喷管延伸段和短喷管推力室，复合材料喷管延伸段上设有第一法兰，第一法兰与复合材料喷管延伸段一体成型，为向外扩张的锥形曲面，第一法兰上均布若干光孔，光孔数目大于4个，短喷管推力室的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，螺纹孔内侧布置密封槽结构，复合材料喷管延伸段和短喷管推力室通过第一法兰和第二法兰连接，通过柔性石墨密封环密封，并通过螺栓加固。本发明实现了喷管延伸段与短喷管推力室的紧固连接，实现了喷管内高温燃气可靠密封。

Description

火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构
技术领域
本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体是一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构。
背景技术
发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。喷管是火箭发动机的核心部件，将燃烧室内高温燃气的热能转化为动能，使发动机产生推力。为了提高火箭发动机的性能，通常需要采取增大喷管面积比方法，即采用喷管延伸段。对于传统火箭发动机，喷管延伸段材料为铌合金，采用焊接的方法与短喷管推力室连接。
基于碳纤维预制体技术，提出了陶瓷基复合材料喷管延伸段的加工方法。通过芯模布置碳纤维，实现碳纤维预成型，即为碳纤维预制体。将碳纤维预制体放入先驱体聚合物溶液中浸渍，再浸渍过的预制体进行高温裂解，先驱体聚合物分解成增强碳纤维结构。经反复多次浸渍-高温裂解过程后，预制体硬化形成C/SiC陶瓷基复合材料。C/SiC陶瓷基复合材料喷管延伸段具有轻质、耐高温、高韧性、高比强、高比模、高损伤容限等优点。
纵观国内外技术现状，复合材料喷管延伸段与短喷管推力室多采用平面法兰结构连接。平面法兰连接方法虽有利于密封结构设计和螺栓等连接件安装，但具有以下不足：
1)复合材料喷管的法兰成型难度大；
2)法兰处的轴向纤维含量少，导致其轴向强度低；
3)复合材料喷管延伸段与短喷管推力室之间法兰连接结构空间尺寸大，增加结构重量。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，实现了喷管延伸段与短喷管推力室的紧固连接，实现了喷管内高温燃气可靠密封。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，包括复合材料喷管延伸段和短喷管推力室，所述复合材料喷管延伸段上设有第一法兰，所述第一法兰与复合材料喷管延伸段一体成型，为向外扩张的锥形曲面，所述第一法兰上均布若干光孔，所述第一法兰的厚度为2mm～10mm，弯曲角度为25°～65°，光孔数目大于4个，短喷管推力室的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，所述第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，所述螺纹孔内侧布置密封槽结构，所述复合材料喷管延伸段和短喷管推力室通过第一法兰和第二法兰连接，通过柔性石墨密封环密封，并通过螺栓加固。
其中，所述柔性石墨密封环为锥形曲面，放置于第二法兰的密封槽内。
其中，所述第一法兰的厚度为5mm，锥面弯曲角度为45°，在复合材料喷管硬化前加工18个用于连接螺栓的Φ9光孔。
其中，所述短喷管推力室为不锈钢材料，锥面弯曲角度45°，所述第二法兰上加工18个M8螺纹孔。
其中，所述第一法兰和第二法兰通过螺栓固定连接，螺栓4均布在第一法兰、第二法兰周围。
其中，所述螺栓4与第一法兰之间设置有卡环和弹簧垫片，螺栓、卡环、弹簧垫片的材料可以不同。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
可以降低复合材料喷管延伸段的法兰的加工难度，降低复合材料喷管延伸段加工成本，具有良好的经济效益；可以增加喷管延伸段的法兰处轴向碳纤维含量，提高喷管延伸段的法兰轴向强度；复合材料喷管延伸段与短喷管推力室之间法兰连接结构紧凑，外形美观，同时有利于结构减重；柔性石墨具有良好的弹性，可以补偿热膨胀引起的法兰连接结构变形；这种锥面法兰连接结构，可以辅助推力室轴线定位，实现复合材料喷管延伸段与短喷管推力室轴向连接最优化对齐。本发明拓展性强，不仅可以用于火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的连接，而且可以用于其他高温环境下金属结构与非金属结构之间的连接。
附图说明
图1为本发明实施例一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构的结构示意图；
图2是图1中A的局部放大图。
图中：1-复合材料喷管延伸段，2-短喷管推力室，3-柔性石墨密封环，4-螺栓，5-卡环，6-弹簧垫片。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1-图2所示，本发明实施例提供了一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，包括复合材料喷管延伸段1和短喷管推力室2，所述复合材料喷管延伸段1上设有第一法兰，所述第一法兰与复合材料喷管延伸段1一体成型，为向外扩张的锥形曲面，所述第一法兰上均布若干光孔，所述第一法兰的厚度为2mm～10mm，弯曲角度为25°～65°，光孔数目大于4个，短喷管推力室2的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，所述第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，所述螺纹孔内侧布置密封槽结构，所述复合材料喷管延伸段1和短喷管推力室2通过第一法兰和第二法兰连接，为了避免复合材料喷管延伸段1法兰和短喷管推力室2的喷口法兰之间直接接触，通过柔性石墨密封环3密封，并通过螺栓4加固。
所述柔性石墨密封环3为锥形曲面，柔性石墨密封环3的宽度为5mm，厚度为2mm，压缩率25％，放置于第二法兰的密封槽内，法兰结构安装时，压缩柔性石墨密封环3，法兰为锥面结构，可以辅助复合材料喷管延伸段1轴线方向定位，实现复合材料喷管延伸段1与短喷管推力室2轴线最优化对齐。
所述第一法兰的厚度为5mm，锥面弯曲角度为45°，在复合材料喷管硬化前加工18个用于连接螺栓的Φ9光孔。
所述短喷管推力室2为不锈钢材料，锥面弯曲角度45°，所述第二法兰上加工18个M8螺纹孔。
所述第一法兰和第二法兰通过螺栓4固定连接，螺栓4均布在第一法兰、第二法兰周围。
为了使源于螺栓4的拧紧力矩均布在第一法兰上，所述螺栓4与第一法兰之间设置有卡环5，卡环5厚度2mm，锥面弯曲角度45°，均布18个连接螺栓的Φ9光孔；为了防止螺栓松动，螺栓4和卡环5之间采用了弹簧垫片5；
根据高温燃气温度情况确定，螺栓4和卡环5的工作温度，选取螺栓4和卡环5材料，JG1201合金。为了保证高温燃气密封可靠和法兰连接紧固，严格控制螺栓4的拧紧力矩，17±1N·m。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (6)

1.一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，其特征在于，包括复合材料喷管延伸段和短喷管推力室，所述复合材料喷管延伸段上设有第一法兰，所述第一法兰与复合材料喷管延伸段一体成型，为向外扩张的锥形曲面，所述第一法兰上均布若干光孔，所述第一法兰的厚度为2mm～10mm，弯曲角度为25°～65°，光孔数目大于4个，短喷管推力室的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，所述第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，所述螺纹孔内侧布置密封槽结构，所述复合材料喷管延伸段和短喷管推力室通过第一法兰和第二法兰连接，通过柔性石墨密封环密封，并通过螺栓加固。
2.如权利要求1所述的火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，其特征在于，所述柔性石墨密封环为锥形曲面，放置于第二法兰的密封槽内。
3.如权利要求1所述的火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，其特征在于，所述第一法兰的厚度为5mm，锥面弯曲角度为45°。
4.如权利要求1所述的火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，其特征在于，所述短喷管推力室为不锈钢材料，锥面弯曲角度45°，所述第二法兰上加工18个M8螺纹孔。
5.如权利要求1所述的火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，其特征在于，所述第一法兰和第二法兰通过螺栓4固定连接，螺栓均布在第一法兰、第二法兰周围。
6.如权利要求1所述的火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接方法，其特征在于，所述螺栓与第一法兰之间设置有卡环和弹簧垫片。
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