CN106812629A - 一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法 - Google Patents

一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法 Download PDF

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吉林
许宏博
金盛宇
贾晴晴
张志远
梁爽
曾夜明
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Shanghai Institute of Space Propulsion
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Shanghai Institute of Space Propulsion
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

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Abstract

本发明提供了一种应用于火箭发动机的防松方法，采用异形沉孔、异形垫片、点焊以及紧固件，通过限制紧固件周向转动防止其松动，达到防松作用。装配状态下，异形垫片放置于异形沉孔内，二者不可沿紧固件周向发生相对转动；同时，异形垫片与紧固件点焊为一体，二者不可发生相对位移。需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件，最后拆卸被连接的零部件。再次使用时，首先更换异形垫片和紧固件，然后装配预紧，最后点焊。本发明具有防松可靠、结构简单、拆卸方便和可重复拆装的优点。

Description

一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机的紧固防松。
背景技术
火箭发动机燃烧室内工作环境温度范围广，高低温交变迅速，力学条件严酷，且对产品可靠性、结构尺寸及重量有严格的要求，防松比较困难。普通防松措施存在结构复杂、重量大、可靠性差、高温失效、不可拆卸以及拆卸易造成零部件机械损伤等缺点，不适用于火箭发动燃烧室。
目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，适用于需拆卸维修但操作空间狭小、力学条件恶劣、温度交变大等防松困难的使用环境，解决了现有防松措施可靠性差、高温失效、不可拆卸、拆卸次数有限以及拆卸易造成零部件机械损伤等缺点，具有防松可靠、结构简单、拆卸方便和可重复拆装的优点。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种应用于火箭发动机的放松方法，采用异形沉孔、异形垫片、点焊以及紧固件，通过限制紧固件周向转动防止其松动，达到防松作用。装配状态下，异形垫片放置于异形沉孔内，二者不可沿紧固件周向发生相对转动；同时，异形垫片与紧固件点焊为一体，二者不可发生相对位移。需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件，最后拆卸被连接的零部件。再次使用时，首先更换异形垫片和紧固件，然后装配预紧，最后点焊。
本发明与现有技术相比，其优点在于：
结构紧凑简单，适用于力学条件恶劣、温度交变大、工作温度高等环境，可以拆卸维护，具有防松可靠、可重复拆装等优点，降低了使用成本。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明的纵向剖面结构示意图；
图2是异性沉孔结构示意图；
图3是图2的俯视图；
图4是异性垫片结构示意图；
图5是图4的俯视图。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1是本发明火箭发动机防松措施的纵剖面结构示意图，本发明实施例为一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，采用由异形沉孔1、异形垫片2、点焊3以及紧固件4组成的装置完成，通过限制紧固件4周向转动防止其松动，达到防松作用。
装配状态下，异形垫片2放置于异形沉孔1内，二者不可沿紧固件4周向发生相对转动。同时，异形垫片2与紧固件4点焊为一体，二者不可发生相对位移。
需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件4，最后拆卸被连接的零部件。
再次使用时，首先更换异形垫片2和紧固件4，然后装配预紧，最后点焊。
如图2～图5所示，本发明一实施例的异性沉孔1、异性垫片2上均设置有能够防止二者在周向上发生相对转动的限位模块，分别是限位沉孔11和限动凸起21。限位沉孔11与限动凸起21配合严密，制止了异形沉孔1与异形垫片2在周向上发生相对转动。
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (4)

1.一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，其特征在于，主要采用异形沉孔、异形垫片、点焊以及紧固件、通过限制紧固件周向转动来防止松动，起到防松作用，包括：
装配状态下，异形垫片放置于异形沉孔内，二者不可沿紧固件周向发生相对转动，同时，异形垫片与紧固件点焊为一体，二者不可发生相对位移；
在需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件，最后拆卸被连接的零部件；
再次使用时，首先更换异形垫片和紧固件，然后装配预紧，最后点焊。
2.根据权利要求1所述的应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，其特征在于，所述异形沉孔上设置有制止周向转动的限位沉孔；所述异形垫片上设置有制止周向转动的限动凸起；所述限位沉孔与限动凸起配合严密，制止异形沉孔与异形垫片在紧固件周向上发生相对转动。
3.根据权利要求1所述的应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，其特征在于，所述点焊所采用的焊接方式以及数目根据实际需要进行设置。
4.根据权利要求1所述的应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，其特征在于，所述紧固件为螺钉、螺栓或螺母。
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RJ01 Rejection of invention patent application after publication
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