CN106930866B - 一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，可实现在燃烧室压强达到设定值时膜片可靠断裂的功能，能够在试验中完全模拟喷管真实工作过程中膜片的功能。其结构包括膜片、喷管堵盖与长螺。堵盖膜片与密封圈组合安装于喷管出口端面处，由喷管堵盖工装定位。膜片、密封圈和喷管堵盖由喷管壳体定位，并通过长螺栓与喷管头部连接紧固，实现对膜片位置的固定。本发明中，膜片、喷管堵盖、喷管绝热层和喷管壳体间采用密封圈进行密封，保证了燃烧室的气密性；膜片加工方便、安装方便，通过多次试验验证得出膜片破裂压强一致性良好；进行多次试验只需更换膜片，喷管可重复多次使用，经济性好。

Description

一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构

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地面试验模拟喷管堵盖的结构。

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。

堵盖是固液火箭发动机的一个组件，其主要功能有：(1)封闭发动机燃烧室，起防潮、防尘作用；(2)点火时为发动机提供一个瞬时密闭容器，使燃气在燃烧室内停留一段时间，有利于点火压强的建立，缩短点火延迟时间，实现可靠点火；(3)有利于建立点火压强，提高高空点火的可靠性。

由于堵盖为薄壁件且容易变形，在喷管研制过程中，出现了很多技术问题，如漏气现象、堵盖在储存过程中被吹出、打开压强偏低或者偏高以及堵盖无法打开导致发动机爆炸等。传统堵盖打开方式为：在某一压强时，堵盖粘接界面位置的最大剪切应力大于胶粘剂的抗剪强度，胶粘剂和堵盖之间开始脱开，堵盖被打开。

喷管堵盖粘接为一次性工艺，喷管破裂压强不易控制，不利于研究不同破裂压力下点火启动性能的差异。采用喷管堵盖粘接的方式进行试验，喷管只能粘接一次，重复试验时需要更换喷管，成本高，重复性差。

发明内容

为了解决上述问题，本发明专利提供了一种用于固液火箭发动机地面试验模拟喷管堵盖的结构，可实现在燃烧室压强达到设定值时膜片可靠断裂的功能，能够在试验中完全模拟喷管真实工作过程中膜片的功能。在燃烧室内部压强逐渐增大的过程中，该结构能够保持喷管出口有效密封。

本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，在喷管末端依次设置有膜片与喷管赌盖，由喷管堵盖压紧膜片，由膜片将喷管末端密封。

上述膜片朝向喷管头部表面的周向刻有环形槽A，环形槽A底面刻有环形槽B。膜片在破裂压力下沿环形槽B破裂；环形槽A的截面设计为等腰梯形，两腰夹角为30°；环形槽B的截面设计为三角形，槽深0.1～0.3mm，底端夹角为60°。

当发动机工作，燃烧室压力升高到指定压力时，膜片会在环形槽B处破裂，喷管开始正常工作。

本发明专利的优点在于：

1、本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，可实现在燃烧室压强达到设定值时膜片可靠断裂的功能，能够在试验中完全模拟喷管真实工作过程中膜片的功能；

2、本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构中，膜片设置环状梯形凹槽，便于刀具加工槽底三角形槽，加工方便，还可以通过加工不同尺寸的膜片改变膜片打开压强，方便不同压强条件下试验；

3、本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构中，膜片打开压强准确度高、一致性好；

4、本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，进行多次试验只需更换膜片，喷管可重复多次使用，经济性好；而传统方式，喷管只能粘接一次，每次试验需更换喷管。

附图说明

图1为本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构装配图。

图2为本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构中膜片开槽示意图。

图中：

1-喷管 2-膜片 3-喷管堵盖

4-螺杆 5-螺母 201-环形槽A

202-环形槽B

具体实施方案

下面结合附图对本发明专利做进一步说明。

本发明固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，在喷管1末端依次设置有膜片2与喷管赌盖3，如图1所示。

所述喷管堵盖3为环形板状结构，材料为304不锈钢，内圈直径等于喷管出口直径；喷管堵盖3内侧面位于内圈处设计有内凹部分，形成台阶孔面。喷管1末端及膜片2嵌入内凹部分内，由台阶孔面实现定位。同时在内凹部分底面外缘开有密封槽，内部用来放置O型橡胶密封圈，实现膜片2与喷管堵盖3以及膜片2与喷管1之间的密封。上述橡胶密封圈的直径大于密封槽的高度，满足橡胶密封圈的压缩量，从而保证升压过程中燃烧室和喷管的气密性。上述台阶孔面通过去除材料的方法获得的表面粗糙度Ra的最大允许值为3.2μm，倒角要求为C0.1～0.3。

喷管堵盖3外缘周向上均匀开设有12个通孔A；同时在喷管1头部周向上均匀开设有12个通孔B，作为螺杆安装孔，与喷管堵盖3上的12个通孔A周向位置对应。由此通过12根螺杆4分别穿过相互对应的12个通孔A与通孔B后，在螺杆4两端螺纹安装螺母5，通过拧紧螺母5将喷管堵盖3与喷管1间固定，同时将膜片2压紧。上述螺杆4上的螺母5通过在螺杆4上设置的平垫片与弹性垫片，防止松脱。

所述膜片2材料为LY12硬铝，用于在低于指定压力时密封喷管出口，由此在火箭发动机点火时，为发动机提供一个瞬时密闭容器，使燃气在燃烧室内停留一段时间，有利于点火压强的建立，缩短点火延迟时间，实现可靠点火。本发明中膜片2为圆形薄片结构。膜片2朝向喷管1头部表面同轴加工有直径为的环形槽A201，该环形槽A201的截面设计为等腰梯形，两腰夹角为30°。同时，在环形槽A201底面上，周向上还开有同轴的环形槽B202，环形槽B202的截面设计为三角形，槽深0.1～0.3mm，优选槽深为0.2mm，槽底端夹角为60°，底面宽度为b。环形槽A201为加工环形槽B202提供一个扩展的槽，便于刀具加工环形槽B202。由此当发动机工作，燃烧室压力升高到指定压力时，膜片5会在环形槽B202处破裂，喷管1开始正常工作。上述膜片2外径与喷管堵盖3内凹部分直径相等，使得喷管堵盖3可压紧膜片2。上述环形槽A201的直径略小于喷管堵盖3内圈直径，差值为0.5～2mm，使得膜片2破裂时可顺利由喷管堵盖3内圈排出喷管，防止堵塞喷管1出口。膜片2厚度约为膜片2外径的1.4％，同时膜片2厚度还约为环形槽B202低端周向对应圆直径的2.2％。膜片2刻槽后剩余厚度d(即环形槽B底端与膜片未开槽表面距离)与膜片2破裂压力P间需满足：

P·S＝τ·π·L₁·d

其中，S为膜片受压面积；τ为膜片环形槽B202低端受到的剪切应力；L₁为环形槽B底端周向对应圆半径；将膜片受压面积代入上述公式，即可得：τ应小于膜片所用材料的许用剪切应力值[σ]。本发明中膜片5。

Claims (5)

1.一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，其特征在于：在喷管末端依次设置有膜片与喷管赌盖，由喷管堵盖压紧膜片，由膜片将喷管末端密封；

上述膜片为圆形薄片结构，材料为LY12硬铝；膜片朝向喷管头部表面的周向刻有环形槽A，环形槽A底面刻有环形槽B；膜片在破裂压力下沿环形槽B破裂；环形槽A的截面设计为等腰梯形，两腰夹角为30°；环形槽B的截面设计为三角形，槽深0.1～0.3mm，底端夹角为60°；

上述环形槽A的直径略小于喷管堵盖内圈直径，差值为0.5～2mm；膜片厚度约为膜片外径的1.4％，同时膜片厚度还为环形槽B低端周向对应圆直径的2.2％；膜片刻槽后剩余厚度d与膜片破裂压力P间需满足：

P·S＝τ·π·L₁·d

其中，S为膜片受压面积；τ为膜片环形槽B低端受到的剪切应力；L₁为环形槽B底端周向对应圆半径；

将膜片受压面积代入上述公式，即可得：τ应小于膜片所用材料的许用剪切应力值[σ]。

2.如权利要求1所述一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，其特征在于：所述喷管堵盖为环形，内圈直径等于喷管出口直径；喷管堵盖内侧面位于内圈处设计有内凹部分，形成台阶孔面；喷管末端及膜片嵌入内凹部分内，由台阶孔面实现定位。

3.如权利要求1所述一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，其特征在于：台阶孔面通过去除材料的方法获得的表面粗糙度Ra的最大允许值为3.2μm，倒角为C0.1～0.3。

4.如权利要求1所述一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，其特征在于：喷管堵盖外缘周向上均匀开设有通孔A；同时在喷管头部周向上均匀开设有通孔B；通孔A与通孔B周向位置对应；喷管堵盖上的12个通孔A周向位置对应；通过螺杆分别穿过相互对应的通孔A与通孔B后，并在螺杆两端螺纹安装螺母，通过拧紧螺母将喷管堵盖与喷管间固定。

5.如权利要求1所述一种固液火箭发动机地面试验用喷管堵盖结构，其特征在于：槽深为0.2mm。