CN107781062A - 一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置 - Google Patents

一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，属于固体火箭发动机领域。本发明主要由燃烧室壳体、金属堵板、非金属堵塞、堵板膜片、膜片螺栓和○型密封圈组成。将非金属堵塞、金属堵板、堵板膜片、膜片螺栓进行合理组合，随后固定于固体火箭发动机燃烧室内，对固体火箭发动机的燃烧室进行分隔。本装置利用金属堵板与非金属堵塞组成的级间密封结构，能够对双室双推固体火箭发动机的两个燃烧室进行分隔，利用堵塞的结构特殊性，实现两个燃烧室中燃气流正向密封阻隔、反向流通的目的。该装置结构简单，为保证双脉冲固体火箭发动机良好的工作特性，提供了安全可靠的级间密封结构。

Description

一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置
技术领域
本发明涉及一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，属于固体火箭发动机领域。
背景技术
为实现固体火箭发动机的能量可控性，提高能量的充分利用性，需对固体火箭发动机进行多脉冲设计。对于双脉冲固体火箭发动机而言，需要用于两个脉冲工作的推进剂处于两个独立的燃烧室，一般的结构是：两个燃烧室一前一后独立分开，一脉冲与喷管相连，工作时，一脉冲先点火工作，并且要求一脉冲工作的工程中二脉冲是不受影响的；一脉冲结束后，再对二脉冲进行点火，二脉冲的燃气穿过一脉冲燃烧室从喷管排出。
要实现两个燃烧室独立工作，需要在两个燃烧室之间提供一种级间分隔装置。现有的分隔装置主要以陶瓷硬隔板为主(关森，胡凡。隔舱式多脉冲固体火箭发动机技术研究[J]。推进技术，2015(4)：59-65。)，该装置能实现级间分隔与密封，但陶瓷隔板工艺性差，成本较高，并且破开后产生的陶瓷碎片可能会对发动机下游部分造成划伤，影响发动机性能。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有技术存在的问题，提供一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，该结构可以分隔固体火箭发动机的燃烧室，使其各自独立工作，并且本发明所提供的金属堵板与非金属堵塞组成的分隔装置结构简单，工艺性好，成本低。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，包括：发动机燃烧室壳体、金属堵板、非金属堵塞、堵板膜片、膜片螺栓、O型密封圈。
金属堵板为周侧带有台阶结构的圆饼；金属堵板上均布台阶通孔；非金属堵塞为圆柱型台阶结构；非金属堵塞与金属堵板上的台阶通孔之间进行间隙配合，缝隙里涂有密封胶密封，利用台阶结构实现轴向限位固定；堵板膜片为圆饼形结构，圆饼周向开有半圆形凹槽；所述堵板膜片通过膜片螺栓固定在金属堵板上；所述膜片螺栓固定在堵板膜片的半圆形凹槽处；金属堵板中直径较小部分的外圈开有密封槽，用于填放O型密封圈。
密封结构装置固定连接在发动机燃烧室壳体上，位于一脉冲燃烧室和二脉冲燃烧室交界处；堵板膜片对应一脉冲燃烧室。
金属堵板采用超强耐热的钨渗铜材料。
非金属堵塞采用高强度工程塑料POM为原材料。
堵板膜片采用铝合金材料。
有益效果
1.本发明结构简单，利用金属堵板与非金属堵塞结构特征性实现了对发动机燃烧室的分隔，使得两个脉冲的燃烧室工作时互不影响干涉。
2.本发明所用金属堵板材料为钨渗铜，可以承受二脉冲燃烧室3000K超高温燃气的长时间冲刷而保持结构不改变。
3.本发明所用的非金属堵塞材料为工程塑料POM，可以承受一脉冲工作时燃烧室的高压力(实验测得可承受不大于30MPa的冲击压力)；并且可以在二脉冲工作时自动打开并被高温燃气迅速烧掉。
4.本发明所用的开有半圆凹槽的堵板膜片为铝合金材质，既可以使得一脉冲工作时金属堵板的大端面均匀受力；又能承受一脉冲工作结束后一脉冲燃烧室中产生的负压力，避免堵塞打开；还能够在二脉冲燃烧室压力到达一定程度后自动打开并被高温燃气迅速烧掉。
附图说明
图1为具体实施方案中，级间密封结构装置装备于固体火箭发动机上的位置半剖视图；
图2为具体实施方案中金属堵板三维模型示意图；
图3为具体实施方案中非金属堵塞三维模型示意图；
图4为具体实施方案中堵板膜片、膜片螺栓、金属堵板组装方式示意图；
图5为具体实施方案中金属堵板组件剖视图。
其中，1—发动机燃烧室壳体，2—金属堵板，3—非金属堵塞，4—堵板膜片，5—膜片螺栓，6-O型密封圈。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合图和具体实施例来对本发明进一步说明。
实施例1
本发明的一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，包括：金属堵板2，非金属堵塞3，堵板膜片4，膜片螺栓5，O型密封圈6。
连接关系：金属堵板2上开有周向均布的4个台阶通孔，非金属堵塞3为圆柱型台阶结构，4个非金属堵塞3与金属堵板2上的4个台阶通孔之间进行间隙配合，缝隙里涂有密封胶密封，利用台阶结构实现轴向限位固定；堵板膜片4为很薄的(0.3mm)圆饼形结构，接近最外圈周向均布4个半圆形凹槽，金属堵板2的大孔端面周向均布开有4个螺纹孔，这4个螺纹孔与堵板膜片4的4个半圆形凹槽分别同轴心，半圆形凹槽的直径略大于螺纹孔的直径，4个膜片螺栓5分别与金属堵板2上4个螺纹孔配合连接，将堵板膜片4固定在金属堵板2上；金属堵板2外圈有螺纹结构，与发动机燃烧室壳体1配合连接，金属堵板2有台阶结构，用于配合的轴向限位；金属堵板2中直径较小部分的外圈开有密封槽，用于填放O型密封圈6，实现金属堵板2与发动机燃烧室壳体1之间的密封。
金属堵板2采用超强耐热的钨渗铜材料。为扁圆柱形，周向均布由4个台阶通孔，将整个结构两个圆形端面打通。大孔端面接近最外圈有周向均布的4个螺纹孔，大孔端面与一脉冲燃烧室相连；小孔端面有两个对称的圆孔，用于金属堵板2的工装，小孔端面与二脉冲燃烧室相连。非金属堵塞3采用高强度工程塑料POM为原材料，为有台阶的圆柱形，与金属堵板2相配合分隔燃烧室。堵板膜片4采用铝合金材料，接近最外圈周向均布4个半圆形凹槽，与金属堵板2大孔端面相接，用于隔绝非金属堵塞3与一脉冲燃烧室，避免非金属堵塞3被燃气烧蚀。O型密封圈6材质为硅橡胶，装填至金属堵板2密封槽中，用于密封一脉冲与二脉冲燃烧室。
组装顺序如下：
1)金属堵板2如图2所示，它周向有4个台阶通孔，非金属堵塞3如图3所示，它也有一个台阶，非金属堵塞3的形状、尺寸与金属堵板的台阶通孔相匹配。
2)装填非金属堵塞3之前，在金属堵板2上的台阶通孔内壁及台阶涂抹硅橡胶，随后将4个非金属堵塞3装填至金属堵板2圆孔，台阶起轴向限位作用，使得非金属堵塞3大端面与金属堵板2大孔面平齐。
3)非金属堵塞3装填完之后，再将硅橡胶均匀涂抹于金属堵板2大孔端面。
4)如图4所示，堵板膜片4为很薄的(0.3mm)圆饼形结构，接近最外圈周向均布4个半圆形凹槽，金属堵板2的大孔端面周向均布开有4个螺纹孔，这4个螺纹孔与堵板膜片2的4个半圆形凹槽分别同轴心，半圆形凹槽的直径略大于螺纹孔的直径，4个膜片螺栓5分别与金属堵板2上4个螺纹孔配合连接，将堵板膜片4固定在金属堵板2上。
5)金属堵板2中直径较小部分的外圈开有密封槽，用于填放O型密封圈6，实现金属堵板2与发动机燃烧室壳体1之间的密封。
6)以上步骤为金属堵板套件的组装过程，完成后利用金属堵板外圈的螺纹结构，与发动机燃烧室壳体1配合连接，金属堵板2有台阶结构，用于螺纹配合的轴向限位。
工作过程：各部件组装结构如图1所示，其中金属堵板2右端(圆孔大端面)与一脉冲燃烧室相连，一脉冲工作时，本发明装置能短时间承受高温高压燃气(燃气温度3000K，最大承压能力为30MPa)，保证一脉冲独立工作；金属堵板2左端(圆孔小端面)与二脉冲燃烧室相连，二脉冲工作时，非金属堵塞3与堵板膜片4瞬间打开，可在高温燃气中迅速被烧化，不会对燃烧室后段结构造成影响，保证二脉冲燃气顺利排出。
以上所述的描述对本发明的目的、技术方案和优点进行了进一步解释说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例，用于解释本发明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，其特征在于：包括：发动机燃烧室壳体(1)、金属堵板(2)、非金属堵塞(3)、堵板膜片(4)、膜片螺栓(5)、O型密封圈(6)；
金属堵板(2)为周侧带有台阶结构的圆饼；金属堵板(2)上均布台阶通孔；非金属堵塞(3)为圆柱型台阶结构；非金属堵塞(3)与金属堵板(2)上的台阶通孔之间进行间隙配合，缝隙里涂有密封胶密封，利用台阶结构实现轴向限位固定；堵板膜片(4)为圆饼形结构，圆饼周向开有半圆形凹槽；所述堵板膜片(4)通过膜片螺栓(5)固定在金属堵板(2)上；所述膜片螺栓(5)固定在堵板膜片(4)的半圆形凹槽处；金属堵板(2)中直径较小部分的外圈开有密封槽，用于填放O型密封圈(6)；
密封结构装置固定连接在发动机燃烧室壳体(1)上，位于一脉冲燃烧室和二脉冲燃烧室交界处；堵板膜片(4)对应一脉冲燃烧室。
2.如权利要求1所述的一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，其特征在于：所述金属堵板(2)采用超强耐热的钨渗铜材料。
3.如权利要求1所述的一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，其特征在于：所述非金属堵塞(3)采用高强度工程塑料POM为原材料。
4.如权利要求1所述的一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，其特征在于：所述堵板膜片(4)采用铝合金材料。
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