CN108661824A - 发动机喷注器推进剂进口结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种发动机喷注器推进剂进口结构，包含喷注器、转接头以及螺母；所述转接头包含第一接头与第二接头，第一接头与第二接头在轴向延伸方向上存在夹角；第一接头、第二接头中分别设置有第一接孔、第二接孔，第一接孔与第二接孔相互连通；第二接头沿轴向方向的两端分别构成转接端、转折端；所述喷注器上设置有装配孔，转接端可拆卸安装在所述装配孔中；转折端与第一接头一体成型或紧固连接；转接端上设置有外螺纹，所述螺母安装在第二接头的外螺纹上；转接端、转折端分别位于螺母沿厚度方向的两侧。本发明中推进剂进口结构独立设计，简化喷注器零件结构；推进剂进口结构方向能够自由调节，发动机结构布局适应性强。

Description

发动机喷注器推进剂进口结构
技术领域
本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体地，涉及一种发动机喷注器推进剂进口结构，特别是一种火箭发动机喷注器推进剂进口结构。
背景技术
火箭发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。喷注器是火箭发动机的核心组件，在规定的喷注压降和流量下，将推进剂均匀的喷入发动机燃烧室，保证设计的混合比分布和质量分布，并迅速完成雾化和混合过程。喷注器通常采用的金属材料有不锈钢、钛合金、高温合金等材料。
纵观国内外技术现状，火箭发动机喷注器推进剂进口结构形式多种多样，也具有很多成功案例。喷注器推进剂进口一般采用喷注器壳体集成设计或顶盖结构集成设计，推进剂进口位于喷注器上方或侧面，但普遍具有以下不足：1)受喷注器推进剂进口集成设计影响，喷注器壳体零件或顶盖零件结构复杂，喷注器壳体零件或顶盖零件生产加工难度大；2)喷注器推进剂进口无法自由调整方向；3)喷注器推进剂进口无法拆卸；4)喷注器推进剂进口无多余物防控功能。
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发动机喷注器推进剂进口结构。
根据本发明提供的发动机喷注器推进剂进口结构，包含喷注器、转接头以及螺母；所述转接头包含第一接头与第二接头，第一接头与第二接头在轴向延伸方向上存在夹角；第一接头、第二接头中分别设置有第一接孔、第二接孔，第一接孔与第二接孔相互连通；
第二接头沿轴向方向的两端分别构成转接端、转折端；所述喷注器上设置有装配孔，转接端可拆卸安装在所述装配孔中；转折端与第一接头一体成型或紧固连接；
转接端上设置有外螺纹，所述螺母安装在第二接头的外螺纹上；转接端、转折端分别位于螺母沿厚度方向的两侧。
优选地，所述装配孔包含螺纹孔段与密封孔段；
转接端的端面上设置有密封台；转接端、密封台分别与螺纹孔段、密封孔段相匹配；
所述密封台的外壁面上设置有密封槽，密封槽内安装有O型圈。
优选地，还包含过滤装置，所述过滤装置可拆卸安装在第一接孔中。
优选地，所述过滤装置包含过滤器骨架与过滤网；过滤器骨架通过螺纹安装在第一接孔内；
所述过滤器骨架上设置有过滤槽，所述过滤网安装在过滤器骨架上。
优选地，第一接头与第二接头在轴向延伸方向上的夹角为90°。
优选地，第二接头的外螺纹尺寸为M27×1.5；密封台的直径为Φ22mm；密封槽的内径为Φ18mm。
优选地，螺纹孔段中内螺纹尺寸为M27×1.5；密封孔段的孔深为3.3mm。
优选地，第一接孔中内螺纹尺寸为M20×1.5，第一接头上设置有外螺纹，所述外螺纹尺寸为M36×1.5。
优选地，所述过滤槽沿直线方向延伸，多个过滤槽沿过滤器骨架轴向方向布置；
所述过滤网精度为400目。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、推进剂进口结构独立设计，简化喷注器零件结构；
2、推进剂进口结构的方向自由调节，发动机结构布局适应性强；
3、推进剂进口结构可以自由拆卸，利于头部喷注器装配测试；
4、可设置推进剂过滤装置，提升发动机抗多余物污染能力；
5、本发明拓展性强，适用于多种火箭发动机喷注器设计，对其他工业领域产品进口结构也有一定的借鉴意义。
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为本发明正视剖视图；
图2为本发明俯视图；
图3为本发明局部放大图。
图中示出：
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。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1至图3所示，本发明提供的发动机喷注器推进剂进口结构，包含喷注器1、转接头2以及螺母3；所述转接头2包含第一接头21与第二接头23，第一接头21与第二接头23在轴向延伸方向上存在夹角；第一接头21、第二接头23中分别设置有第一接孔22、第二接孔24，第一接孔22与第二接孔24相互连通。
第二接头23沿轴向方向的两端分别构成转接端25、转折端26；所述喷注器1上设置有装配孔，转接端25可拆卸安装在所述装配孔中；转折端26与第一接头21一体成型或紧固连接。转接端25上设置有外螺纹，所述螺母3安装在第二接头23的外螺纹上；转接端25、转折端26分别位于螺母3沿厚度方向的两侧。所述装配孔包含螺纹孔段与密封孔段，转接端25的端面上设置有密封台27；转接端25、密封台27分别与螺纹孔段、密封孔段相匹配，所述密封台27的外壁面上设置有密封槽，密封槽内安装有O型圈4。第一接孔22的孔口为对外接口，第一接孔22中设置有过滤装置，所述过滤装置可拆卸安装在第一接孔22中。实施例中，所述过滤装置包含过滤器骨架5与过滤网6；过滤器骨架5通过螺纹安装在第一接孔22内，所述过滤器骨架5上设置有过滤槽，所述过滤网6安装在过滤器骨架5上。
发动机装配过程中，可调节转接头2方向，确定最佳装配位置，通过螺母3锁紧固定。发动机测试过程中，可拆卸转接头2，有利于发动机喷注器1装配测试，也有利于对发动机多余物情况进行检查。发动机工作时，推进剂先经过滤器骨架5和过滤网6，进入转接头2，再进行喷注器1，可有效防止多余物进入发动机内部。
优选实施例中，第一接头21与第二接头23在轴向延伸方向上的夹角为90°。第二接头23的外螺纹尺寸为M27×1.5。螺纹孔段中内螺纹尺寸为M27×1.5；密封台27的直径为Φ22mm；密封槽的内径为Φ18mm，密封孔段的孔深为3.3mm。第一接孔22中内螺纹尺寸为M20×1.5，第一接头21上设置有外螺纹，所述外螺纹尺寸为M36×1.5。所述过滤槽沿直线方向延伸，形成“一”字形槽，多个过滤槽沿过滤器骨架5轴向方向布置，所述过滤网6精度为400目。优选地，本发明中的金属材料制成的部件，如转接头2、螺母3等，均采用不锈钢材料。优选地，所述第一接头21与第二接头23在轴向延伸方向上的夹角、各个螺纹的尺寸以及滤网目数等均可以根据实际需求进行调整。
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。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 (9)

1.一种发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，包含喷注器(1)、转接头(2)以及螺母(3)；所述转接头(2)包含第一接头(21)与第二接头(23)，第一接头(21)与第二接头(23)在轴向延伸方向上存在夹角；第一接头(21)、第二接头(23)中分别设置有第一接孔(22)、第二接孔(24)，第一接孔(22)与第二接孔(24)相互连通；
第二接头(23)沿轴向方向的两端分别构成转接端(25)、转折端(26)；所述喷注器(1)上设置有装配孔，转接端(25)可拆卸安装在所述装配孔中；转折端(26)与第一接头(21)一体成型或紧固连接；
转接端(25)上设置有外螺纹，所述螺母(3)安装在第二接头(23)的外螺纹上；转接端(25)、转折端(26)分别位于螺母(3)沿厚度方向的两侧。
2.根据权利要求1所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，所述装配孔包含螺纹孔段与密封孔段；
转接端(25)的端面上设置有密封台(27)；转接端(25)、密封台(27)分别与螺纹孔段、密封孔段相匹配；
所述密封台(27)的外壁面上设置有密封槽，密封槽内安装有O型圈(4)。
3.根据权利要求1所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，还包含过滤装置，所述过滤装置可拆卸安装在第一接孔(22)中。
4.根据权利要求3所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，所述过滤装置包含过滤器骨架(5)与过滤网(6)；过滤器骨架(5)通过螺纹安装在第一接孔(22)内；
所述过滤器骨架(5)上设置有过滤槽，所述过滤网(6)安装在过滤器骨架(5)上。
5.根据权利要求1所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，第一接头(21)与第二接头(23)在轴向延伸方向上的夹角为90°。
6.根据权利要求2所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，第二接头(23)的外螺纹尺寸为M27×1.5；密封台(27)的直径为Φ22mm；密封槽的内径为Φ18mm。
7.根据权利要求6所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，螺纹孔段中内螺纹尺寸为M27×1.5；密封孔段的孔深为3.3mm。
8.根据权利要求4所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，第一接孔(22)中内螺纹尺寸为M20×1.5，第一接头(21)上设置有外螺纹，所述外螺纹尺寸为M36×1.5。
9.根据权利要求4所述的发动机喷注器推进剂进口结构，其特征在于，所述过滤槽沿直线方向延伸，多个过滤槽沿过滤器骨架(5)轴向方向布置；
所述过滤网(6)精度为400目。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101738319A (zh) * 2008-11-10 2010-06-16 北京航空航天大学 燃气喷注器富氧燃气供应装置及方法
CN102116389A (zh) * 2009-12-30 2011-07-06 北京控制工程研究所 一种单组元推力器电磁阀
CN106134417B (zh) * 2006-10-19 2012-04-04 上海空间推进研究所 小推力火箭发动机
DE102011107609A1 (de) * 2011-06-30 2013-01-03 Albonair Gmbh Reduktionsmitteleinspritzdüse und Verfahren zur Herstellung einer Reduktionsmitteleinspritzdüse
CN103867340A (zh) * 2012-12-12 2014-06-18 中国人民解放军国防科学技术大学 一种双旋流喷注器
CN105863882A (zh) * 2016-04-27 2016-08-17 北京航空航天大学 一种用于高浓度过氧化氢变推力固液火箭发动机的流量定位可调直流喷注器
CN106089492A (zh) * 2016-07-01 2016-11-09 西安航天动力研究所 一种喷注器性能测试装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106134417B (zh) * 2006-10-19 2012-04-04 上海空间推进研究所 小推力火箭发动机
CN101738319A (zh) * 2008-11-10 2010-06-16 北京航空航天大学 燃气喷注器富氧燃气供应装置及方法
CN102116389A (zh) * 2009-12-30 2011-07-06 北京控制工程研究所 一种单组元推力器电磁阀
DE102011107609A1 (de) * 2011-06-30 2013-01-03 Albonair Gmbh Reduktionsmitteleinspritzdüse und Verfahren zur Herstellung einer Reduktionsmitteleinspritzdüse
CN103867340A (zh) * 2012-12-12 2014-06-18 中国人民解放军国防科学技术大学 一种双旋流喷注器
CN105863882A (zh) * 2016-04-27 2016-08-17 北京航空航天大学 一种用于高浓度过氧化氢变推力固液火箭发动机的流量定位可调直流喷注器
CN106089492A (zh) * 2016-07-01 2016-11-09 西安航天动力研究所 一种喷注器性能测试装置

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