CN108871784B - 一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，属于机械装配技术领域。所述固定装置包括支架及密封组件，密封组件包括密封圈、丝杠及与丝杠配套的轴承旋转机构，丝杠为空心结构，密封圈设置在丝杠的顶端，轴承旋转机构固定在支架上，当旋动轴承旋转机构时丝杠沿竖直方向运动，试验时，推力室出口端向下固定在支架上，通过旋动轴承旋转机构使密封圈与推力室出口端内壁压紧。本发明提供的固定装置，当进行试验时，气流从推力室内部自上而下冲击密封圈，使密封圈沿径向向外受力挤压推力室出口端内壁形成自密封，避免了由于密封圈密封面受力不均导致的磨损、压扁、弹出等问题，实现有效密封。

Description

一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置
技术领域
本发明属于机械装配技术领域，涉及一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置。
背景技术
推力室作为液体火箭发动机的重要构件，每一台都需要进行气流试验，测定流量系数，确定推力室加工状态的稳定性。推力室气流试验流量大、振动大，正确合理的固定方式显得格外重要。
目前，进行推力室气流试验时，通常在推力室出口端通过法兰固定连接气流通道，通过在法兰位置设置密封圈实现气流通道壁与推力室内腔的密封。
由于试验振动及气体流量大等原因，导致现有固定方法中密封圈密封面受压不均匀，从而出现破损、压扁、弹出等现象，导致密封失效。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，通过将推力室竖向放置并与支架固定，通过旋动轴承旋转机构使丝杠上端的密封圈与推力室出口端内壁压紧，当进行试验时，气流从推力室内部自上而下冲击密封圈，使密封圈沿径向向外受力挤压推力室出口端内壁形成自密封，避免了由于密封圈密封面受力不均导致的磨损、压扁、弹出等问题，实现有效密封。
本发明为解决上述问题采取的技术方案的具体步骤如下：
一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，包括：支架及密封组件，所述密封组件包括密封圈、丝杠及与所述丝杠配套的轴承旋转机构，所述丝杠为空心结构，所述密封圈设置在所述丝杠的顶端，所述轴承旋转机构固定在所述支架上，当旋动所述轴承旋转机构时所述丝杠沿竖直方向运动，试验时，推力室出口端向下固定在所述支架上，通过旋动所述轴承旋转机构使所述密封圈与所述推力室出口端内壁压紧。
在一可选实施例中，所述密封组件还包括孔板，所述孔板与所述丝杠的顶端固定连接，所述孔板设有密封圈安装槽，所述密封圈安装槽的槽壁为弧形面。
在一可选实施例中，所述密封圈安装槽的槽壁对应的圆心角为80-150°。
在一可选实施例中，所述孔板底部设有环形凸台，所述丝杠顶端设有环形槽，所述环形凸台与所述环形槽紧密配合，所述孔板与所述丝杠顶端通过连接件固定。
在一可选实施例中，所述丝杠上设有导向槽，所述导向槽沿竖直方向延伸，所述轴承旋转机构包括滚动轴套和用于安装所述滚动轴承的套筒，所述套筒上设有定位部，当旋动所述滚动轴承时所述丝杠沿竖直方向移动，所述定位部与所述导向槽配合使所述丝杠周向位置固定。
在一可选实施例中，所述轴承旋转机构还包括旋转手柄，所述旋转手柄与所述滚动轴套固定连接。
在一可选实施例中，所述支架包括支撑框架、支撑面板和减震台架，所述支撑面板固定在所述支撑框架顶端，所述减震台架包括连接部和固定板，所述固定板通过所述连接部与所述支撑框架固定连接，且所述固定板与所述连接部之间设有弹性件，所述固定板用于固定安装所述轴承旋转机构，所述支撑面板用于固定所述推力室出口端。
在一可选实施例中，所述连接部包括两个截面呈L型的连接板，且所述连接板上设有三角肋条。
在一可选实施例中，所述丝杠的空心部位为变通径空腔，且沿自上而下方向通径变大。
在一可选实施例中，所述空腔包括依次连接的第一直管段、第一过渡段、第二直管段、第二过渡段以及第三直管段。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)本发明实施例提供的用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，通过将推力室竖向放置并与支架固定，通过旋动轴承旋转机构使丝杠上端的密封圈与推力室出口端内壁压紧，当进行试验时，气流从推力室内部自上而下冲击密封圈，使密封圈沿径向向外受力挤压推力室出口端内壁形成自密封，避免了由于密封圈密封面受力不均导致的磨损、压扁、弹出等问题，实现有效密封；
(2)由于密封圈压紧后，气流从密封圈的弧形表面流入丝杆空腔内，减少了气流波动引起的振动；
(3)通过设置孔板，并在孔板上设置弧形槽壁的密封圈安装槽，当密封圈受到气流冲刷压力时，弧形槽壁给所述密封圈提供均匀地反向支撑力，进一步压紧密封圈与推力室出口端内壁，进一步提高了密封效果；
(4)当密封圈安装槽18的槽壁对应的圆心角α为80-150°时密封效果最佳，且密封圈受力最均匀使用寿命最长；
(5)通过在孔板和丝杠上设置配套的环形凸台和环形槽，提高了二者装配的紧固性和密封性，确保质量流量测定的准确性；
(6)通过导向槽和定位部配合防止丝杆在上下移动时或者试验过程中由于振动引起的左右晃动，避免左右晃动引起的密封面泄漏，进一步提高了密封效果；
(7)本发明实施例通过将连接部设计成两个连接板，通过两个连接板从固定板的两端对固定板进行安装固定，由于连接板截面呈L型，既便于弹性件的设置，又便于调节与支撑框架的相对高度，通过调节相对高度，可以改变整个固定装置的固有频率，通过设置三角肋条，可以确保连接部的支撑强度。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置结构示意图；
图2是本发明实施例提供的一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置与推力室装配后的剖面结构示意图；
图3是本发明实施例提供的孔板结构剖面示意图；
图4是本发明实施例提供的丝杠结构剖面示意图。
其中，1、密封组件，2、支架，3、轴承旋转机构，4、推力室，5、密封圈，6、孔板，7、丝杠，8、支撑面板，9、滚动轴承，10、滚动轴套，11、套筒，12、固定板，13、弹性件，14、连接部，15、支撑框架，16、旋转手柄，17、出口法兰，18、密封圈安装槽，19、环形凸台，20、环形槽，21、导向槽，22、第一直管段，23、第一过渡段，24、第二直管段，25、第二过渡段，26、第三直管段。
具体实施方式
以下通过实施例可以进一步理解本发明，但不能限制本发明的内容。该领域的技术熟练人员可根据上述本发明内容对本发明作一些非本质的改进和调整。
参见图1和2，本发明实施例提供了一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，包括：支架2及密封组件1，所述密封组件1包括密封圈5、丝杠7及与丝杠7配套的轴承旋转机构3，丝杠7为空心结构，密封圈5设置在丝杠7的顶端，轴承旋转机构3固定在支架2上，当旋动轴承旋转机构3时丝杠7沿竖直方向运动，如图3所示，试验时，推力室4出口端向下固定在支架2上，通过旋动轴承旋转机构3使密封圈5与推力室4的出口端内壁压紧。
具体地，本发明实施例中，密封圈优选橡胶P709、P232、P801等材质的O型密封圈，轴承旋转机构与丝杠通过螺纹配合，实现丝杠在竖直方向的位移。具体地，本发明实施例中轴承旋转机构3包括配套的滚动轴承9、滚动轴套10和套筒11。
本发明实施例提供的用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，通过将推力室竖向放置并与支架固定，通过旋动轴承旋转机构使丝杠上端的密封圈与推力室出口端内壁压紧，当进行试验时，气流从推力室内部自上而下冲击密封圈，使密封圈沿径向向外受力挤压推力室出口端内壁形成自密封，避免了由于密封圈密封面受力不均导致的磨损、压扁、弹出等问题，实现有效密封；由于密封圈压紧后，气流从密封圈的弧形表面流入丝杆空腔内，减少了气流波动引起的振动。
参见图2和3，在一可选实施例中，密封组件1还包括孔板6，孔板6与丝杠7的顶端固定连接，孔板6设有密封圈安装槽18，密封圈安装槽18的槽壁为弧形面；具体地，本发明实施例中，密封圈5结构与密封圈安装槽18适配；通过设置孔板，并在孔板上设置弧形槽壁的密封圈安装槽，当密封圈受到气流冲刷压紧时，弧形槽壁给所述密封圈提供均匀地反向支撑力，进一步压紧密封圈与推力室出口端内壁，进一步提高了密封效果。当密封圈安装槽18的槽壁对应的圆心角α为80-150°时密封效果最佳，且密封圈受力最均匀使用寿命最长。
如图3和4所示，在一可选实施例中，孔板6底部设有环形凸台19，丝杠7顶端设有环形槽20，环形凸台19与所述环形槽20紧密配合，孔板6与丝杠7顶端通过螺栓、螺钉、铆钉等连接件固定连接。通过在孔板和丝杠上设置配套的环形凸台和环形槽，提高了二者装配的紧固性和密封性，确保质量流量测定的准确性。
如图4所示，在一可选实施例中，丝杠7上设有导向槽21，导向槽21沿竖直方向延伸，如图2所示，轴承旋转机构3包括滚动轴承9，滚动轴套10和用于安装滚动轴承的套筒11，套筒11上设有定位部，当旋动滚动轴承9时丝杠7沿竖直方向移动，定位部与导向槽20配合使丝杠7周向位置固定。通过导向槽和定位部配合防止丝杆在上下移动时或者试验过程中由于振动引起的左右晃动，避免左右晃动引起的密封面泄漏，进一步提高了密封效果。
参见图2，在一可选实施例中，为便于旋动套筒，轴承旋转机构3还包括旋转手柄16，旋转手柄16与套筒11固定连接。
参见图2，在一可选实施例中，支架2包括支撑框架15、支撑面板8和减震台架，支撑面板8为中心位置具有通孔的板状结构，固定在支撑框架15顶端，所述减震台架包括连接部14和固定板12，固定板12通过连接部14与支撑框架15固定连接，且固定板12与连接部15之间设有弹性件13，以减少试验过程中由于气流波动导致的振动，固定板12用于固定安装轴承旋转机构3，支撑面板8用于通过法兰盘(图中未示出)固定推力室4出口端，丝杠7从支撑面板8的中心通孔出探出并深入推力室4内。
在一可选实施例中，连接部14包括两个截面呈L型的连接板，且所述连接板上设有三角肋条，连接部14与支撑框架15的相对高度可调。本发明实施例通过将连接部设计成两个连接板，通过两个连接板从固定板的两端对固定板进行安装固定，由于连接板截面呈L型，既便于弹性件的设置，又便于调节与支撑框架的相对高度，通过调节相对高度，可以改变整个固定装置的固有频率，通过设置三角肋条，可以确保连接部的支撑强度。
参见图3，在一可选实施例中，丝杠7的空心部位为变通径空腔，且沿自上而下方向通径变大。
在一具体实施例中，所述空腔包括依次连接的第一直管段22、第一过渡段23、第二直管段24、第二过渡段25以及第三直管段26。丝杠7开口端设有出口法兰17以便与后续管路连接。
丝杠7空心部分直径逐渐变大，缓慢降低气体流速，减少气体波动，增加系统稳定性。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，其特征在于，包括：支架及密封组件；
密封组件包括：密封圈、丝杠、孔板、及与丝杠配套的轴承旋转机构；
丝杠为空心结构，所述密封圈设置在所述丝杠的顶端，所述轴承旋转机构固定在所述支架上，当旋动所述轴承旋转机构时所述丝杠沿竖直方向运动，试验时，推力室出口端向下固定在所述支架上，通过旋动所述轴承旋转机构使所述密封圈与所述推力室出口端内壁压紧；当进行试验时，气流从推力室内部自上而下冲击密封圈，使密封圈沿径向向外受力挤压推力室出口端内壁形成自密封；
孔板与所述丝杠的顶端固定连接，所述孔板设有密封圈安装槽，所述密封圈安装槽的槽壁为弧形面；其中，密封圈安装槽的槽壁对应的圆心角为80～150°；孔板底部设有环形凸台，所述丝杠顶端设有环形槽，所述环形凸台与所述环形槽紧密配合，所述孔板与所述丝杠顶端通过连接件固定；
丝杠上设有导向槽，所述导向槽沿竖直方向延伸；
轴承旋转机构包括：滚动轴套和用于安装所述滚动轴承的套筒；所述套筒上设有定位部，当旋动所述滚动轴承时所述丝杠沿竖直方向移动，所述定位部与所述导向槽配合使所述丝杠周向位置固定；
支架包括：支撑框架、支撑面板和减震台架，所述支撑面板固定在所述支撑框架顶端，所述减震台架包括连接部和固定板，所述固定板通过所述连接部与所述支撑框架固定连接，且所述固定板与所述连接部之间设有弹性件，所述固定板用于固定安装所述轴承旋转机构，所述支撑面板用于固定所述推力室出口端；其中，所述连接部包括两个截面呈L型的连接板，且所述连接板上设有三角肋条。
2.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，其特征在于，所述轴承旋转机构还包括旋转手柄，所述旋转手柄与所述滚动轴套固定连接。
3.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，其特征在于，所述丝杠的空心部位为变通径空腔，且沿自上而下方向通径变大。
4.根据权利要求3所述的用于液体火箭发动机推力室气流试验的固定装置，其特征在于，所述空腔包括依次连接的第一直管段、第一过渡段、第二直管段、第二过渡段以及第三直管段。
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