CN109763916A - 一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构 - Google Patents

Abstract

一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其喷管扩张段为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段的外表面依次设有第一、第二、第三台阶；喷管壳体套装于喷管扩张段外，喷管壳体内腔有第一、第二、第三台阶槽；分别与喷管扩张段的第一、第二、第三台阶相适配；喷管扩张段的第一台阶与喷管壳体的第一台阶槽之间有密封剂；喷管扩张段的第二台阶部设有凹环形安装槽；挡环装于凹环形安装槽中，与喷管壳体组成螺纹副。本发明能够适用于几乎所有小型固体火箭发动机喷管组件的连接；尤其为解决诸如结构空间受限、需要承受较大冲击及较高耐候、耐温度冲击性能要求等问题的喷管组件连接结构提供一种可靠性高、结构简单紧凑、加工工艺简便的连接方式。

Description

一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构

技术领域

本发明涉及一种小型固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，用于小型固体火箭发动机喷管的连接、密封，属于固体火箭发动机结构设计领域。

背景技术

小型固体火箭发动机的喷管扩张段一般由非金属材料制成，既对喉衬起着定位、固定作用，又起着绝热、密封的作用，还起着提高发动机能量转换效率的作用。

喷管组件是固体火箭发动机的一个关键部件，而喷管组件的固定、本体的密封及喷管组件与发动机对接部位的密封又是重中之重。对于小型固体火箭发动机设计而言，由于喷管组件的包络尺寸、安装空间及质量受限，喷管组件的连接、固定、密封都是设计中的难点。众多连接方式中螺纹连接具有结构简单、质量轻、操作简便的特点，部件间采用螺纹的连接方式既能够解决喷管外形的尺寸限制问题，又能够解决连接、固定及密封等问题。

目前在小型固体火箭发动机喷管组件连接的方式中，往往根据具体结构特点采用结构最简单、加工及工艺容易实现的方式进行连接。最常用的有胶粘剂粘接、螺钉连接及挡圈+螺钉连接这三种方式。这三种方式既有共同的缺点又各有突出弊端，共同的缺点是对接面的间隙难以控制，产品的一致性保证较难；各自最突出的缺点是：胶粘剂粘接方式中粘接剂耐候性能、耐温性能等都较别的连接方式要差；螺钉固定方式中螺钉连接强度较小，难以承受较大冲击；挡圈+螺钉连接的方式虽然结构强度较大，但往往会占用较大空间甚至影响壳体绝热且结构较为复杂，加工、配合、装配都具有一定的难度。

发明内容

为了解决现有技术的不足之处，本发明提供了一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，能够适用于几乎所有小型固体火箭发动机喷管组件的连接。尤其为解决诸如结构空间受限、需要承受较大冲击及较高耐候、耐温度冲击性能要求等问题的喷管组件连接结构提供一种可靠性高、结构简单紧凑、加工工艺简便的连接方式。

本发明的技术方案包括喷管壳体、密封剂、挡环和喷管扩张段，喷管扩张段为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段的外表面依次设有第一台阶、第二台阶、第三台阶；喷管壳体套装于喷管扩张段外，喷管壳体内腔有第一台阶槽、第二台阶槽、第三台阶槽；分别与喷管扩张段的第一台阶、第二台阶、第三台阶相适配；喷管扩张段的第一台阶与喷管壳体的第一台阶槽之间有密封剂；喷管扩张段的第二台阶部设有凹环形安装槽；挡环装于凹环形安装槽中，挡环与喷管壳体组成螺纹副。

本发明所述挡环由对称的两个半圆组成；挡环的前端有导向面，挡环中部有螺纹，后部有止动齿；喷管壳体的第二台阶槽有与挡环对应的导向面及螺纹。

本发明所述喷管扩张段上有限位止动齿周向相对运动的限位槽。

本发明的挡环限制扩张段沿喷管壳体的轴向运动。喷管扩张段利用挡环与喷管壳体形成的螺纹副连接进行紧固，利用喷管扩张段上的安装槽与挡环的配合面完成力的传递，使得喷管扩张段的轴向密封面获得压紧力，从而完成对密封剂的轴向挤压。喷管扩张段在安装过程中利用配合面的相对运动将喷管壳体与喷管扩张段对应的部位的密封剂涂抹均匀。

本发明的有益效果在于：1）结构简单，易于加工，方便安装使用。螺纹连接结构简单、连接强度大，安装简便快捷，具有连接可靠性高、加工工艺简单、成品率高等特点； 2）利用结构自身运动，提高产品密封性能。通过安装过程的相对运动，将密封剂均匀地涂抹在喷管壳体与喷管扩张段相对应的部位，消除涂抹不均带来的隐患，提高了结构的密封可靠性；3）提高填装密封剂的结构性能。利用挡环传递的压紧力将喷管扩张段的密封面上的密封剂压实，提高了密封剂的结构性能；4）利于检测，便于产品质量控制。可以通过控制密封剂的用量、拧紧力矩的控制可以达到控制组件间间隙的目的，从而也实现了对密封性能的控制，通过检测喷管壳体与喷管扩张段外部对接面间隙检测产品装配是否合格，通过对间隙的控制达到对产品质量的控制。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是喷管壳体的结构示意图。

图3是喷管扩张段结构示意图。

图4是挡环结构示意图。

图中：1为喷管壳体；1-1为第一台阶槽；1-2为第二台阶槽；1-3为第三台阶槽；2为密封剂，3为挡环，3-1为导向面，3-2为螺纹，3-3为止动齿；4为喷管扩张段；4-1为第一台阶；4-2为第二台阶；4-3为第三台阶；4-4为限位槽。

具体实施方式

图1中，本发明包括喷管壳体1、用于密封连接缝隙的密封剂2、用于连接、固定的挡环3和用于限位喉衬及能量转换的喷管扩张段4。所述挡环3安放在喷管扩张段4对应的凹环形安装槽和限位槽内，将密封剂2基本均匀地涂抹在喷管扩张段4相应的面上，然后旋合挡环3和喷管壳体1对应的螺纹，使得喷管扩张段4能够牢固地连接在喷管壳体1后段，并使得涂抹在喷管扩张段4上的密封剂2均匀地分布在对应的曲面上，填满喷管壳体1与喷管扩张段4需要密封的对应曲面。喷管壳体1与喷管扩张段4在安装对接过程中利用螺纹的安装特性将密封剂2在需要涂抹部位自动涂抹均匀且自动填满组件间的间隙。

图2中，喷管壳体1内腔有第一台阶槽1-1、第二台阶槽1-2、第三台阶槽1-3，分别与喷管扩张段的第一台阶、第二台阶、第三台阶相适配。

图3中，喷管扩张段4为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段4的外表面依次设有第一台阶4-1、第二台阶4-2、第三台阶4-3，所述喷管扩张段4上有防止挡环周向运动的止动结构，该止动结构为限位槽4-4，限位槽4-4与止动齿配合使用，可以防止挡环与喷管扩征段发生周向相对运动。

图4中，挡环3由两个对称半圆组成，挡环3前端有定位导向面3-1，挡环3中部外面有外螺纹3-2，用于与喷管壳体1的螺纹形成螺纹副，利用螺纹副的联接作用对喷管扩张段起到轴向压紧、轴向限位及为装配定位的作用。挡环3后部有止动齿3-3，置于喷管扩张段的限位槽内。

本发明的工作原理为：由喷管壳体1与挡环3组成的螺纹副在连接、紧固过程中，产生了沿长尾喷管壳体轴线的作用力，发动机内高温高压燃气产生的轴向力作用在喉衬与喷管扩张段4的配合面上，再由喷管扩张段4通过限位面作用在挡环3上，挡环3利用与喷管壳体1上第二台阶槽1-2的连接螺纹将力作用在喷管壳体1上，从而完成喉衬及喷管扩张段4的限位、固定，在喷管扩张段4的安装过程中利用挡环3上的止动齿3-3与喷管扩张段4上的限位槽4-4将挡环3由螺纹传出的力传递到喷管扩张段4上，从而带动喷管扩张段4与喷管壳体1对应面的相对运动，并由运动将密封剂2均匀涂抹在所需的密封面上，再利用螺纹的压紧力由挡环3传递给喷管扩张段4形成轴向力将密封剂压实，从而完成喷管组件的密封。

本发明已经在三种不同壳体材质、不同温度环境的发动机中进行试验，使用状态及结果如表1所示。使用结果表明本结构连接牢固、密封性能优良，能够在较高温度环境下安全使用。在发动机生产中过程中表现出质量稳定、一致性好的质量特性，利于产品批产及生产推广，生产过程中产品未因连接结构出现质量问题，可以在小型发动机中进行推广使用。

表1 喷管连接结构使用实例

发动机型号	工作压强，MPa	工作时间，s	最高工作温度，℃	备注
					1	8	3	130
2	13	5	160
					3	11	8	150

本发明通过螺纹连接使得连接结构简单、可靠，提高了连接的牢固程度，降低了加工复杂程度，降低了装配难度，解决了因胶粘剂老化、连接结构复杂装配难度大等原因造成的燃气泄露问题，基本消除了燃气泄露的风险，在发动机研制生产中试验证明，同时提高了生产质量和生产效率，取得了良好的经济效益。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换和改进等，其均应涵盖在本发明的保护要求范围内。

Claims (3)

1.一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其特征在于：喷管扩张段（4）为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段（4）的外表面依次设有第一台阶（4-1）、第二台阶（4-2）、第三台阶（4-3）；喷管壳体（1）套装于喷管扩张段（4）外，喷管壳体（1）内腔有第一台阶槽（1-1）、第二台阶槽（1-2）、第三台阶槽（1-3）；分别与喷管扩张段（4）的第一台阶、第二台阶、第三台阶相适配；喷管扩张段（4）的第一台阶与喷管壳体（1）的第一台阶槽（1-1）之间有密封剂（2）；喷管扩张段（4）的第二台阶（4-2）部设有凹环形安装槽；挡环（3）装于凹环形安装槽中，挡环（3）与喷管壳体（1）组成螺纹副。

2.根据权利要求1所述固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其特征在于：所述挡环（3）由对称的两个半圆组成；挡环（3）的前端有导向面（3-1），挡环（3）中部有螺纹（3-2），后部有止动齿（3-3）；喷管壳体（1）的第二台阶槽（1-2）有与挡环（3）对应的导向面及螺纹。

3.根据权利要求1所述固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其特征在于：所述喷管扩张段（4）上有限位止动齿周向相对运动的限位槽（4-4）。