CN111929004A - 一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，包括彼此配合的承压壳体、密封圈和压环，由所述承压壳体、所述密封圈和所述压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；其中所述承压壳体包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；所述压环的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；所述密封圈设置在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间。该航天运载器发动机推力室的密封试验装置既能有效借助喷管喉部上方扩张型面结构进行承力，又能自由穿过收口结构的喉部，体积小，质量轻，安装便捷。

Description

一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置

技术领域

本发明涉及航天运载器发动机推力室的气密性试验的领域，具体涉及一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置。

背景技术

航天运载器发动机推力室喷管一般是扩-收-扩的拉瓦尔结构，通过喷注器将推进剂雾化，推进剂在燃烧室进行燃烧，并将高温高压燃气转化为高速燃气从喷管喷出，从而产生反作用推力。在推力室组装成航天运载器发动机后，需要对发动机整机系统进行严格的气密试验考核，以验证密封的可靠性。试验时需要密封推力室喉部对系统形成封闭腔，然后注入压缩空气，待压力显示稳定后，在其表面检查是否存在渗漏现象。

由于气密试验是在航天运载器发动机整机状态下进行，推力室外围布置了复杂的元器件和管路，因此要求推力室喉部密封装置尽量体积小，结构简单，便于操作，能有效避开外围空间干涉。目前常见的密封装置主要针对喷管喉部直径相对较小的喷管，不能应用于喉部直径稍大一些的喷管；或这些密封装置是在推力室单体状态下进性密封使用的，体积过于庞大，不适用于航天运载器发动机整机状态。

此外，一些航空航天用发动机采用其他的专用于密封装置解决密封效果差的问题，例如CN111608739A公开了一种设置在燃气涡轮发动机高温部位的密封内环，密封内环的外周设置有压紧组件，压紧组件内设置有指尖密封环和石墨润滑件，指尖密封环的内壁与密封内环的外壁滑动配合，压紧组件内设置有将石墨润滑件压向密封内环外壁的弹性支撑件。该密封装置能够通过自润滑接触式实现密封，适用于热端部位的密封。不过对于发动机推力室喷管结构并不能实现较好的密封效果。

鉴于此，亟需设计一种安全可靠、结构简单便于操作的航天运载器发动机推力室的密封试验装置。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种专用于航天运载器发动机推力室试验用密封装置。

本发明提供一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，包括彼此配合的承压壳体、密封圈和压环，由所述承压壳体、所述密封圈和所述压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；其中所述承压壳体包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；所述压环的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；所述密封圈设置在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间。

根据本发明的一个实施例，所述承压壳体为凹型结构的回转体。

根据本发明的一个实施例，所述承压壳体靠近其第一侧壁的位置还包括底座部分，所述承压壳体在所述底座部分的最大径向尺寸小于所述第一侧壁的径向尺寸，所述压环卡合地设置在所述底座部分沿径向方向的外侧，且所述密封圈设置在所述第一侧壁和所述第二侧壁彼此面对的端面之间。

根据本发明的一个实施例，所述专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：三个以上的螺柱，均匀设置在所述底座部分，且每个螺柱的另一端穿过所述压环对应的位置；分别与所述螺柱一一对应的多个螺母，且每个螺母从所述压环的外侧安装在每个所述螺柱上且用于压紧所述压环。

根据本发明的一个实施例，所述专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：安装手柄，固定设置在所述底座部分的中心位置。

根据本发明的一个实施例，所述专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：连接嘴，贯穿所述底座部分靠近中心的位置，用于向所述承压壳体内部输送气体或液体。

根据本发明的一个实施例，所述承压壳体还包括：橡胶层，设置在所述承压壳体的第一侧壁上用于增加摩擦。

根据本发明的一个实施例，所述承压壳体的第一侧壁沿着周向设置多条第一限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第一限位槽。

根据本发明的一个实施例，所述承压壳体的上端面周向地设置第二限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第二限位槽。

根据本发明的一个实施例，所述密封圈为O型密封圈，其最大外形尺寸不超过喷管喉部直径。

本发明中的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置采用通过承压壳体、密封圈和压环的相互配合，由于承压壳体、密封圈和压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应，既能有效借助喷管喉部上方扩张型面结构进行承力，又能自由穿过收口结构的喉部，体积小，质量轻，安装便捷。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。

图1是本发明一个实施例的航天运载器发动机推力室的密封试验装置的剖视图；

图2是本发明另一个实施例的航天运载器发动机推力室的密封试验装置的立体图；

图3为本发明密封试验装置装配前的示意图；

图4为本发明密封试验装置装配中的示意图；

图5为本发明密封试验装置装配后的示意图。

具体实施方式

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。

图1是本发明一个实施例的航天运载器发动机推力室的密封试验装置的剖视图；图2是本发明另一个实施例的航天运载器发动机推力室的密封试验装置的立体图；图3为本发明密封试验装置装配前的示意图；图4为本发明密封试验装置装配中的示意图；图5为本发明密封试验装置装配后的示意图。

如图1和图2所示，本发明提供一种航天运载器发动机推力室的密封试验装置，包括彼此配合的承压壳体100、密封圈200和压环300，由承压壳体100、密封圈200和压环300组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；其中承压壳体100包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；压环300的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；密封圈200设置在第一侧壁与第二侧壁之间。

具体地，航天运载器发动机推力室的密封试验装置由承压壳体100、密封圈200和压环300依次安装构成，其中承压壳体100作为整个密封试验装置的主要承力部件，安装在航天运载器发动机推力室喷管喉部上方。承压壳体100的第一侧壁与喷管喉部上方内壁面相抵。承压壳体100可以采用全金属作为骨架，骨架外型面设计与喷管喉部上方内壁型面保持一致。

其中，密封圈200作为试验密封元件，采用常规丁腈橡胶，密封圈200外径与喉部尺寸保持一致或略小，安装在承压壳体100上。在承压壳体100安装至喷管后能保证密封圈200在喉部中线位置，并通过压环300的挤压作用使密封圈200产生变形。

此外，压环300作为使密封圈200受压变形的执行元件，可以采用金属材料，并具有一定的刚度，与密封圈200一起安装在承压壳体100上。

根据本发明的一个实施例，承压壳体100为凹型结构的回转体。为了节省承压壳体100的金属用料，可以采用凹型结构的回转体方便工作人员的操作。独特的承压壳体100外形结构，既能有效借助喷管喉部上方扩张型面结构进行承力，又能自由穿过收口结构的喉部，体积小，质量轻，安装便捷。

根据本发明的一个实施例，承压壳体100靠近其第一侧壁的位置还包括底座部分101，承压壳体100在底座部分101的最大径向尺寸小于第一侧壁的径向尺寸，压环300卡合地设置在底座部分101沿径向方向的外侧，且密封圈200设置在第一侧壁和第二侧壁彼此面对的端面之间。

具体地，在沿承压壳体100中心旋转90°方向，对称削去承压壳体100超出喷管喉部直径的部分，保证承压壳体100在安装喉部密封圈200后，密封圈200的中线位置最大外形尺寸不超出喷管喉部直径，承压壳体100能够自由穿过喷管喉部。如图所示，承压壳体100靠近其第一侧壁的位置留下底座部分101，承压壳体100在底座部分101的最大径向尺寸小于第一侧壁的径向尺寸，压环300卡合地设置在底座部分101沿径向方向的外侧，且密封圈200设置在第一侧壁和第二侧壁彼此面对的端面之间。

根据本发明的一个实施例，航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：三个以上的螺柱401，均匀设置在底座部分101，且每个螺柱401的另一端穿过压环300对应的位置；分别与螺柱401一一对应的多个螺母402，且每个螺母402从压环的外侧安装在每个螺柱401上且用于压紧压环300。

其中，通过预紧三个以上的六角螺母402到对应底座部分101位置上的螺柱401上，使压环300与承压壳体100发生相对运动，实现挤压密封圈200变形。航天运载器发动机推力室的密封试验装置安装时，首选在承压壳体100的底座部分101上栽入螺柱401，依次放入密封圈200和压环300使之与承压壳体100的密封面相抵，并安装六角螺母402至螺柱401上对压环300进行限位。

根据本发明的一个实施例，航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：安装手柄500，固定设置在底座部分101的中心位置。

其中，通过手持安装手柄500可以将承力壳体100伸入喷管喉部上方，旋转承力壳体100使第一侧壁与喷管喉部上方内型面相抵，并作为拧紧压环300上六角螺母402的辅助支撑。

根据本发明的一个实施例，航天运载器发动机推力室的密封试验装置还包括：连接嘴600，贯穿底座部分101靠近中心的位置，用于向承压壳体100内部输送气体或液体。

其中，连接嘴600作为密封试验时增压和泄压的接口，直接安装于承压壳体100靠近中心的位置，用于向承压壳体100内部输送气体或液体，在连接处可以设置密封垫保证无泄漏。

根据本发明的一个实施例，承压壳体100还包括：橡胶层102，设置在承压壳体100的第一侧壁上用于增加摩擦。

其中，为避免承压壳体100第一侧壁与喷管内壁接触时磕伤以及增加摩擦，在承压壳体100第一侧壁设置一层橡胶层102，对喷管内壁进行保护。

根据本发明的一个实施例，承压壳体100的第一侧壁沿着周向设置多条第一限位槽103，橡胶层102适应性嵌入到第一限位槽103。

其中，为了更加稳定地固定橡胶层102在承压壳体100的第一侧壁上，在第一侧壁设置周向的第一限位槽103，橡胶层102在对应第一限位槽103的位置设置适应第一限位槽103大小的凸起，橡胶层102的凸起嵌入到第一限位槽103，保证橡胶层102不发生移位。

根据本发明的一个实施例，承压壳体的上端面周向地设置第二限位槽104，橡胶层102适应性嵌入到第二限位槽104。

其中，为了更加稳定地固定橡胶层102在承压壳体100的第一侧壁上端面，在第一侧壁上端面设置周向的第二限位槽104，橡胶层102在对应第二限位槽104的位置设置适应第二限位槽104大小的凸起，橡胶层102的凸起嵌入到第二限位槽104，保证橡胶层102不发生移位。

根据本发明的一个实施例，密封圈200为O型密封圈，其最大外形尺寸可以不超过喷管喉部直径。例如，O型密封圈的中线位置最大外形尺寸不超出喷管喉部直径，承压壳体100能够自由穿过喷管喉部。O型密封圈压缩量可调节，可适用于喷管密封、防尘防潮保护等多种工况。

如图3-5所示，本实施例的航天运载器发动机推力室的密封试验装置装配试验过程如下：

如图3所示，首先，将连接嘴600与密封试验装置分离，手持安装手柄500对密封试验装置旋转至竖直方向（喷管喉部直径能包络密封试验装置外径的方向），伸入至喷管喉部上方；

如图4所示，然后，旋转密封试验装置至水平方向，向下施力使承压壳体100第一侧壁与喷管喉部以上内壁相抵，同时拧紧六角螺母402，压环300与承压壳体100发生相对位移，使O型密封圈变形与喷管喉部内壁相抵进行密封；

如图5所示，最后，安装转接嘴600至承压壳体100上，拧紧六角螺母402和接管嘴600时用手托住安装手柄500进行辅助支撑。

在连接嘴600通入试验介质（液体或气体）进行密封试验，试验完成后可通过连接嘴600进行泄压。拆卸密封装置时，首先将连接嘴600拆下，旋松六角螺母402使O型密封圈恢复形变至自由状态，然后手持安装手柄500向上推起装置并旋转至竖直方向，穿过喷管喉部取下。

该密封试验装置可适用于喉部直径一般在100mm-300mm之间的拉瓦尔喷管密封试验，也可适用于航天运载器发动机整机和推力室单体状态下的密封试验。

本发明的有益效果如下：

1.本发明提供的航天运载器发动机推力室的密封试验装置，充分利用了喷管自身扩-收-扩结构，借助喷管喉部上方扩张型面进行承力，因此装置结构简单、体积小，质量轻，安装便捷。

2.本发明提供的航天运载器发动机推力室的密封试验装置，承压壳体100第一侧壁开设第一限位槽103和/或第二限位槽104并硫化有橡胶层102，有效克服了承压壳体100在安装和使用过程中对喷管内壁造成损伤，同时第一限位槽103和/或第二限位槽104对硫化橡胶层102进行固定约束，防止橡胶层102相对滑动造成脱落。

3.本发明提供的航天运载器发动机推力室的密封试验装置，采用常规O型密封圈，通过预紧压环300实现密封圈200压缩量可调节，密封可靠。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，包括彼此配合的承压壳体、密封圈和压环，由所述承压壳体、所述密封圈和所述压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；

其中所述承压壳体包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；

所述压环的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；

所述密封圈设置在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间。

2.根据权利要求1所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述承压壳体为凹型结构的回转体。

3.根据权利要求2所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述承压壳体靠近其第一侧壁的位置还包括底座部分，所述承压壳体在所述底座部分的最大径向尺寸小于所述第一侧壁的径向尺寸，所述压环卡合地设置在所述底座部分沿径向方向的外侧，且所述密封圈设置在所述第一侧壁和所述第二侧壁彼此面对的端面之间。

4.根据权利要求3所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，还包括：

三个以上的螺柱，均匀设置在所述底座部分，且每个螺柱的另一端穿过所述压环对应的位置；

分别与所述螺柱一一对应的多个螺母，且每个螺母从所述压环的外侧安装在每个所述螺柱上且用于压紧所述压环。

5.根据权利要求3所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，还包括：

安装手柄，固定设置在所述底座部分的中心位置。

6.根据权利要求3所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，还包括：

连接嘴，贯穿所述底座部分靠近中心的位置，用于向所述承压壳体内部输送气体或液体。

7.根据权利要求3所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述承压壳体还包括：

橡胶层，设置在所述承压壳体的第一侧壁上用于增加摩擦。

8.根据权利要求7所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述承压壳体的第一侧壁沿着周向设置多条第一限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第一限位槽。

9.根据权利要求8所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述承压壳体的上端面周向地设置第二限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第二限位槽。

10.根据权利要求1所述的专用于航天运载器发动机推力室的密封试验装置，其特征在于，所述密封圈为O型密封圈，其最大外形尺寸不超过喷管喉部直径。

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