CN114412663B - 一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构 - Google Patents

一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构 Download PDF

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Abstract

一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，属于机械技术领域。本发明包括承力端面、推进剂进口弯管、推进剂进口法兰、顶盖内腔、内锥面、外锥面、顶盖底面、承力壁；液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面传递至顶盖，并通过内锥面和外锥面形成的三角形承力结构传递至承力壁，最后通过承力端面传递至发动机机架；推进剂自推进剂进口法兰处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管进入顶盖内腔，然后进入下游喷嘴。

Description

一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构
技术领域
本发明涉及一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，属于机械技术领域。
背景技术
传统的液体火箭发动机顶盖一般用来与进口法兰、均流板零件等组成推进剂集液腔。为使推力室喷嘴出口流量均匀，需在顶盖内部设置均流板等结构使得集液腔中的总压畸变减小，增加了结构重量。此外，对于采用非自燃推进剂的火箭发动机，需要设置点火器用以推力室的点火起动。因此在顶盖上方需要焊接承力座、支板等结构与发动机机架相连，以增加点火器的安装空间。这种设计对顶盖与承力座之间的焊缝质量要求较高，增加了结构风险，不利于承受大吨位推力；此外，为保证焊缝质量，焊接热输入量较大，焊接变形及焊接应力较大，工艺性及可靠性均较差。
在某些发动机中，顶盖还会设计成与发动机机架直接连接的结构，这种设计可承受发动机大吨位推力。而在这种情况下，受顶盖中心区域空间所限，推力室的点火器一般设置在顶盖外侧，通过燃气引出管将点火燃气引入推力室，既增加了结构重量，也增加了点火燃气烧穿引出管的风险。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，一体成型、可靠性高，同时具备降低推进剂在内腔的总压畸变、承受火箭发动机大吨位推力的功能。
本发明的技术解决方案是：一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，包括承力端面、推进剂进口弯管、推进剂进口法兰、顶盖内腔、内锥面、外锥面、顶盖底面、承力壁；
液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面传递至顶盖，并通过内锥面和外锥面形成的三角形承力结构传递至承力壁，最后通过承力端面传递至发动机机架；推进剂自推进剂进口法兰处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管进入顶盖内腔，然后进入下游喷嘴。
进一步地，所述承力端面与发动机常平座对接，将推力室产生的推力传递至发动机。
进一步地，所述承力端面为平面圆环形状，与发动机常平座对接，圆环内圆围成的空心圆柱空间为点火器的安装空间。
进一步地，还包括若干点火器窗口和点火器螺栓孔；发动机推力室顶盖结构与发动机连接后，点火器通过点火器窗口进出安装空间，并通过点火器螺栓孔与顶盖相连。
进一步地，所述推进剂进口弯管为两端形状、面积不同的弯管状结构，其中与推进剂进口法兰相连的一侧为圆形，与顶盖内腔相连的一侧为近似的长椭圆跑道形。
进一步地，推进剂自推进剂进口法兰处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管进入顶盖内腔，然后进入下游喷嘴；
进一步地，还包括若干圆柱形加强筋；所述圆柱形加强筋位于承力壁两侧，用以提高承力壁刚度及强度，提高顶盖整体承力能力。
进一步地，所述顶盖内腔由内锥面、外锥面、顶盖底面围成的封闭腔组成，依靠内锥面和外锥面形成的凸腔，在有限的体积内增大内腔容积，提高流动均匀性。
进一步地，所述承力壁与内锥面和外锥面形成的夹角中心线重合，以提高顶盖结构承力能力。
进一步地，所述顶盖为集成设计、一体成型，取消焊接结构消除焊缝，避免焊接变形及焊接应力，提高了零件本质可靠性。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明涉及的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，一体成型、可靠性高，同时具备降低推进剂在内腔的总压畸变、承受火箭发动机大吨位推力的功能。
本发明涉及的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，通过采用扩张型推进剂进口弯管结构，降低了推进剂进入内腔的流速，从而降低了推进剂在内腔的总压畸变，提高推进剂喷出喷嘴时的流量均匀性。与现有技术相比，避免了使用均流板等均流装置，简化了顶盖内腔结构，减轻了推力室重量。
本发明涉及的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，采用内外双锥面形式、形成截面为三角形的承力结构，可提高顶盖承载能力，承受液体火箭发动机大吨位推力。
本发明涉及的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，集成设计一体成型，替代现有技术中的推进剂腔上盖、进口弯管、进口法兰、加强支板和承力座等，取消焊接结构消除焊缝，避免焊接变形及焊接应力，提高零件本质可靠性。
本发明涉及的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，通过承力壁结构将推力室产生的推力传递至发动机机架上，从而增加了点火器安装空间，可适应不同尺寸的点火器结构。在承力壁结构上设置了四个矩形安装窗口，便于点火器的拆装。
附图说明
图1为本发明专利的推力室顶盖结构示意图。
图2为本发明专利的推力室顶盖俯视图。
图3为本发明专利的推力室顶盖A-A剖视图。
图1中：1.承力端面；2.点火器窗口；3.推进剂进口弯管；4.推进剂进口法兰；5.点火器螺栓孔；6.加强筋；12.承力壁。
图2中：3.推进剂进口弯管；4.推进剂进口法兰。
图3中：1.承力端面；2.点火器窗口；3.推进剂进口弯管；4.推进剂进口法兰；6.加强筋；7.顶盖内腔；8点火燃气孔；9.内锥面；10.外锥面；11.顶盖底面；12.承力壁。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构做进一步详细的说明，具体实现方式可以包括(如图1～3所示)：推进剂进口法兰4、推进剂进口弯管3、内锥面9、外锥面10、点火燃气孔8、多个承力壁12和多个点火器窗口2。液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面11传递至顶盖，并通过内锥面9和外锥面10形成的三角形承力结构传递至承力壁12，最后通过承力端面1传递至发动机机架。推进剂自推进剂进口法兰4处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管3进入顶盖内腔7，然后进入下游喷嘴。
在本申请实施例所提供的方案中，如图1所示，推进剂进口法兰4、推进剂进口弯管3、内锥面9、外锥面10、点火燃气孔8、多个承力壁12和多个点火器窗口2。
如图1所示，承力端面1为平面圆环形状，与发动机常平座对接，将推力室产生的推力传递至发动机。圆环内圆围成的空心圆柱空间为点火器的安装空间。顶盖与发动机连接后，点火器通过四个点火器窗口2进出安装空间，并通过点火器螺栓孔5与顶盖相连。
如图2所示，推进剂进口弯管3为两端形状、面积不同的弯管状结构，其中与推进剂进口法兰4相连的一侧为圆形，与顶盖内腔7相连的一侧为近似的长椭圆跑道形。设跑道形围成的内表面截面面积为S2，圆形围成的内表面截面面积为S1，为实现降低推进剂进入内腔的流速、降低推进剂在内腔的总压畸变、提高推进剂喷出喷嘴时流量均匀性的功能，应满足关系：S2≥2.5S1。
如图3所示，液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面11传递至顶盖，并通过内锥面9和外锥面10形成的三角形承力结构传递至承力壁12，最后通过承力端面1传递至发动机机架。为承受推力室产生的大推力，内锥面9和外锥面10之间的夹角应在95°～105°范围内。夹角过大则导致刚度不足，承受推力较小；夹角过小则会导致承力壁12围成的内圆直径较小，减小了点火器安装空间，不利于点火器的拆装。
如图3所示，推进剂自推进剂进口法兰4处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管3进入顶盖内腔7，然后进入下游喷嘴。
如图3所示，点火器通过点火器螺栓孔5与推力室顶盖相连，点火器产生的点火燃气通过点火燃气孔8进入推力室。
如图3所示，在承力壁12两侧各设置两根圆柱形加强筋6，提高承力壁12刚度及强度，提高顶盖整体承力能力。
在本申请实施例提供的技术方案中，所述顶盖内腔7由内锥面9、外锥面10、顶盖底面11围成的封闭腔组成，依靠内锥面9和外锥面10形成的凸腔，在有限的体积内增大内腔容积，提高流动均匀性。
进一步，在一种可能实现的方式中，所述承力壁12与内锥面9和外锥面10形成的夹角中心线重合，以提高顶盖结构承力能力。
在一种可能实现的方式中，所述顶盖为集成设计、一体成型，取消焊接结构消除焊缝，避免焊接变形及焊接应力，提高了零件本质可靠性。
本发明提出了一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，一体成型、可靠性高，同时具备降低推进剂在内腔的总压畸变、承受火箭发动机大吨位推力的功能。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：包括承力端面(1)、推进剂进口弯管(3)、推进剂进口法兰(4)、顶盖内腔(7)、内锥面(9)、外锥面(10)、顶盖底面(11)、承力壁(12)；
液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面(11)传递至顶盖，并通过内锥面(9)和外锥面(10)形成的三角形承力结构传递至承力壁(12)，最后通过承力端面(1)传递至发动机机架；推进剂自推进剂进口法兰(4)处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管(3)进入顶盖内腔(7)，然后进入下游喷嘴。
2.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述承力端面(1)与发动机常平座对接，将推力室产生的推力传递至发动机。
3.根据权利要求2所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述承力端面(1)为平面圆环形状，与发动机常平座对接，圆环内圆围成的空心圆柱空间为点火器的安装空间。
4.根据权利要求3所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：还包括若干点火器窗口(2)和点火器螺栓孔(5)；发动机推力室顶盖结构与发动机连接后，点火器通过点火器窗口(2)进出安装空间，并通过点火器螺栓孔(5)与顶盖相连。
5.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述推进剂进口弯管(3)为两端形状、面积不同的弯管状结构，其中与推进剂进口法兰(4)相连的一侧为圆形，与顶盖内腔(7)相连的一侧为近似的长椭圆跑道形。
6.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：还包括若干圆柱形加强筋(6)；所述圆柱形加强筋(6)位于承力壁(12)两侧，用以提高承力壁(12)刚度及强度，提高顶盖整体承力能力。
7.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述顶盖内腔(7)由内锥面(9)、外锥面(10)、顶盖底面(11)围成的封闭腔组成，依靠内锥面(9)和外锥面(10)形成的凸腔，在有限的体积内增大内腔容积，提高流动均匀性。
8.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述承力壁(12)与内锥面(9)和外锥面(10)形成的夹角中心线重合，以提高顶盖结构承力能力。
9.根据权利要求1所述的一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，其特征在于：所述顶盖为集成设计、一体成型，取消焊接结构消除焊缝，避免焊接变形及焊接应力，提高了零件本质可靠性。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6212876B1 (en) * 1999-05-14 2001-04-10 Roger Everett Gregory Simplified high-efficiency propulsion system
US8966879B1 (en) * 2012-02-15 2015-03-03 Orbital Technologies Corporation Acoustic igniter
CN113513429A (zh) * 2021-04-16 2021-10-19 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 能实现切向不稳定燃烧与连续旋转爆震的发动机及方法
CN113738536A (zh) * 2021-08-27 2021-12-03 北京航天动力研究所 一种一体式承力均流顶盖装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6212876B1 (en) * 1999-05-14 2001-04-10 Roger Everett Gregory Simplified high-efficiency propulsion system
US8966879B1 (en) * 2012-02-15 2015-03-03 Orbital Technologies Corporation Acoustic igniter
CN113513429A (zh) * 2021-04-16 2021-10-19 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 能实现切向不稳定燃烧与连续旋转爆震的发动机及方法
CN113738536A (zh) * 2021-08-27 2021-12-03 北京航天动力研究所 一种一体式承力均流顶盖装置

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