CN115931234A - 一种液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置 - Google Patents

Abstract

为了能对大型铸件法兰通孔位置进行气密性检查定位，并以此为依据，判断并提出该铸件产品后续使用状态及处理方法，本发明提供一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，包括：气密接管嘴、气密堵头和橡胶密封圈；气密接管嘴一端为球面接管嘴，气密检查时从球面接管嘴通入检测压缩空气或氦气；气密接管嘴另一端安装在被测法兰的通孔中，外壁为圆管，内孔为螺纹孔与气密堵头采用螺纹连接，内孔壁设置径向通孔，用于对被检法兰的通孔内部充气；气密接管嘴、气密堵头与被检法兰配合面处分别设置凹槽，安装相应尺寸的橡胶密封圈进行密封。

Description

一种液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，属于测试领域。

背景技术

铸件通常是通过铸造获得的金属成型物，铸造成型往往可以生产形状复杂的零件毛坯或者零件。因为铸件不受形状、尺寸、结构重量等的限制，应用范围十分广泛。同时铸造生产成本一般较低，而且因切削加工量较少，加工成本进一步得到控制，在目前航空航天领域广泛使用。但铸造因其特殊的工艺成型方法，得到的铸件组织往往致密度不够，经常产生气孔、缩孔、渣、裂纹等缺陷，晶粒粗细均匀度较差，导致铸件本身气密性差，力学性能及耐冲击能力较低，影响使用性能。尤其在用于液体火箭发动机零部件中，零部件气密性差，一旦有泄漏发生，氧化剂与燃料剂相遇，对发动机将造成不同程度的损伤，有可能导致重大事故的发生，影响发射任务的成败，对人身安全也存在重大威胁。

目前应用于液体火箭发动机中的铸件产品大多尺寸较大，在产品生产加工各个阶段通常会采用荧光检查、X射线、着色检查等方式进行直接检测，也会设计各种气密打压试验进行气密性验证，以达到检查铸件质量的目的。一般大型铸件产品内部结构的铸造缺陷通过各种方式大多都能得以检验，但大型铸件产品法兰位置，因其厚度超过40mm以上，内外径通常大于300mm，常规检测方法往往无法检测到气孔，疏松等缺陷，通过气密氦检漏试验也无法准确定位缺陷位置，设计人员也无法针对缺陷产品进行处理，如果轻易将产品报废，不论是时间进度方面还是成本控制方面往往都有很大限制，但如果不加判断盲目使用，这对气密性要求较高的液体火箭发动机来说将存在重大隐患，事故一旦发生，损失将更为惨重。

目前，在国内液体火箭发动机领域较多存在的是对大型铸件壳体内腔进行气密检查的装置，对铸件法兰通孔处是否有铸造缺陷和疏松等大多仅能通过着色检查来对缺陷位置做出初步的大致判断。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：为了能对大型铸件法兰通孔位置进行气密性检查定位，并以此为依据，判断并提出该铸件产品后续使用状态及处理方法，提出一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置。

本发明所采用的技术方案是：一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，包括：气密接管嘴、气密堵头和橡胶密封圈；

气密接管嘴一端为球面接管嘴，气密检查时从球面接管嘴通入检测压缩空气或氦气；气密接管嘴另一端安装在被测法兰的通孔中，外壁为圆管，内孔为螺纹孔与气密堵头采用螺纹连接，内孔壁设置径向通孔，用于对被检法兰的通孔内部充气；气密接管嘴、气密堵头与被检法兰配合面处分别设置凹槽，安装相应尺寸的橡胶密封圈进行密封。

进一步的，所述气密接管嘴的球面接管嘴端根据气密试验装置出气接口尺寸大小决定，球面接管嘴端的内孔直径c为4～8mm。

进一步的，所述气密接管嘴的另一端外径尺寸d与法兰通孔单边间隙为0.1mm，内螺纹e保证单边壁厚至少3～4mm，在内螺纹圆柱段设置1～3个径向孔，径向孔直径g为1～2mm，通孔轴向位置f保证径向孔在被检法兰通孔内部。

进一步的，所述气密接管嘴伸入被检法兰通孔内部部分长度h小于被检法兰通孔厚度8～12mm，保证不与气密堵头发生轴向干涉，与气密堵头至少3～5mm的距离；

进一步的，所述气密接管嘴的中段圆柱段端面设置环形槽，环形槽中放入橡胶密封圈，对气密接管嘴和被检法兰面之间起密封作用，密封槽深度k为密封圈厚度的一半。

进一步的，气密堵头一端为六方结构。

进一步的，所述气密堵头中段包括两段直径不同的圆柱，台阶面处设置环形密封槽，密封槽深度k1为密封圈厚度的一半。

进一步的，所述气密堵头另一端的外螺纹e1规格与气密接管嘴内螺纹e相配合，保持一致；气密堵头中段小端的外径尺寸d1与气密接管嘴尺寸d一致，气密堵头螺纹段端部到中段小端端面的轴向距离m和气密堵头螺纹段端部到中段大端端面的轴向距离n保证m尺寸左右不与法兰和气密接管嘴发生轴向干涉。

进一步的，所述气密接管嘴与气密堵头的材料为20Cr13材料。

进一步的，所述橡胶密封圈的密封圈内、外径t和w分别与气密接管嘴、气密堵头中环形密封槽的内外径至少有0.1mm的直径间隙。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置可用于铸件法兰产品生产加工过程中及装配等其他多种状态下的气密性检测。尤其针对厚度较大的法兰通孔，采用常规检测手段根本无法有效准确检测，并判断漏点具体位置；同时还可推广至各种形式的大型铸件法兰通孔气密性检测，结构简单，安装方便快捷。

附图说明

图1为法兰通孔气密检查装置图；

图2为气密接管嘴装置主视图(左)、俯视图(右)；

图3为气密接堵头装置主视图(左)、俯视图(右)；

图4为橡胶密封圈示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的技术方案进一步说明：

本发明设计的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置可用于铸件法兰产品生产加工过程中及装配等其他多种状态下的气密性检测。

铸件法兰气密检查装置图如图1所示，液体火箭发动机上一铸件壳体的被检法兰1，法兰左右任意一侧有工作气体或液体介质，正常工作状态下不能与另一侧相通；气密接管嘴2左侧入口接压缩空气或者氦气，该处密封为普通球面接管嘴形式密封，通常通入0.5Mpa压缩空气或氦气，气密接管嘴2与气密堵头3通过螺纹连接在被检法兰1通孔内部，气密接管嘴2与气密堵头3和被检法兰1配合面之间通过橡胶密封垫密封。由气密接管嘴入口通入压缩空气后或氦气后，气体通过气密接管嘴设置的径向孔流入法兰通孔内腔，假如被检法兰通孔内壁与法兰左右端面有相通或疏松孔，那通入的气体就会从法兰左右端面渗出，可以用氦检漏仪来判断漏点位置和漏率大小，也可在充气状态下在法兰左右两个端面涂抹肥皂泡进行检查，若有贯穿通道，则可在附近左右法兰端面看到气泡产生，气泡产生的地方就表明该处与法兰内壁贯穿。根据漏率大小和气泡多少，对贯穿孔采取相应补救封堵措施。

气密接管嘴2如图2所示，球面接管嘴一端为普通球面接管嘴形式，可根据标准设计，与气密试验台对接尺寸配合即可，球面通常有37°、60°形式，外螺纹为M12、M14、M20等不同规格，内孔c直径通常为4～8mm，能保证气体通入即可。同时在接管嘴上设置外六方，便于施加一定的拧紧力矩，实际六方大小可按标准及气密接管嘴大概尺寸配合选用；气密接管嘴另一端外径d略小于法兰通孔直径，半径间隙一般为0.1mm左右，既能起一定的定位作用，又能保证气密接管嘴顺利安装进法兰通孔内部；气密接管嘴右侧内螺纹e尺寸首先要参考外径d，保证气密试验安全性，单边壁厚至少3～4mm；同时在内螺纹圆柱段设置1～3个周向孔，通孔直径一般为1～2mm左右，便于检测气体从该处流入法兰通孔内腔；伸入被检法兰通孔内部部分的长度h参考法兰通孔厚度，比法兰通孔总厚度小8～12mm，同时还要保证不与气密堵头发生轴向干涉，与气密堵头也要留有至少3～5mm的距离；气密接管嘴设置环形槽，环形槽中放入橡胶密封圈，将气密接管嘴和被检法兰面配合面进行密封，为了有较好的密封效果，保证橡胶密封圈至少有50％的压缩量，所以密封槽深度k一般为密封圈厚度的一半。

气密堵头装置3示意图如图3所示：俯视图中尺寸a、b为外六方尺寸，此处六方形式同样也是为了便于施加拧紧力矩，为便于实际操作，此处实际大小可与气密接管嘴该处设计一致，六方轴向长度r为便于拧紧工装装卡，一般为5mm左右；气密堵头同样设置环形密封槽，密封槽设计尺寸k1可与气密接管嘴大小一致；外螺纹e1规格与气密接管嘴内螺纹e相配合，保持一致；外径尺寸d1与气密接管嘴尺寸d一致，稍小于被检法兰内孔直径，便于伸入法兰内孔，同时也起一定的定位作用。气密堵头轴向尺寸m和n需保证m左右两端不与法兰和气密接管嘴发生轴向干涉。气密接管嘴与气密堵盖可使用20Cr13材料。

橡胶密封圈4如图4所示：对于0.5Mpa较低气压的气密检查，密封圈材料可以选用较为常见的橡胶，厚度k2一般大于气密接管嘴和气密堵头中环形密封槽深度k的2倍，保证工作状态下橡胶圈至少有50％的压缩量，试验时该处才有良好的密封，不会有气体渗出以至于影响气密检测。密封圈内径t和外径w应分别与气密接管嘴、气密堵头中环形槽的内、外径配合，至少需要有0.1mm的直径间隙，便于橡胶密封垫的能顺利的安装进密封槽内。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，包括：气密接管嘴(2)、气密堵头(3)和橡胶密封圈(4)；气密接管嘴(2)一端为球面接管嘴，气密检查时从球面接管嘴通入检测压缩空气或氦气；气密接管嘴(2)另一端安装在被测法兰(1)的通孔中，外壁为圆管，内孔为螺纹孔与气密堵头(3)采用螺纹连接，内孔壁设置径向通孔，用于对被检法兰(1)的通孔内部充气；气密接管嘴(2)、气密堵头(3)与被检法兰(1)配合面处分别设置凹槽，安装相应尺寸的橡胶密封圈(4)进行密封。

2.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密接管嘴(2)的球面接管嘴端根据气密试验装置出气接口尺寸大小决定，球面接管嘴端的内孔直径c为4～8mm。

3.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密接管嘴(2)的另一端外径尺寸d与法兰通孔单边间隙为0.1mm，内螺纹e保证单边壁厚至少3～4mm，在内螺纹圆柱段设置1～3个径向孔，径向孔直径g为1～2mm，通孔轴向位置f保证径向孔在被检法兰通孔内部。

4.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密接管嘴(2)伸入被检法兰通孔内部部分长度h小于被检法兰通孔厚度8～12mm，保证不与气密堵头发生轴向干涉，与气密堵头至少3～5mm的距离。

5.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密接管嘴(2)的中段圆柱段端面设置环形槽，环形槽中放入橡胶密封圈，对气密接管嘴(2)和被检法兰面之间起密封作用，密封槽深度k为密封圈厚度的一半。

6.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，气密堵头(3)一端为六方结构。

7.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密堵头(3)中段包括两段直径不同的圆柱，台阶面处设置环形密封槽，密封槽深度k1为密封圈厚度的一半。

8.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密堵头(3)另一端的外螺纹e1规格与气密接管嘴内螺纹e相配合，保持一致；气密堵头(3)中段小端的外径尺寸d1与气密接管嘴尺寸d一致，气密堵头螺纹段端部到中段小端端面的轴向距离m和气密堵头螺纹段端部到中段大端端面的轴向距离n保证m尺寸左右不与法兰和气密接管嘴发生轴向干涉。

9.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述气密接管嘴(2)与气密堵头(3)的材料为20Cr13材料。

10.根据权利要求1所述的一种应用于液体火箭发动机铸件法兰通孔气密检查装置，其特征在于，所述橡胶密封圈的密封圈内径t和外径w分别与气密接管嘴(2)、气密堵头(3)中环形密封槽的内、外径至少有0.1mm的直径间隙。

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