CN212432433U - 火箭发动机推力室试验用固定装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭发动机推力室试验用固定装置，包括：限位支撑架，包含限位底座，所述限位支撑架用于将推力室进行固定限位；定位组件，固定在所述限位底座上，所述定位组件用于与推力室的喷管内壁相抵；试验时，推力室出口端向下固定在所述定位组件上。火箭发动机推力室试验用固定装置操作简单、拆装方便且稳定可靠。

Description

火箭发动机推力室试验用固定装置

技术领域

本发明涉及火箭发动机推力室密封性试验的领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验用固定装置。

背景技术

液体火箭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。在推力室热试车之前，需要对推力室总体进行严格的耐压试验考核，以验证推力室焊缝和组件的密封性。耐压试验是对有密封要求的封闭腔内注入一定压力的水或压缩空气，待压力显示稳定后，在其内外表面检查是否存在渗漏现象。

鉴于此，亟需设计一种安全可靠、能够避免推力室压伤的火箭发动机推力室试验用固定装置。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种火箭发动机推力室试验用固定装置。

本发明提供一种火箭发动机推力室试验用固定装置，包括：限位支撑架，包含限位底座，所述限位支撑架用于将推力室进行固定限位；定位组件，固定在所述限位底座上，所述定位组件用于与推力室的喷管内壁相抵；试验时，推力室出口端向下固定在所述定位组件上。

根据本发明的一个实施例，所述限位支撑架还包括：限位顶盖，固定在推力室顶端；拉杆，设于推力室四周并连接于所述限位顶盖与所述限位底座之间。

根据本发明的一个实施例，所述拉杆有四个。

根据本发明的一个实施例，所述限位支撑架包括：第一销轴，设置在所述拉杆的第一端与所述限位底座连接；第一螺母，设置在所述拉杆的第二端与所述限位顶盖连接。

根据本发明的一个实施例，所述限位支撑架还包括：球面垫圈，设置在所述第一螺母下侧，所述球面垫圈固定在所述限位顶盖上。

根据本发明的一个实施例，所述拉杆包括：上拉杆和下拉杆，通过第二销轴彼此连接。

根据本发明的一个实施例，所述定位组件包括：中空的支撑托架，下端与所述限位底座连接，所述支撑托架上端为圆环形支撑板。

根据本发明的一个实施例，所述限位底座为从所述支撑托架下端的四周向外延伸形成的四个凸起。

根据本发明的一个实施例，所述定位组件还包括：中空的定位托座，固定在所述支撑托架上端的支撑板，所述定位托座的外表面与喷管的内壁形状相适应。

根据本发明的一个实施例，所述定位托座为非金属硬性材质。

本发明中的火箭发动机推力室试验用固定装置通过限位支撑架和定位组件的相互配合，火箭发动机推力室能够可靠固定，并提供一个稳定的环境给推力室进行密封试验，火箭发动机推力室试验用固定装置操作简单、拆装方便且稳定可靠。

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火箭发动机推力室试验用密封装置的剖视图；

图2是本发明另一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的剖视图；

图3是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的立体图；

图4是本发明另一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的立体图；

图5是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用固定装置的剖视图；

图6是本发明再一个实施例的火箭发动机推力室试验用固定装置的立体图；

图7是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封工装的剖视图；

图8是本发明再一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封工装的立体图。

附图标记说明：

100-限位支撑架，101-限位底座，102-限位顶盖，103-拉杆，1031-上拉杆，1032-下拉杆，104-第一销轴，105-第一螺母，106-球面垫圈，107-第二销轴，200-定位组件，201-支撑托架，202-支撑板，203-定位托座，300-驱动机构，301-缸体，302-气缸密封圈，303-活塞轴，400-密封盘，401-密封圈，402-密封压盖，403-密封底座，404-环形凸台，405-定位孔，406-连接杆。

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火箭发动机推力室试验用密封装置的剖视图；图2是本发明另一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的剖视图；图3是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的立体图；图4是本发明另一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封装置的立体图；图5是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用固定装置的剖视图；图6是本发明再一个实施例的火箭发动机推力室试验用固定装置的立体图；图7是本发明一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封工装的剖视图；图8是本发明再一个实施例的火箭发动机推力室试验用密封工装的立体图。

本发明提供一种火箭发动机推力室试验用固定装置，包括：限位支撑架100，包含限位底座101，限位支撑架100用于将推力室T进行固定限位；定位组件200，固定在限位底座101上，定位组件200用于与推力室T的喷管A内壁相抵；试验时，推力室T出口端向下固定在定位组件200上。

具体地，火箭发动机推力室试验用固定装置，通过将推力室T的喷管A出口端竖向朝下固定在定位组件200上，通过推力室T自身的重量使得定位组件200与喷管A的内壁面相贴合。接着，由于定位组件200固定在限位底座101上，再通过限位支撑架100将推力室T进行上下固定。

在本实施例中，本发明的火箭发动机推力室试验用固定装置用于密封装置，驱动机构300固定在定位组件200的中心位置，定位组件200又是被限位支撑架100依靠推力室T进行固定，所以驱动机构300拥有坚固可靠的支撑力。试验过程中，驱动机构300提供外力压紧密封圈401，通过密封圈401变形与推力室T的喉部内壁相抵。

作为其中一种实施例，限位底座101为一个圆形板，大小匹配推力室T的喷管A出口。另一种实施例中限位底座101为从中心向四周延伸的凸起，凸起的外边缘与推力室T的喷管A匹配。

需要说明的是，一般推力室T包含喷管A、燃烧室B和头部C，本实施例中的密封圈401将喷管A的喉部密封，燃烧室B可以形成密闭的空间，从而可以进行液体火箭发动机推力室T的燃烧室B的密封试验。在推力室T中注入液体或气体实施初始建压，按照推力室耐压试验压力要求内腔增压完成密封性试验考核。随燃烧室B的压强增加，作用于密封圈401的压力能够增大变形量，燃烧室B的腔室压强越大密封效果越好，避免了传统的依靠预紧力维持密封圈401胀形、密封压力低、操作困难、易压伤推力室T壁面等不足。

如图2、图3和图4所示，根据本发明的一个方面，限位支撑架100还包括：限位顶盖102，固定在推力室T顶端；拉杆103，设于推力室T四周并连接于限位顶盖102与限位底座101之间。

具体地，限位支撑架100中的限位顶盖102为圆形板，固定在推力室T的头部C上，通过四周的拉杆103将限位顶盖102与限位底座101连接起来，将推力室T包围在限位顶盖102、限位底座101和拉杆103中间。限位底座101固定在推力室T的喷管A出口位置，限位顶盖102固定在推力室T的头部C的上端，再通过拉杆103对整个推力室T进行固定限位。限位支撑架100对发动机推力室T上下受力部位进行限位约束，真实模拟推力室T工作时的受力状态，能有效考核推力室T焊缝和各组件的密封性，克服了推力室T自身承力引起内部结构应力扩大的不足。

如图3和图4所示，根据本发明的一个实施例，拉杆103有四个。具体地，四个拉杆103分布在限位支撑架100的四周，四个拉杆103相差90度环绕限位顶盖102和限位底座101。通过四个拉杆103将推力室T固定在限位顶盖102和限位底座101之间，对发动机推力室T上下受力部件进行限位约束，能够真实模拟推力室T工作时的受力状态。

如图5所示，根据本发明的一个实施例，限位支撑架100包括：第一销轴104，设置在拉杆103的第一端与限位底座101连接；第一螺母105，设置在拉杆103的第二端与限位顶盖102连接。

具体地，按照推力室T开口朝向下布置的方位，拉杆103的第一端在拉杆103的下方端部，拉杆103的第二端在拉杆103的上方端部。为了让拉杆103更加稳定地固定在限位顶盖102和限位底座101上，设置第一销轴104在拉杆103的第一端与限位底座101连接，方便安装时拉杆103与限位底座101可活动地调节。设置第一螺栓105在拉杆103的第二端与限位顶盖102连接，通过预紧第一螺栓105将拉杆103稳定限制在限位顶盖102上。

如图6所示，根据本发明的一个实施例，限位支撑架100还包括：球面垫圈106，设置在第一螺母105下侧，球面垫圈106固定在限位顶盖102上。

具体地，在第一螺母105和拉杆103之间设置球面垫圈106，球面垫圈106内嵌于限位顶盖102相应位置的通孔中，在本实施例中，对应四个拉杆103，对应在限位顶盖102上四个角度设置通孔。在拉杆103定位安装时，球面垫圈106能够自动找正受力，限位顶盖102和第一螺母105的受力均匀。作为本发明的另一种实施例，限位顶盖102上还设置有吊环，吊环可以设置在每相邻两个球面垫圈106对应通孔之间的位置，通过外力将预先固定在限位顶盖102上的推力室T通过吊环竖直吊至限位底座101上。

根据本发明的一个实施例，拉杆103包括：上拉杆1031和下拉杆1032，通过第二销轴107将上拉杆1031和下拉杆1032连接。

具体地，为了让拉杆103固定在限位顶盖102与限位底座101之间方便可调，拉杆103分为上拉杆1031和下拉杆1032，也便于在密封试验结束后拉杆103的存放不占空间。限位支撑架100的安装过程是先固定好限位底座101，将火箭发动机推力室T联合限位顶盖102放置在限位底座101后，下拉杆1032通过第一销轴104与限位底座101连接，接着通过第二销轴107将上拉杆1031与下拉杆1032连接，最后将上拉杆1031与限位顶盖102上的球面垫圈106通过第一螺母105拧紧固定。

如图2所示，根据本发明的一个方面，定位组件200包括：中空的支撑托架201，下端与限位底座101连接，支撑托架201上端为圆环形支撑板202，驱动机构300安装于支撑托架201的中空结构内。

作为其中一个实施例，定位组件200的支撑托架201下端与限位底座101连接，采用上述实施例中限位底座101为从中心向四周延伸的凸起，沿着凸起向上延伸形成支撑托架201，支撑托架201由四个从下往上宽度逐渐减小的孔板构成，支撑托架201中间为中空的圆柱体，四个孔板连接并分布在中空的圆柱体四周。四个孔板上端连接圆环形支撑板202，圆环形支撑板202的内圆与圆柱体的圆匹配，外圆与四个孔板顶端外边缘匹配，其中一种实施例圆环形支撑板202的外圆直径大于四个孔板顶端外边缘直径。采用支撑托架201和支撑板202，能够避免定位组件200全都设置成贴合推力室T喷管A内壁的形式，增加了定位组件200的支撑力度，同时减小对推力室T喷管A内壁的大范围受力，还能够节省材料。

根据本发明的一个方面，定位组件200包括：中空的定位托座203，固定在支撑托架201的支撑板202上端，定位托座203的外表面与喷管A的内壁形状相适应，驱动机构300安装于定位托座203的中空结构内。

具体地，定位组件200的定位托座203设计成外表面形状与喷管A的内壁相匹配的形状，定位托座203的底面与圆环形支撑板202的形状相同，形成中空为圆柱形的定位托座203，定位托座203固定在圆形支撑板202上，驱动机构300安装在定位托座203的中空结构内。采用此定位托座203能够完成推力室T安装时的准确定位，减小了划伤推力室T喷管A的壁面的风险。

根据本发明的一个方面，定位托座203为非金属硬性材质。采用非金属硬性材质的定位托座203，试验中推力室T喷管A的壁面与定位托座的定位面全程不相抵，即与定位组件200中的支撑托架201和支撑板202不会接触，避免了原有的推力室T喷管A的壁面与承力面、定位密封面预紧相抵后的压伤风险。

根据本发明的一个方面，驱动机构300为气缸驱动机构。驱动机构300为气缸驱动方式，操作简单，安全可靠，密封压缩量可控，能适用于密封压力高，推力室T的喉部直径大的推力室产品，克服了原有手动预紧方式和密封压力低的不足。

如图7和图8所示，根据本发明的一个方面，驱动机构300还包括：缸体301，为圆柱体形状并设置在定位托座203中空结构内；活塞轴303，安装于缸体301内，一端设置进气孔304与外界的进气管连接，另一端与密封盘400连接。

具体地，驱动机构300包括缸体301以及设置在缸体301内部的活塞轴303，缸体301内嵌于定位托座203的中空结构内，活塞轴303安装于缸体301内。

活塞轴303的一端配合缸体301形状设置成直径与缸体301相同的第一圆柱体卡合在缸体301内，在第一圆柱体中间设置进气孔304与进气管相连，进气管贯穿缸体301以及支撑托架201的中空结构，从支撑托架201的中心圆柱下端开个出口将进气管延伸到外界。活塞轴303的另一端为一个直径小于缸体301的第二圆柱体，第二圆柱体与密封盘400通过销轴连接，进气管通断气可使活塞轴303作用于密封压盘400进行往复运动。缸体301的上端面预留一个直径与第二圆柱体相同的圆孔，从而使得活塞轴303在圆孔内可以往复运动。

根据本发明的一个方面，驱动机构300还包括：气缸密封圈302，设置在缸体301与活塞轴303接触的上下两端，使得缸体301与活塞轴303形成密闭的腔室。

具体地，活塞轴303的第一圆柱体与缸体301内壁的接触面设置一圈第一凹槽，气缸密封圈302内嵌于第一凹槽内用于与缸体301紧密接触。活塞轴303的第二圆柱体与缸体301上端面的圆孔接触面设置一圈第二凹槽，气缸密封圈302内嵌于第二凹槽用于与缸体301紧密接触。通过两个气缸密封圈302设置在缸体的上下两端，使得缸体301与活塞轴303形成密闭的腔室。

根据本发明的一个方面，密封盘400还包括：密封压盖402，与驱动机构300相连接；密封底座403，固定在定位组件200上端，密封压盖402相对密封底座403可滑动；密封圈401位于密封压盖402与密封底座403之间。

具体地，密封盘400中的密封压盖402和密封底座403可以滑动配合，由于密封盘400与驱动机构300、支撑托架201、限位底座101连接一起，对安装在推力室T的轴线和喉部中线进行准确定位，密封压盖402与活塞轴303连接。

密封底座403与缸体301的支撑底座连接，通过驱动机构300作用密封压盖402和密封底座403发生相对运动，使密封圈401发生胀形与推力室T喉部内壁相抵。

根据本发明的一个方面，密封压盖402和密封底座403都包含圆形凹槽，密封压盖402的底端卡合在密封底座403凹槽内。

具体地，密封压盖402和密封底座403的中间为同轴的圆形凹槽，密封压盖402的圆形凹槽直径小于密封底座403的圆形凹槽，且密封压盖402的底端圆形直径与密封底座403的圆形凹槽直径相同，使得密封压盖402的底端卡合在密封底座403的凹槽内且能上下移动。

根据本发明的一个实施例，密封压盖402的上端口向四周延伸设有环形凸台404，环形凸台404与密封底座403的上端面相互配合放置密封圈401。

在本实施例中，密封压盖402的上端口向四周延伸形成环形凸台404，环形凸台404的宽度与密封底座403的圆形凹槽侧壁宽度相同，密封圈401放置在环形凸台404与密封底座403的上端面之间。当密封压盖402的底端卡合在密封底座403的凹槽内向下移动时，环形凸台404向密封底座403的上端面靠近，压紧密封圈401使得密封圈401胀形，变形后的密封圈401能够紧贴推力室T的喉部位置，使得推力室T的燃烧室B形成密闭的腔室，接下来可以针对燃烧室B进行密封试验。

根据本发明的一个实施例，环形凸台404与密封底座403相对的面均设置安装槽，安装槽的槽壁为弧形面。

具体地，为了让密封圈401在受力压缩过程中不会轻易滑出环形凸台404与密封底座403相对的位置，在环形凸台404与密封底座403相对的面均设置弧形面槽壁的安装槽，这样弧形的安装槽能够限定密封圈401在设定位置而不偏移。

根据本发明的一个实施例，密封底座403的凹槽中间位置为定位孔405，连接杆406贯穿定位孔405与活塞轴303连接。

具体地，由于密封压盖402通过连接杆406与活塞轴303相连接，位于密封压盖402与活塞轴303中间的密封底座403需要预留一个定位孔405，让连接杆406能够通过密封底座403实现密封压盖402的上下移动。该定位孔405位于密封底座403的圆形凹槽中心位置，定位孔405的直径与连接杆406相适应。作为本实施例的一种方式，在该定位孔405内侧壁设置一圈第二凹槽，气缸密封圈302内嵌于第二凹槽用于与缸体301紧密接触；在活塞轴303的第一圆柱体外周设置一圈第一凹槽，气缸密封圈302内嵌于第一凹槽用于与缸体301紧密接触。

根据本发明的一个实施例，活塞轴303的顶端设置一凹槽，连接杆406伸入活塞轴303凹槽内，通过销轴将连接杆406和活塞轴303连接。

具体地，活塞轴303的第二圆柱体顶端设置一个内陷的凹槽，连接杆406能够伸入活塞轴303的凹槽内，在该凹槽的侧壁和连接杆406的相应位置贯穿通孔，销轴穿过该通孔将连接杆406与活塞轴303连接。

本发明的火箭发动机推力室试验用固定装置的装配试验过程如下：

吊环安装在限位顶盖102上，然后将推力室T的头部C与限位顶盖102、第一螺母105连接，通过吊环将推力室T竖直吊至限位底座101上，依靠自重使定位托座203外型面与推力室T的喷管A扩张段内壁面贴合，将密封圈401定位在推力室T喉部中线处。

将上拉杆1031与限位顶盖102用球面垫圈106和第一螺母105拧紧固定。驱动机构300进气管通入压缩空气驱动气缸压缩密封圈401胀形，使得密封圈401与推力室T的喉部内壁面贴合。

向推力室T内腔冲入水或压缩空气实施初始建压，初始压力稳定后断开驱动机构的水源或气源，然后按照推力室T耐压试验压力要求内腔增压完成密封性试验考核。试验完毕后，推力室T泄压，然后拆卸第一螺母105、球面垫圈106、上拉杆1031，竖直起吊推力室T与定位托座203分离，再拆卸限位顶盖102。

本发明中的火箭发动机推力室试验用固定装置可适用于推力室T喉部直径一般在30mm以上的区域，当推力室T喉部直径偏小时，驱动机构可采用螺纹预紧连接方式替代压缩密封圈。

本发明的火箭发动机推力室试验用固定装置的技术效果有：

1)自紧密封：预先压缩密封圈401，形成初始密封腔，建立低腔压；随腔室压力增加，作用于密封压盖402压缩密封圈401增大变形量，内腔室压越大密封效果越好，避免了传统的依靠预紧力维持密封圈胀形、密封压力低、操作困难、易压伤推力室壁面等不足。

2)驱动机构：采用气缸驱动原理完成密封圈401初始压缩，结构简单，操作便捷，驱动气源压力要求低，避免耐压试验压力高时原有的机械螺纹预紧力过大难以操作。

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.火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，包括：

限位支撑架，包含限位底座，所述限位支撑架用于将推力室进行固定限位；

定位组件，固定在所述限位底座上，所述定位组件用于与推力室的喷管内壁相抵；

试验时，推力室出口端向下固定在所述定位组件上。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述限位支撑架还包括：

限位顶盖，固定在推力室顶端；

拉杆，设于推力室四周并连接于所述限位顶盖与所述限位底座之间。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述拉杆有四个。

4.根据权利要求2所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述限位支撑架包括：

第一销轴，设置在所述拉杆的第一端与所述限位底座连接；

第一螺母，设置在所述拉杆的第二端与所述限位顶盖连接。

5.根据权利要求4所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述限位支撑架还包括：

球面垫圈，设置在所述第一螺母下侧，所述球面垫圈固定在所述限位顶盖上。

6.根据权利要求4所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述拉杆包括：

上拉杆和下拉杆，通过第二销轴彼此连接。

7.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述定位组件包括：

中空的支撑托架，下端与所述限位底座连接，所述支撑托架上端为圆环形支撑板。

8.根据权利要求7所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述限位底座为从所述支撑托架下端的四周向外延伸形成的四个凸起。

9.根据权利要求7所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述定位组件还包括：

中空的定位托座，固定在所述支撑托架上端的支撑板，所述定位托座的外表面与喷管的内壁形状相适应。

10.根据权利要求9所述的火箭发动机推力室试验用固定装置，其特征在于，所述定位托座为非金属硬性材质。

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