CN219162900U - 一种航天发动机喷管模型 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种航天发动机喷管模型，包括：若干子喷管，若干子喷管是由回转形的发动机喷管周向等分形成，每个子喷管两侧母线方向的连接处设置交叉锁底结构，便于后续焊接时的若干子喷管通过交叉锁底连接固定；点阵约束支撑，设置在层叠立式摆放的若干子喷管的间隔处；高密度支撑体，为框架式结构设置在最内侧的子喷管内壁。该航天发动机喷管模型具有高精度、低成本的特点。

Description

一种航天发动机喷管模型

技术领域

本实用新型涉及航天发动机领域，具体涉及一种航天发动机喷管模型。

背景技术

航天发动机随着航天行业得到了快速发展，作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。作为推力主要组成部件的喷管，为了承受燃气的高温，喷管通常采用再生冷却技术，由内壁和外壁与冷却通道组成。同时其内型面燃气温度高达3500K，壁面热交换功率可到达数十兆瓦，同时需要承受数十兆帕的冷却夹层内的压力。推力室喷管的主要作用是使高温气流加速喷出，从而使推力室产生反推力。

随着火箭运力及发动机的推力越来越大，喷管的尺寸也越来越大，逐渐出现了对于直径1m～2m甚至更大的喷管的需求。大尺寸喷管的设计及制造难度极大提升。

目前，大型设备打印成本高，而原有的加工方式，需要大的成型模具，焊接炉等设备，研发制造周期非常长，需要配套巨大的投入。投产后，一旦喷管的设计发生变化，便又是极大的浪费。

鉴于此，亟需设计一种高精度且低成本的航天发动机喷管模型。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天发动机喷管模型。

本实用新型提供一种航天发动机喷管模型，包括：若干子喷管，若干子喷管是由回转形的发动机喷管周向等分形成，每个子喷管两侧母线方向的连接处设置交叉锁底结构，便于后续焊接时的若干子喷管通过交叉锁底连接固定；点阵约束支撑，设置在层叠立式摆放的若干子喷管的间隔处；高密度支撑体，为框架式结构设置在最内侧的子喷管内壁。

根据本实用新型的一个实施例，每个子喷管两侧的交叉锁底结构包括第一交叉锁底结构和第二交叉锁底结构，且均设置在每个子喷管的内壁侧。

根据本实用新型的一个实施例，第一交叉锁底结构为延伸的L型凸起，第二交叉锁底结构为L型凹槽。

根据本实用新型的一个实施例，其中一个子喷管的第一交叉锁底结构和另一个子喷管的第二交叉锁底结构相互卡接形成发动机喷管的筋条的一部分。

根据本实用新型的一个实施例，第一交叉锁底结构和第二交叉锁底结构在卡接处均设置导向锥角

根据本实用新型的一个实施例，在每个子喷管其中一侧靠近母线方向的外壁处设有连接为一体的螺杆连接点阵和锁位螺杆，螺杆连接点阵连接外壁。

根据本实用新型的一个实施例，多个一体的螺杆连接点阵和锁位螺杆在每个子喷管沿母线方向上均匀设置。

根据本实用新型的一个实施例，点阵约束支撑设置在若干子喷管间隔的两端边缘处。

根据本实用新型的一个实施例，高密度支撑体在靠近在最内侧的子喷管内壁处设置密集点阵层，便于打磨后处理。

根据本实用新型的一个实施例，航天发动机喷管模型还包括压位螺块，安装在锁位螺杆上用于压紧锁位螺杆所在的子喷管和相邻子喷管之间的连接。

本申请中的航天发动机喷管模型，经过子喷管模块化结构设计、激光选区熔化的增材技术以及激光焊接技术，可以高效低成本的制造出超大型的喷管，避免传统的超大模具定制的高难度、高成本加工方法，相对采用一体化生产的中型喷管也可以显著的降低成本，增加效率。这种喷管制备方法，通过交叉锁底结构进行子喷管之间的连接固定，不需要大型的模具即可完成喷管无变形的焊接控制。

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，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明实用新型的原理。

图1是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管分成若干子喷管的示意图；

图2是本实用新型一个实施例的航天发动机子喷管的俯视图；

图3是本实用新型一个实施例的航天发动机子喷管的侧视图；

图4是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管模型中子喷管排列示意图；

图5是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管模型中支撑示意图；

图6是本实用新型另一个实施例的航天发动机喷管模型中支撑示意图；

图7是本实用新型一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；

图8是本实用新型再一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；

图9是本实用新型又一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；

图10是本实用新型一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管焊接示意图；

图11是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管的示意图。

附图标记：

100-子喷管，101-交叉锁底结构，1011-第一交叉锁底结构，1012-第二交叉锁底结构，1013-导向锥角，102-点阵约束支撑，103-高密度支撑体，1031-密集点阵层，104-螺杆连接点阵，105-锁位螺杆，106-压位螺块，201-内壁，202-外壁，203-筋条，2031-边缘随型冷却通道，204-焊缝。

具体实施方式

下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本实用新型的目的、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，对本实用新型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实用新型，用于示例性的说明本实用新型的原理，并不被配置为限定本实用新型。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，以帮助对本实用新型实施例的理解。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本实用新型实施例的具体结构进行限定。在本实用新型的描述中，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实用新型中的具体含义。

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，本实用新型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实用新型的示例来提供对本实用新型更好的理解。

图1是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管分成若干子喷管的示意图；图2是本实用新型一个实施例的航天发动机子喷管的俯视图；图3是本实用新型一个实施例的航天发动机子喷管的侧视图；

图4是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管模型中子喷管排列示意图；图5是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管模型中支撑示意图；图6是本实用新型另一个实施例的航天发动机喷管模型中支撑示意图；图7是本实用新型一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；图8是本实用新型再一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；图9是本实用新型又一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管组装示意图；图10是本实用新型一个实施例的航天发动机两个相邻子喷管焊接示意图；图11是本实用新型一个实施例的航天发动机喷管的示意图。

如图1所示，本实用新型提供一种航天发动机喷管模型，包括：若干子喷管100，若干子喷管100是由回转形的发动机喷管周向等分形成，每个子喷管两侧母线方向的连接处设置交叉锁底结构101(如图8所示)，便于后续焊接时的若干子喷管100通过交叉锁底连接固定。点阵约束支撑102，设置在层叠立式摆放的若干子喷管100的间隔处。高密度支撑体103，为框架式结构设置在最内侧的子喷管100内壁，如图5和图6所示。

其中，涉及金属的3D打印技术中只有基于激光选区熔化的增材制造技术可以满足喷管的加工精度要求，可以用来制造出带有冷却通道的喷管等部件。目前，打印设备的尺寸往往无法加工大型的喷管，例如1～2米以上直径的喷管。同时由于喷管的回转造型，必须使用比喷管最大的直径还要大的3D打印设备，才能进行整体喷管的增材制作成型。此外，大型打印设备的工时费数是小型设备打印设备的工时费数的几倍，进一步导致了生产用时增加及成本增加。而且如果采用大型设备打印，每层需要的铺粉时间及刮粉时间都会大幅增加，造成总加工时长增加，叠合机时费的增加，成本大幅增加。因此需要本申请提供的航天发动机喷管模型来实现高精度、低成本的喷管制作。

具体地，本申请中的发动机喷管的型面为回转型的喷管结构。如图2所示，喷管包括内壁201、外壁202以及内壁201和外壁202之间的若干筋条203，其中内壁201、外壁202和筋条203之间构成了供冷却液体流动的冷却通道。超大型喷管的直径可为1m甚至是2m以上，同时厚度基本在3～5mm左右，属于大型的薄壁件。如图11所示，作为本申请中一个实施例喷管的小端直径d为1000mm，大端直径D为1500mm，高度为1000mm。

其中，现有技术中非模块化设计的喷管，当某个区域出现损坏时，无法重新更换新的模块，当无法修复该损坏时，只能报废发动机整个喷管。而本申请中将回转形的发动机喷管三维模型周向等分为若干子喷管100后进行打印成型，经过模块化的子喷管100后处理和焊接后形成发动机喷管。当某个子喷管100出现无法修复的损坏时，只需要将喷管外侧焊缝抛掉，重新更换新的子喷管100模块后装夹并焊接即可得到新的喷管。而且由于整个回转型的喷管直径的增加，增加越多的模块越将最后的焊接变形分散的均匀，同时可以实现更小的设备进行打印，进一步降低成本。

现有技术中，将相邻的待焊接组件加工达到精度后，各个模块需要模具及工装将对接焊缝拼接好后并夹紧，才可以进行后续的激光焊接。现有技术的焊接方式，通常需要大型的模具进行矫形及机加工、装夹、定位后才能实现焊接，这样的工序较为复杂，仍然需要投产大型的模具。本申请中将每个子喷管100两侧母线方向的连接处设置交叉锁底结构101，实现子喷管100之间的相互对接，便于后续焊接时的若干子喷管100通过交叉锁底结构101连接固定，不需要大型的模具即可完成子喷管之间的固定连接，实现无变形的焊接控制。

进一步地，如图5和图6所示，通过模型中的层叠立式摆放的子喷管100之间的点阵约束支撑102，以及整体模型的高密度支撑体103在最内侧子喷管100内壁201上的设置，能够有效控制子喷管100的变形，可将大型薄壁件的变形控制在一定范围内。例如，示例性地，变形范围可以控制在1mm以内。同时点阵约束支撑102和高密度支撑体103可以通过自动化设备快速的去除，不影响发动机喷管整体的焊接过程。

此外，现有的一体化增材方案，对于大型模型无法通过精度最高的铺粉工艺成型，若用送粉/送丝等增材方式，则喷管的通道精度及粗糙度难以达到标准要求(Ra3.2以内)。通过本申请激光选区熔化成形的增材方案能够满足精度要求，而且增材尺寸只需要覆盖层叠摆放的子喷管100模块大小即可，该方式显著增加每层的有效成型面积比率，效率高，且成本是大型打印设备的一半以内。通过模块化结构设计及3D打印，结合激光焊接，可以制造出大型的喷管。减少了对于大型车加工装备及模具、大型钎焊炉设备尺度的要求，提高了打印效率，在每层幅面上利用率更高，降低了打印工时。

本申请中的航天发动机喷管模型经过子喷管100模块化结构设计、激光选区熔化的增材技术以及激光焊接技术，可以高效低成本的制造出超大型的喷管，避免传统的超大模具定制的高难度高成本加工方法，相对采用一体化生产的中型喷管也可以显著的降低成本增加效率。本实用新型通过将喷管设计分为多个子喷管100的模式进行3D打印，然后进行纵焊缝进行焊接，并且给出了控制变形及改善焊缝间隙及错边的设计方案。此外，本申请通过子喷管100连接处的交叉锁底结构101，能够有效地改善变形的问题并释放了应力，实现了最后步骤中在喷管的外侧一次焊完，内外壁202都有强的承载能力。本申请通过发动机喷管的制造方法实现的喷管强度高，自动化程度高，效率高。

如图2所示，根据本实用新型的一个实施例，每个子喷管100两侧的交叉锁底结构101包括第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012，且均设置在每个子喷管100的内壁侧。

根据本实用新型的一个实施例，第一交叉锁底结构1011为延伸的L型凸起，第二交叉锁底结构1012为L型凹槽。

根据本实用新型的一个实施例，其中一个子喷管100的第一交叉锁底结构1011和另一个子喷管100的第二交叉锁底结构1012相互卡接形成发动机喷管的筋条的一部分。

如图9所示，根据本实用新型的一个实施例，第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012在卡接处均设置导向锥角1013。

具体地，如图2所示，交叉锁底结构101的第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012分别为L型凸起和L型凹槽，第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012的宽度小于筋条203的宽度。示例性地，其可以为1/3的筋条203宽度，不小于0.5mm。第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012的高度根据筋条203高度来匹配。在一些可选的实施例中，L型凸起以及L型凹槽的高度约为1/2的筋条203高度，高度为2～4mm。第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012在卡接处均设置30°的导向锥角1013。通过交叉锁底结构101上的30°导向锥角1013，可以将即使有一定间隙的不同模块导入并消除对接之间的间隙。

在将若干个子喷管100组合成一整个喷管时，其中一个子喷管100的第一交叉锁底结构1011和相临的另一个子喷管100的第二交叉锁底结构1012相互卡接，其中第一交叉锁底结构1011和第二交叉锁底结构1012卡接后形成发动机喷管的筋条203的一部分，通过交叉锁底结构101将若干个子喷管100串联形成整个发动机喷管。

作为实施例的一种，如图8所示，可以在冷却通道的筋条203处设置边缘随型冷却通道2031来增加冷却介质的通道占比，增加喷管中推进剂的冷却效果。其中边缘型冷却通道位于L型凹槽对应的筋条203处。

如图6所示，根据本实用新型的一个实施例，点阵约束支撑102设置在若干子喷管100间隔的两端边缘处。

如图5所示，根据本实用新型的一个实施例，高密度支撑体103在靠近在最内侧的子喷管100内壁处设置密集点阵层，便于打磨后处理。

具体地，将子喷管100模块化排列为阵型，以在增材设备内进行快速制造。其中对于模块化制造中变形控制非常重要，要控制每个子喷管100的绝对变形，并且要控制每个子喷管100的变形位置及变形量要一致。在一个实施例中，在阵列最内侧的子喷管100内壁201处设置高密度支撑体103结构并在与喷管内壁201的型面连接处设置10mm厚度密集点阵层，方便后续的打磨去除。在每个子喷管100之间且在其两个边缘分别设置点阵约束支撑102。如图6所示，在两个子喷管100之间可以通过垂直伸入去支撑磨头1021，能够进行自动化打磨去除的空间来反算，同时子喷管100间距F，则点阵约束支撑102沿着喷管端口的宽度E的计算方式E＝((0.5d+F)^2-(0.5d)^2)^0.5-10。

进一步地，将增材完成的子喷管100模块从设备中取出，打磨去除高密度支撑体103结构、密集点阵层以及点阵约束支撑102，得到可以拼接成一个整圆数量的子喷管100组合。在子喷管组合过程中，通过交叉锁底结构101上面的30°导向锥角1013，可以将即使有一定间隙的不同子喷管100导入相互卡接并消除对接间隙。

如图7和图8所示，根据本实用新型的一个实施例，在每个子喷管100其中一侧靠近母线方向的外壁处设有连接为一体的螺杆连接点阵104和锁位螺杆105，螺杆连接点阵104连接外壁。

如图3所示，根据本实用新型的一个实施例，多个一体的螺杆连接点阵104和锁位螺杆105在每个子喷管100沿母线方向上均匀设置。

如图9所示，根据本实用新型的一个实施例，航天发动机喷管模型还包括压位螺块106，安装在锁位螺杆105上用于压紧锁位螺杆105所在的子喷管100和相邻子喷管100之间的连接。

具体地，螺杆连接点阵104和锁位螺杆105组合成临时螺纹柱，通过临时螺纹柱及压紧螺块的调位，逐一将压位螺块106安装在每个锁位螺杆105上。每个螺块为圆柱形结构能够压在两个相邻子喷管100连接处，从而将每对相邻的子喷管100相互压紧并消除错边以及焊缝间隙，并能够实现相互夹紧。然后通过断续定位后，将临时螺纹柱的螺杆连接点阵104打磨掉，即可实现完整焊接。

如图10所示，在具体焊接过程中，通过激光定位焊接将每个子喷管100与其相邻子喷管100定位焊接。焊接形式为断续的小段焊接，即绕开每个压位螺块106安装处。通过每个子喷管100边上的交叉锁底结构101以及压位螺块106结构进行子喷管100之间的固定，省去了装夹及定位工装及夹具，可保障每个子喷管100的精确定位、紧密装夹及焊接过程。然后，卸下所有的压位螺块106，并且切断及打磨每个螺杆连接点阵104，从而将喷管外表面清理干净。最后，获得连接激光焊缝204，依次完成每条对接处的激光焊接。

其中，通过增加交叉锁底结构101的设计方法，可以实现外壁202一次焊接，无须内壁201进行焊接。子喷管100间通过交叉锁底结构101的设计，改善了内壁201沿径向抗拉及抗压承载性能，同时焊接没有通道内的对接坡口，避免了通道的焊接多余物。

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

Claims (10)

1.一种航天发动机喷管模型，其特征在于，包括：

若干子喷管，若干子喷管是由回转形的发动机喷管周向等分形成，每个子喷管两侧母线方向的连接处设置交叉锁底结构，便于后续焊接时的若干子喷管通过交叉锁底连接固定；

点阵约束支撑，设置在层叠立式摆放的若干子喷管的间隔处；

高密度支撑体，为框架式结构设置在最内侧的子喷管内壁。

2.根据权利要求1所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，每个子喷管两侧的交叉锁底结构包括第一交叉锁底结构和第二交叉锁底结构，且均设置在每个子喷管的内壁侧。

3.根据权利要求2所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，第一交叉锁底结构为延伸的L型凸起，第二交叉锁底结构为L型凹槽。

4.根据权利要求3所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，其中一个子喷管的第一交叉锁底结构和另一个子喷管的第二交叉锁底结构相互卡接形成发动机喷管的筋条的一部分。

5.根据权利要求3所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，第一交叉锁底结构和第二交叉锁底结构在卡接处均设置导向锥角。

6.根据权利要求1所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，在每个子喷管其中一侧靠近母线方向的外壁处设有连接为一体的螺杆连接点阵和锁位螺杆，螺杆连接点阵连接外壁。

7.根据权利要求6所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，多个一体的螺杆连接点阵和锁位螺杆在每个子喷管沿母线方向上均匀设置。

8.根据权利要求1所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，点阵约束支撑设置在若干子喷管间隔的两端边缘处。

9.根据权利要求1所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，高密度支撑体在靠近在最内侧的子喷管内壁处设置密集点阵层，便于打磨后处理。

10.根据权利要求6所述的航天发动机喷管模型，其特征在于，还包括压位螺块，安装在锁位螺杆上用于压紧锁位螺杆所在的子喷管和相邻子喷管之间的连接。

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