CN219299428U - 火箭推力室气密工装 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了火箭推力室气密工装，涉及火箭推力室工装技术领域，包括火箭发动机推力室，所述火箭发动机推力室的外侧设置有底部密封单元和上方压合单元，所述底部密封单元与上方压合单元之间设置有固定单元和套筒单元，所述底部密封单元包括有密封座，所述密封座的上方内壁设置有与火箭发动机推力室底部外侧表面曲线贴合的密封放置圈，所述火箭发动机推力室底部外侧表面与密封座的内壁表面套接。本实用新型通过密封座的内壁紧紧贴合火箭发动机推力室的底部曲线增加气密工装的密封性，堵头便于进行气密性检测，组合压板一和组合压板二的内侧贴合火箭发动机推力室的喉部曲线对火箭发动机推力室的喉部起到保护支撑的作用，增加气密工装的可靠性。

Description

火箭推力室气密工装

技术领域

本实用新型涉及火箭推力室工装技术领域，具体涉及火箭推力室气密工装。

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。需要使用到密封工装位为火箭发动机推力室提供密封圈压紧推力室内壁，因此，本实用新型提出火箭推力室气密工装。

现有技术中，提出了公开号为CN212804220U，公开日为2021年03月26日的中国专利文件，来解决上述技术问题，该专利文献所公开的技术方案如下：一种火箭发动机推力室试验用密封工装，包括：定位组件，外表面与喷管的内壁形状相适应，用于与推力室的喷管内壁相抵；驱动机构，固定在所述定位组件的内侧中部；密封盘，包含密封圈，所述密封盘设置在所述气缸驱动机构的顶端；试验时，所述驱动机构提供外力使得所述密封圈与推力室喉部内壁相抵。火箭发动机推力室试验用密封工装操作简单、拆装方便且稳定可靠。

为了解决目前火箭发动机推力室试验用密封工装密封压力低且可靠性差的问题，现有技术是采用定位组件和密封盘的方式进行处理，但是还会出现驱动组件太多安装不便的情况，进而导致组装效率和检测效率低的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供火箭推力室气密工装，以解决上述背景技术中提出的问题。

为解决上述技术问题，本实用新型所采用的技术方案是：

火箭推力室气密工装，包括火箭发动机推力室，所述火箭发动机推力室的外侧设置有底部密封单元和上方压合单元，所述底部密封单元与上方压合单元之间设置有固定单元和套筒单元。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述底部密封单元包括有密封座，所述密封座的上方内壁设置有与火箭发动机推力室底部外侧表面曲线贴合的密封放置圈，所述火箭发动机推力室底部外侧表面与密封座的内壁表面套接。

采用上述技术方案，密封座的内壁紧紧贴合火箭发动机推力室的底部曲线增加气密工装的密封性。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述底部密封单元还包括有开设在密封座的底面中部的堵头。

采用上述技术方案，堵头便于进行气密性检测。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述上方压合单元包括有对称设置在火箭发动机推力室喉部外侧的组合压板一和组合压板二，所述组合压板一与组合压板二互相接触的一侧分别设置有与火箭发动机推力室喉部曲线相贴合的安装圈。

采用上述技术方案，组合压板一和组合压板二的内侧贴合火箭发动机推力室的喉部曲线对火箭发动机推力室的喉部起到保护支撑的作用，增加气密工装的可靠性。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述套筒单元包括有对称设置在上方压合单元外侧的套筒一和套筒二，所述套筒一和套筒二的套筒内径尺寸为套筒一的宽度尺寸的两倍，所述套筒一、套筒二的内壁与组合压板一、组合压板二外侧表面卡接。

采用上述技术方案，套筒二与套筒一将组合压板一和组合压板二进行套接固定。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述固定单元包括有设置在密封座四周的固定螺栓，所述密封座的四角设置有与固定螺栓相适配的安装螺纹孔。

采用上述技术方案，配合带肩螺母与固定螺栓使得火箭发动机推力室被夹持固定在密封座与组合压板一和组合压板二之间，安装简单便捷，拆装方便。

本实用新型技术方案的进一步改进在于：所述固定单元还包括有设置在套筒一、套筒二上方的带肩螺母，所述带肩螺母的内螺纹与固定螺栓的外表面螺纹相适配，所述组合压板一、组合压板二、套筒一、套筒二的内壁均设置有与固定螺栓相适配的安装孔。

采用上述技术方案，带肩螺母与固定螺栓使得火箭发动机推力室被夹持固定在密封座与组合压板一和组合压板二之间为火箭发动机推力室提供足够的预紧力保证气密工装的密封压缩量。

由于采用了上述技术方案，本实用新型相对现有技术来说，取得的技术进步是：

1、本实用新型提供火箭推力室气密工装，密封座的内壁紧紧贴合火箭发动机推力室的底部曲线增加气密工装的密封性，堵头便于进行气密性检测，组合压板一和组合压板二的内侧贴合火箭发动机推力室的喉部曲线对火箭发动机推力室的喉部起到保护支撑的作用，增加气密工装的可靠性。

2、本实用新型提供火箭推力室气密工装，套筒二与套筒一将组合压板一和组合压板二进行套接固定，配合带肩螺母与固定螺栓使得火箭发动机推力室被夹持固定在密封座与组合压板一和组合压板二之间，安装简单便捷，拆装方便，将安装组件减少到最少同时为火箭发动机推力室提供足够的预紧力保证气密工装的密封压缩量。

附图说明

图1为本实用新型的结构示意图；

图2为本实用新型的仰视结构示意图；

图3为本实用新型的工装主体的结构示意图；

图4为本实用新型图3中A处放大结构示意图。

图中：1、固定螺栓；2、密封座；3、堵头；4、组合压板一；5、组合压板二；6、套筒一；7、套筒二；8、火箭发动机推力室；9、带肩螺母。

具体实施方式

下面结合实施例对本实用新型做进一步详细说明：

实施例1

如图1-4所示，本实用新型提供了火箭推力室气密工装，包括火箭发动机推力室8，火箭发动机推力室8的外侧设置有底部密封单元和上方压合单元，底部密封单元与上方压合单元之间设置有固定单元和套筒单元，底部密封单元包括有密封座2，密封座2的上方内壁设置有与火箭发动机推力室8底部外侧表面曲线贴合的密封放置圈，火箭发动机推力室8底部外侧表面与密封座2的内壁表面套接，底部密封单元还包括有开设在密封座2的底面中部的堵头3，密封座2的内壁紧紧贴合火箭发动机推力室8的底部曲线增加气密工装的密封性，堵头3便于进行气密性检测。

实施例2

如图1-4所示，在实施例1的基础上，本实用新型提供一种技术方案：上方压合单元包括有对称设置在火箭发动机推力室8喉部外侧的组合压板一4和组合压板二5，组合压板一4与组合压板二5互相接触的一侧分别设置有与火箭发动机推力室8喉部曲线相贴合的安装圈，套筒单元包括有对称设置在上方压合单元外侧的套筒一6和套筒二7，套筒一6和套筒二7的套筒内径尺寸为套筒一6的宽度尺寸的两倍，套筒一6、套筒二7的内壁与组合压板一4、组合压板二5外侧表面卡接，组合压板一4和组合压板二5的内侧贴合火箭发动机推力室8的喉部曲线对火箭发动机推力室8的喉部起到保护支撑的作用，增加气密工装的可靠性。

实施例3

如图1-4所示，在实施例1的基础上，本实用新型提供一种技术方案：固定单元包括有设置在密封座2四周的固定螺栓1，密封座2的四角设置有与固定螺栓1相适配的安装螺纹孔，固定单元还包括有设置在套筒一6、套筒二7上方的带肩螺母9，带肩螺母9的内螺纹与固定螺栓1的外表面螺纹相适配，组合压板一4、组合压板二5、套筒一6、套筒二7的内壁均设置有与固定螺栓1相适配的安装孔，套筒二7与套筒一6将组合压板一4和组合压板二5进行套接固定，配合带肩螺母9与固定螺栓1使得火箭发动机推力室8被夹持固定在密封座2与组合压板一4和组合压板二5之间，安装简单便捷，拆装方便，将安装组件减少到最少同时为火箭发动机推力室8提供足够的预紧力保证气密工装的密封压缩量。

下面具体说一下该火箭推力室气密工装的工作原理。

如图1-4所示，首先，将火箭发动机推力室8放置在密封座2上，火箭发动机推力室8的内壁型腔和密封座2的曲面贴合，然后，再用组合压板一4和组合压板二5套住火箭发动机推力室8的外壁曲面上，将套筒二7和套筒一6对组合压板一4和组合压板二5的两端进行套接固定，最后，用固定螺栓1与带肩螺母9相互配合锁付至指定高度，即完成推力室气密性测试装夹定位，接着就可以按要求进行气密性测试。

上文一般性的对本实用新型做了详尽的描述，但在本实用新型基础上，可以对之做一些修改或改进，这对于技术领域的一般技术人员是显而易见的。因此，在不脱离本实用新型思想精神的修改或改进，均在本实用新型的保护范围之内。

Claims (7)

1.火箭推力室气密工装，包括火箭发动机推力室(8)，其特征在于：所述火箭发动机推力室(8)的外侧设置有底部密封单元和上方压合单元，所述底部密封单元与上方压合单元之间设置有固定单元和套筒单元。

2.根据权利要求1所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述底部密封单元包括有密封座(2)，所述密封座(2)的上方内壁设置有与火箭发动机推力室(8)底部外侧表面曲线贴合的密封放置圈，所述火箭发动机推力室(8)底部外侧表面与密封座(2)的内壁表面套接。

3.根据权利要求2所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述底部密封单元还包括有开设在密封座(2)的底面中部的堵头(3)。

4.根据权利要求1所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述上方压合单元包括有对称设置在火箭发动机推力室(8)喉部外侧的组合压板一(4)和组合压板二(5)，所述组合压板一(4)与组合压板二(5)互相接触的一侧分别设置有与火箭发动机推力室(8)喉部曲线相贴合的安装圈。

5.根据权利要求4所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述套筒单元包括有对称设置在上方压合单元外侧的套筒一(6)和套筒二(7)，所述套筒一(6)和套筒二(7)的套筒内径尺寸为套筒一(6)的宽度尺寸的两倍，所述套筒一(6)、套筒二(7)的内壁与组合压板一(4)、组合压板二(5)外侧表面卡接。

6.根据权利要求1所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述固定单元包括有设置在密封座(2)四周的固定螺栓(1)，所述密封座(2)的四角设置有与固定螺栓(1)相适配的安装螺纹孔。

7.根据权利要求5所述的火箭推力室气密工装，其特征在于：所述固定单元还包括有设置在套筒一(6)、套筒二(7)上方的带肩螺母(9)，所述带肩螺母(9)的内螺纹与固定螺栓(1)的外表面螺纹相适配，所述组合压板一(4)、组合压板二(5)、套筒一(6)、套筒二(7)的内壁均设置有与固定螺栓(1)相适配的安装孔。

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