[發明專利]一種火箭發動機頭部和再生冷卻身部的新型連接結構

有效

• 申請號: 201610345885.8
• 申請日: 2016-05-23
• 公開（公告）號: CN106050474B
• 公開（公告）日: 2017-12-15
• 發明（設計）人: 陳明亮;陳泓宇;徐輝
• 申請（專利權）人: 上?？臻g推進研究所
• 主分類號: F02K9/64
• 分類號: F02K9/64;F02K9/54
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司31236
• 代理人: 郭國中

技術領域

本發明涉及航天器推進系統技術領域，具體是一種火箭發動機頭部和再生冷卻身部的新型連接結構。

背景技術

發動機是運載火箭、衛星等航天器的心臟，為航天器變軌調姿提供動力。發動機內部燃燒溫度達3000℃，遠高于發動機材料的使用溫度上限，因此必須考慮發動機冷卻問題。對于大推力發動機，通常采用再生冷卻方法，實現發動機長時間穩定工作，這種發動機稱為再生冷卻發動機。

再生冷卻發動機的推力室一般包括頭部和再生冷卻身部，通常采用的金屬材料，如不銹鋼、鎳、銅-銀-鋯合金或鎳基超耐熱合金。用于再生冷卻的推進劑一般由再生冷卻身部噴管端流入，流經再生冷卻身部壁面中的冷卻夾套，并從再生冷卻身部燃燒室段流出，再經過頭部與再生冷卻身部連接處流入發動機噴注器。

發動機頭部與再生冷卻身部通常采用焊接結構連接，其連接結構包括頭身內連接和頭身外連接，頭身內連接用于隔離高溫燃氣和再生冷卻推進劑，頭身外連接用于隔離再生冷卻推進劑和使用環境。

縱觀國內外技術現狀，發動機頭部和再生冷卻身部的連接方式多種多樣，也具有很多成功案例，但普遍具有以下不足：

1)結構復雜，生產加工難度大；

2)焊縫分布密集，存在焊縫二次焊接問題；

3)多采用手工氬弧焊，焊縫熔深難以保證；

4)外觀較差。

發明內容

為了了解決上述技術問題，本發明提供了一種火箭發動機頭部和再生冷卻身部的新型連接結構，實現了發動機頭部與再生冷卻身部可靠連接，同時使得冷卻劑可由再生冷卻身部流入頭部。

本發明的目的通過以下技術方案來實現：一種火箭發動機頭部和再生冷卻身部的新型連接結構，包括頭部、再生冷卻身部、連接環和過濾網，頭部噴注面板方向設置有安裝槽，用于定位再生冷卻身部的燃燒室段，所述頭部外側設置第一焊縫，用于高能束流焊接連接環大端；所述再生冷卻身部燃燒室段內壁外側設置第二焊縫，用于高能束流焊接頭部，構成頭身內連接；所述再生冷卻身部外壁外側設置第三焊縫，用于氬弧焊接連接環小端；所述過濾網通過過濾器骨架點焊固定于連接環內側，提升發動機抗多余物污染能力；所述過濾器骨架上均勻布置有若干光孔，使冷卻劑由再生冷卻身部流入頭部。

優選地，所述連接環的厚度為2mm，大端內徑Φ140mm(公差0.05mm～0.1mm)，小端內徑為Φ120mm(公差0.05mm～0.2mm)，總長為30mm。

優選地，所述過濾器骨架的厚度為2mm，與連接環中間的斜邊垂直，均勻布置24個Φ3的光孔，過濾器骨架的下邊緣尺寸為Φ120mm(公差0.05mm～0.2mm)。

優選地，過濾網點焊固定在過濾器骨架的小端側，過濾網精度為400μm；

優選地，所述再生冷卻身部燃燒室端內壁外側通過焊接鎖底臺階與頭部1焊接，臺階下沿外徑為Φ117mm(公差-0.1mm～-0.05mm)，臺階上沿外徑為Φ120mm(公差-0.2mm～-0.05mm)。

優選地，所述再生冷卻身部燃燒室端外壁外側通過環形凸臺與連接環3小端焊接，環形凸臺外徑為Φ120mm(公差-0.2mm～-0.05mm)。

優選地，所述頭部外側通過焊接鎖底臺階與連接環3大端焊接，鎖底臺階下沿外徑為Φ140mm(公差-0.1mm～-0.05mm)。

優選地，所述安裝槽的內徑為Φ117mm(公差0.05mm～0.1mm)。

與現有技術相比，本發明具有以下有益效果：

焊縫條數少，無重疊焊縫，連接結構可靠性高；便于實現數控焊接，焊縫熔深一致性好；通過冷卻劑過濾網的設置，提升了發動機抗多余物污染能力，且發動機外觀質量好，拓展性強，適用于火箭發動機頭部與再生冷卻身部的連接，對環形夾套結構間連接也有一定的借鑒意義。

附圖說明

圖1為本發明實施例一種火箭發動機頭部和再生冷卻身部的新型連接結構的示意圖；

圖2為圖1中的A的放大圖。

具體實施方式

下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明的保護范圍。