[發明專利]一種液體火箭發動機推力室喉部密封裝置及密封方法

在審

• 申請號: 202011607827.0
• 申請日: 2020-12-30
• 公開（公告）號: CN112855933A
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發明（設計）人: 潘龍;張進超;劉昌波
• 申請（專利權）人: 江蘇深藍航天有限公司
• 主分類號: F16J15/06
• 分類號: F16J15/06;F02K9/96
• 代理公司: 北京鼎承知識產權代理有限公司 11551
• 代理人: 顧可嘉;夏華棟

本公開提供一種液體火箭發動機推力室喉部密封裝置及密封方法。密封裝置包括用于密封推力室喉部的密封部件，密封部件包括支座、設置在支座上方的壓盤以及設置在支座和壓盤之間的密封圈，密封圈被壓盤擠壓變形時緊貼推力室喉部，壓盤連接有用于驅動壓盤擠壓或松開密封圈的驅動部件。密封方法包括將喉部密封部件置于推力室內，以使密封圈位于推力室喉部處，固定所述推力室，通過驅動部件驅動壓盤擠壓密封圈。本公開的技術方案，以擠壓密封圈徑向變形的密封形式密封推力室喉部，既能起到可靠的密封效果，又能有效避免密封裝置碰傷發動機推力室喉部。

技術領域

本公開涉及發動機推力室試驗領域，尤其涉及一種液體火箭發動機推力室喉部密封裝置及密封方法。

背景技術

液體火箭發動機生產制造過程中需要進行一系列打壓試驗，用于檢測產品的氣密性和強度。推力室作為發動機的關鍵核心部件，產品可靠性更為關鍵。

推力室內型面是由多段曲面形成的，如果密封部位選擇不當，在進行氣密及液壓試驗時產生很大的軸向作用力，很有可能損傷產品，推力室喉部直徑最小，將密封部位選定在產品喉部位置。在以往的液體火箭發動機推力室氣密及液壓試驗中，采用“大堵頭+膠圈”形式的裝置擠壓發動機推力室喉部進行密封，試驗過程中很容易出現密封失效及密封裝置碰傷發動機推力室喉部的情況，需要一種穩定可靠的密封裝置及方法。

發明內容

為了解決上述技術問題中的至少一個，本公開提供了一種液體火箭發動機推力室喉部密封裝置及密封方法。

本公開的第一方面，一種液體火箭發動機推力室喉部密封裝置，包括用于密封所述推力室喉部的密封部件；

所述密封部件包括支座、設置在所述支座上方的壓盤以及設置在所述支座和所述壓盤之間的密封圈，所述密封圈被壓盤擠壓變形時緊貼所述推力室喉部；

所述壓盤連接有用于驅動所述壓盤擠壓或松開所述密封圈的驅動部件。

可選的，所述密封裝置包括用于支承推力室的底盤；

所述密封部件設置在所述底盤上，以使所述推力室置于所述底盤上時，所述密封圈位于所述推力室喉部處。

可選的，所述底盤用于支承推力室的部位設置有用于調整推力室高度的調整墊。

可選的，所述底盤通過第一螺桿連接有工裝壓板。

可選的，所述底盤通過螺栓連接有若干支架。

可選的，所述驅動部件包括氣缸和連接軸，所述連接軸一端與所述氣缸相連，所述連接軸另一端與所述壓盤相連。

可選的，所述壓盤上設有供所述連接軸穿過的第一通孔，所述連接軸上依次設有第一O型圈、擋圈、第二O型圈、壓塊和圓螺母；

所述第一O型圈和所述第二O型圈位于第一通孔內，用于將所述連接軸與所述第一通孔密封連接；

所述壓塊和所述圓螺母位于所述第一通孔上方。

可選的，所述密封裝置包括用于支承推力室的底盤，所述底盤中心設有第二通孔，所述氣缸與所述底盤下端面固定連接；

所述連接軸穿過所述第二通孔后與所述氣缸連接，或，所述氣缸穿過所述第二通孔后與所述連接軸連接。

可選的，所述支座上設有第一凹槽，所述密封圈設置在所述第一凹槽上。

本公開的第二方面，一種液體火箭發動機推力室喉部密封方法，使用本公開第一方面任一所述的密封裝置，方法包括：

將所述喉部密封部件置于所述推力室內，以使所述密封圈位于所述推力室喉部處；

固定所述推力室；

通過所述驅動部件驅動所述壓盤擠壓所述密封圈。