火箭发动机喷注器壳体模块制造技术

本发明专利技术提供了一种火箭发动机喷注器壳体模块，本发明专利技术涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器壳体模块结构，可以实现发动机产品模块化集成。依据本发明专利技术的喷注器壳体模块结构包括动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部。本发明专利技术具有以下优点：1)发动机产品可模块化集成，结构紧凑，外形美观；2)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护；3)可减少发动机零件数量，进而提升发动机固有可靠性；4)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节。

Rocket Engine Injector Shell Module

The invention provides a rocket engine injector shell module. The invention relates to the technical field of spacecraft propulsion system, in particular to a rocket engine injector shell module structure, which can realize modular integration of engine products. The structure of the injector shell module according to the invention includes power system installation interface, throttle installation interface, oxidizer valve installation interface, fuel valve installation interface, injector panel installation interface, nozzle installation interface, combustion chamber pressure pipe nozzle installation interface, oxidizer flow channel and fuel flow channel are located inside the injector shell module. The invention has the following advantages: 1) the engine product can be modularized, integrated, compact and beautiful in appearance; 2) the appropriate hollow structure is conducive to weight reduction and thermal protection of the engine product; 3) the number of engine parts can be reduced, thereby improving the inherent reliability of the engine; 4) the throttle ring is easy to disassemble and assemble, and the flow resistance of the engine can be adjusted.

【技术实现步骤摘要】
火箭发动机喷注器壳体模块
本专利技术涉及一种火箭发动机喷注器壳体模块。
技术介绍
发动机是运载火箭、卫星、导弹等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。运载火箭、卫星、飞船、月球探测领域的火箭发动机，由于其追求的主要目标是发动机的高比冲、长寿命、高可靠，其对发动机的重量及起动、关机响应一般没有较苛刻要求。而武器领域的火箭发动机则追求轻小型、快响应等方面能力，进而实现空间攻防武器具有精确打击和快速机动的功能。喷注器是火箭发动机的核心部件，直接决定火箭发动机的燃烧性能。发动机应用领域的不同，喷注器的机构形式也各不相同。喷注器一般主要由顶盖和喷注器盘组成，喷注器盘上有氧化剂和燃料喷嘴以及相应的流道和集液腔，实现在规定的喷注器压降和流量下，将推进剂均匀的喷入发动机燃烧室，并迅速完成雾化、混合和燃烧过程。纵观国内外技术现状，火箭发动机喷注器结构形式多种多样，普遍具有以下不足：1)未能实现模块化集成，无法实现发动机结构紧凑设计；2)发动机节流孔板调节时，需要反复多次拆装阀门。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种火箭发动机喷注器壳体模块。为解决上述问题，本专利技术提供一种火箭发动机喷注器壳体模块，包括：动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口、氧化剂流道和燃料流道，其中，节流圈安装接口是发动机的推进剂进口，位于动力系统安装接口的中心位置；所述氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部，位于喷注器壳体模块结构的内部的氧化剂流道和燃料流道均分为两部分，一部分位于节流圈安装接口和氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口之间，另一部分位于氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口和喷注器面板安装接口之间；所述氧化剂阀门安装接口和燃料阀门安装接口位于动力系统安装接口的左右两侧，对称分布；所述喷注器面板安装接口位于火箭发动机喷注器壳体模块的下方；所述喷管安装接口位于喷注器面板安装接口的外侧；所述燃烧室压力管嘴安装接口位于动力系统安装接口的相对面，所述燃烧室压力管嘴安装接口靠近喷管安装接口处设置有台阶孔，用于所述燃烧室压力管嘴安装接口焊接固定。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述动力系统安装接口为平面法兰接口，所述动力系统安装接口上设置有螺纹孔，所述螺纹孔位于同一安装面上，螺纹孔的数量范围3～8个，螺纹孔孔径范围2～6mm。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述节流圈安装接口上设置有2个内螺纹孔，节流圈安装于节流圈安装接口后，节流圈外侧形成密封圈安装槽，所述内螺纹孔深度2～5mm，所述内螺纹孔直径进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述氧化剂阀门安装接口和燃料阀门安装接口，分别包括固定阀门用的螺纹孔、防止推进剂外漏的大密封面和防止推进剂内漏的小密封面，所述氧化剂阀门安装接口3和燃料阀门安装接口4位置可以互换，防止推进剂外漏的大密封面的直径范围为10～20mm，防止推进剂内漏的小密封面的直径范围为3～8mm。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述喷注器面板安装接口包括钎焊面和导向内圆，其导向内圆直径范围深度1.5～4mm。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述喷管安装接口上设置有焊接锁底用的台阶，用于高能束流焊接连接喷管，所述喷管的安装导向的内圆直径范围为6～20mm，深度范围为1～5mm，所述焊接锁底用的台阶的外径范围为8～25mm。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述台阶孔的孔径范围为孔深度范围为0.5～2mm，用于燃烧室压力管嘴焊接固定。进一步的，在上述火箭发动机喷注器壳体模块中，所述喷注器壳体模块为镂空结构。与现有技术相比，本专利技术可以实现发动机产品模块化集成。依据本专利技术的喷注器壳体模块结构包括动力系统安装接口1、节流圈安装接口2、氧化剂阀门安装接口3、燃料阀门安装接口4、喷注器面板安装接口5、喷管安装接口6、燃烧室压力管嘴安装接口7，氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部。本专利技术具有以下优点：1)发动机产品可模块化集成，结构紧凑，外形美观；2)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护；3)可减少发动机零件数量，进而提升发动机固有可靠性；4)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节。附图说明图1是一种本专利技术一实施例的火箭发动机喷注器壳体模块的示意图；图2是图1中一实施例的动力系统安装接口端面图；图3是图1中一实施例的氧化剂阀门安装接口端面图图4是图2中A-A方向剖视图；图5是图2中B-B方向剖视图；图6是图3中C-C方向剖视图。图中标记为：1—动力系统安装接口，2—节流圈安装接口，3—氧化剂阀门安装接口，4—燃料阀门安装接口，5—喷注器面板安装接口，6—喷管安装接口，7—燃烧室压力管嘴安装接口。具体实施方式为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。如图1所示，本专利技术提供一种火箭发动机喷注器壳体模块，包括：动力系统安装接口1、节流圈安装接口2、氧化剂阀门安装接口3、燃料阀门安装接口4、喷注器面板安装接口5、喷管安装接口6、燃烧室压力管嘴安装接口7、氧化剂流道和燃料流道，其中，节流圈安装接口2是发动机的推进剂进口，位于动力系统安装接口1的中心位置；所述氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部，位于喷注器壳体模块结构的内部的氧化剂流道和燃料流道均分为两部分，一部分位于节流圈安装接口2和氧化剂阀门安装接口3、燃料阀门安装接口4之间，另一部分位于氧化剂阀门安装接口3、燃料阀门安装接口4和喷注器面板安装接口5之间；所述氧化剂阀门安装接口3和燃料阀门安装接口4位于动力系统安装接口1的左右两侧，对称分布；所述喷注器面板安装接口5位于火箭发动机喷注器壳体模块的下方；所述喷管安装接口6位于喷注器面板安装接口5外侧；所述燃烧室压力管嘴安装接口7位于动力系统安装接口1的相对面，所述燃烧室压力管嘴安装接口7靠近喷管安装接口6处设置有台阶孔，用于燃烧室压力管嘴安装接口7焊接固定。在此，本专利技术实现发动机产品模块化集成。本专利技术的火箭发动机喷注器壳体模块结构一实施例中，所述动力系统安装接口1为平面法兰接口，所述动力系统安装接口1上设置有螺纹孔，所述螺纹孔位于同一安装面上，螺纹孔的数量范围3～8个，螺纹孔孔径范围2～6mm。本专利技术的火箭发动机喷注器壳体模块结构一实施例中，所述节流圈安装接口2上设置有2个内螺纹孔，节流圈安装于节流圈安装接口2后，节流圈外侧形成密封圈安装槽，实现发动机与动力系统安装处推进剂可靠密封，所述内螺纹孔深度2～5mm，所述内螺纹孔直径本专利技术的火箭发动机喷注器壳体模块结构一实施例中，所述氧化剂阀门安装接口3和燃料阀门安装接口4，分别包括固定阀门用的螺纹孔、防止推进剂外漏的大密封面(大圆)和防止推进剂内漏的小密封面(小圆)，所述氧化剂阀门安装接口3和燃料阀门安装接口4位置可以互换，防止推进剂外漏的大密封面(大圆)的直径范围为10～20mm，防止推进剂内漏的小密封面(小圆)的直径范围为3～8mm。本专利技术的火箭发动机喷注器壳体模块结构一实施例中，所述喷注器面板安装接口5包括钎焊面和导向内圆，其导向内圆直径范围深度1.5～4mm；本专利技术的火箭本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发动机喷注器壳体模块，其特征在于，包括：动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口、氧化剂流道和燃料流道，其中，节流圈安装接口是发动机的推进剂进口，位于动力系统安装接口的中心位置；所述氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部，位于喷注器壳体模块结构的内部的氧化剂流道和燃料流道均分为两部分，一部分位于节流圈安装接口和氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口之间，另一部分位于氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口和喷注器面板安装接口之间；所述氧化剂阀门安装接口和燃料阀门安装接口位于动力系统安装接口的左右两侧，对称分布；所述喷注器面板安装接口位于火箭发动机喷注器壳体模块的下方；所述喷管安装接口位于喷注器面板安装接口的外侧；所述燃烧室压力管嘴安装接口位于动力系统安装接口的相对面，所述燃烧室压力管嘴安装接口靠近喷管安装接口处设置有台阶孔，用于所述燃烧室压力管嘴安装接口焊接固定。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机喷注器壳体模块，其特征在于，包括：动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口、氧化剂流道和燃料流道，其中，节流圈安装接口是发动机的推进剂进口，位于动力系统安装接口的中心位置；所述氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部，位于喷注器壳体模块结构的内部的氧化剂流道和燃料流道均分为两部分，一部分位于节流圈安装接口和氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口之间，另一部分位于氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口和喷注器面板安装接口之间；所述氧化剂阀门安装接口和燃料阀门安装接口位于动力系统安装接口的左右两侧，对称分布；所述喷注器面板安装接口位于火箭发动机喷注器壳体模块的下方；所述喷管安装接口位于喷注器面板安装接口的外侧；所述燃烧室压力管嘴安装接口位于动力系统安装接口的相对面，所述燃烧室压力管嘴安装接口靠近喷管安装接口处设置有台阶孔，用于所述燃烧室压力管嘴安装接口焊接固定。2.如权利要求1所述的火箭发动机喷注器壳体模块，其特征在于，所述动力系统安装接口为平面法兰接口，所述动力系统安装接口上设置有螺纹孔，所述螺纹孔位于同一安装面上，螺纹孔的数量范围3～8个，螺纹孔孔径范围2～6mm。3.如权利要求1所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈明亮，付华林，陈师，姚锋，陈夏超，殷艳媚，郑涛斌，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31