一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构制造技术

本发明专利技术公开了一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。本发明专利技术的上述技术方案的有益效果如下：结构简单，技术合理，结构装配工艺好，安装方便，不仅密封效果好，密封效果更加可靠，并且重量更轻，尺寸更小。

【技术实现步骤摘要】
一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构
本专利技术涉及航天器
，特别是指一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构。
技术介绍
密封结构是实现液体火箭发动机安全、正确、可靠工作的关键结构之一。在国外，美国的“挑战者”号航天飞机曾因密封结构故障，导致了机毁人亡的惨剧。我国在70年代至90年代发射失利的卫星中，有83%是由于密封结构失效导致的。为提高航天器的安全性和可靠性，密封结构的研究与设计一直是国内外液体火箭发动机领域持久不衰的热点问题。 近年来，空间推进系统对高压、轻质、快响应液体火箭姿控发动机的性能、结构尺寸重量以及可靠性的要求越来越高。就密封结构设计而言，除了需要保证液体火箭姿控发动机密封可靠，漏率及可靠性指标符合要求外，还要尽量保证液体火箭发动机的高性能，如结构尺寸小、重量轻、工艺性好、热相容性好等。传统设计思想和设计准则已无法完全满足上述多方面的综合性需求。近年来，国内针对高压液体密封系统开展了多种形式的密封结构设计，如球面法兰O形圈密封、锥面法兰O形圈密封、软金属密封、特形金属密封等十几种形式，取得了大量研究成果，但上述密封结构设计大多只从提高密封性能的角度出发，对于减少尺寸、减轻重量等方面的考虑较少。上海空间推进研究所在某高性能动力系统的研制中，开发了一种紧凑型O形圈密封结构，但是由于受到结构尺寸的严格限制，该密封结构装配工艺性较差，容易损伤O形圈，造成系统漏率超差。例如，2013年2月，采用该密封结构的小推力发动机出现了系统级气密试验漏率超差的故障。通过分解超差产品，发现O形圈在安装过程中出现了结构损伤，损伤部位局部密封比压减小，从而导致发动机漏率超差。 综上所述，兼顾密封性能、可靠性、结构尺寸重量、工艺性等多方面要求，研制出高性能密封结构是空间液体火箭姿控发动机的迫切需求。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，兼顾密封性能、可靠性、结构尺寸重量、工艺性等多方面要求。 为解决上述技术问题，本专利技术的实施例提供一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。 作为优选，所述外漏密封O形圈导向面为一个光滑的锥面结构，锥角为10°?20° ,轴向导向长度1.5mm?2mm,所述内漏密封O形圈导向面为45°导角结构,所述外漏密封O形圈密封面和内漏密封O形圈密封面均为一个圆柱面。 作为优选，所述开放式密封槽道由外侧向内依次由开放式内漏密封O形圈密封槽道和开放式外漏密封O形圈密封槽道组成，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道与外漏密封O形圈导向面相配合，所述开放式内漏密封O形圈密封槽道与内漏密封O形圈导向面相配合。 作为优选，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道与外漏密封O形圈导向面之间设有外漏密封O形圈。 作为优选，所述开放式内漏密封O形圈密封槽道与内漏密封O形圈导向面之间设有内漏密封O形圈。 作为优选，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道由第一封闭端和第一开放端组成，所述开放式内漏密封O形圈密封槽道由第二封闭端和第二开放端组成，所述第一封闭端和第二封闭端均为圆柱形台阶结构，所述第一开放端和第二开放端均为圆柱面结构，所述第一开放端上设有与推进剂流道相配合的电磁阀进口平面，所述第二开放端上设有与节流孔板相配合的电磁阀出口平面。 作为优选，所述第一开放端与壳体槽道内壁形成间隙配合面，所述电磁阀出口平面与节流孔板形成贴紧配合面。 本专利技术的上述技术方案的有益效果如下:结构简单，技术合理，结构装配工艺好，安装方便，不仅密封效果好，密封效果更加可靠，并且重量更轻，尺寸更小。 【附图说明】 图1为本专利技术的一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构实施例的结构示意图。 图2为图1的透视图。 图3为图2中推力室壳体结构示意图。 图4为图2中电磁阀结构示意图。 【具体实施方式】 为使本专利技术要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。 本专利技术针对现有的不足提供一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，如图1和图3所不,包括推力室壳体5和电磁阀6,所述推力室壳体5内设有壳体槽道,所述电磁阀6上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀6安装于推力室壳体5上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面9、外漏密封O形圈密封面10、内漏密封O形圈导向面11、内漏密封O形圈密封面12和节流孔板安装孔13组成，所述节流孔安装孔13内安装有节流孔板3，所述推力室壳体5内还设有将推进剂5送入电磁阀6的推进剂流道14。其中外漏密封O形圈导向面9为一个光滑的锥面结构，锥角为10°?20°，轴向导向长度1.5mm?2mm,所述内漏密封O形圈导向面11为45°导角结构,外漏密封O形圈导向面9与外漏密封O形圈密封面10保持光滑过渡，内漏密封O形圈导向面11与内漏密封O形圈密封面12保持光滑过渡，所述外漏密封O形圈密封面10和内漏密封O形圈密封面12均为一个圆柱面，其中外漏密封O形圈密封面10直径、径向长度需根据设计所选用的外漏密封O形圈规格进行设计计算，确保O形圈压缩率、膨胀特性合理，内漏密封O形圈密封面12直径、径向长度需根据设计所选用的内漏密封O形圈规格进行设计计算，确保O形圈压缩率、膨胀特性合理， 如图1和如图4所示，开放式密封槽道由外侧向内依次由开放式内漏密封O形圈密封槽道18和开放式外漏密封O形圈密封槽道15组成，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道15与外漏密封O形圈导向面9相配合，所述开放式内漏密封O形圈密封槽道18与内漏密封O形圈导向面11相配合。 如图1所示，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道15与外漏密封O形圈导向面5之间设有外漏密封O形圈2。所述开放式内漏密封O形圈密封槽道18与内漏密封O形圈导向面11之间设有内漏密封O形圈I。 如图4所示，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道15由第一封闭端16和第一开放端17组成，所述开放式内漏密封O形圈密封槽道18由第二封闭端19和第二开放端20组成，所述第一封闭端16和第二封闭端19均为圆柱形台阶结构，所述第一开放端17和第二开放端20均为圆柱面结构，所述第一开放端上17设有与推进剂流道14相配合的电磁阀进口平面22，所述第二开放端20上设有与节流孔板3相配合的电磁阀出口平面21。第一封闭端16为圆柱形台阶结构，发动机工作时，液体推进剂将外漏密封O形圈2推向第一封闭端。第一开放端17为一个圆柱面，外漏密封O形圈2装配时，从该第一开放端17进入，只需克服一个很小的拉伸量(3%?5%)，装配工艺性好。第二封闭端19为圆柱形台阶结构。第二开放端20为一个圆柱面，发动机工作时，液体推进剂将外漏密封O形圈2推向第二开放端。内漏O形圈I装配时，从该第二开放端进入，只需克服一个很小的拉伸量(3%?5本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，其特征在于，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。

【技术特征摘要】
1.一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，其特征在于，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。2.根据权利要求1所述的一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，其特征在于，所述外漏密封O形圈导向面为一个光滑的锥面结构，锥角为10°?20°，轴向导向长度1.5mm?2mm,所述内漏密封O形圈导向面为45°导角结构,所述外漏密封O形圈密封面和内漏密封O形圈密封面均为一个圆柱面。3.根据权利要求2所述的一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，其特征在于，所述开放式密封槽道由外侧向内依次由开放式内漏密封O形圈密封槽道和开放式外漏密封O形圈密封槽道组成，所述开放式外漏密封O形圈密封槽道与外漏密封O形圈导向面相配合，所述开...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶超，马武军，邱金莲，唐梅，柳珊，刘志泉，刘彦杰，
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