火箭发动机模拟试验装置及一体化冷却结构的连接法兰制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供一种火箭发动机模拟试验装置及一体化冷却结构的连接法兰，改进后的连接法兰的冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽、设置在连接法兰一侧盘面上的与冷却槽相通的冷却入口、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的冷却出口，连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。通过这样的结构设计使得扩压器冷却通道里面的冷却水可以直接通过法兰的冷却入口进入法兰的冷却槽道，无需再重新设置一路冷却水用来专门冷却该法兰，即冷却水的管路布置简单许多。

【技术实现步骤摘要】

本技术属于机械领域，涉及一种一体化冷却结构的连接法兰。
技术介绍
某型液体火箭发动机在地面进行高空模拟试验时，需要配套建立高空模拟试验装置，高空模拟试验装置主要包括真空舱4和扩压器3，扩压器3是整套高空模拟试验装置中重要设备之一。扩压器3有两个主要作用，一是对发动机5产生的高温高速燃气进行引射，进而使得真空舱4内压力降为所需的真空压力，真空舱内放置有试车架6；二是使得高温高速燃气通过扩压器之后减速升压，进而将燃气顺利排入大气。发动机点火后产生的高温燃气通过扩压器时，会以辐射换热和对流换热两种方式与扩压器壁面进行热交换，为了保证扩压器的正常工作，将扩压器的壁面设计为夹层冷却结构，扩压器工作时，将扩压器壁面夹层内通以冷却水以降低与高温燃气接触的扩压器壁面温度。在扩压器的出口处通常设置一个连接法兰，1用于扩压器出口堵盖2的连接。扩压器工作时，该连接法兰也将与高温燃气进行热交换，因此，也需要将该连接法兰设计为带有冷却结构的形式。以往连接法兰与扩压器夹层冷却结构并不相连通，作为自成一体的冷却结构，其结构如图1所示，连接法兰有一个冷却入口，一个冷却出口，冷却入口与前面的扩压器冷却通道没有连接，即扩压器冷却通道里面的冷却水不能直接进入法兰的冷却槽道，需再重新设置一路冷却水用来专门冷却该法兰，即冷却水的管路布置复杂许多；而且该种冷却结构，从冷却入口进入的冷却水只能通过1个冷却出口进行流动，从而进行换热冷却，冷却水在冷却槽道内冷却不均匀，冷却效果一般，容易导致局部温度过高，易造成连接法兰的损坏。
技术实现思路
为了解决现有技术中高空模拟试验装置冷却系统的复杂性，本技术提供了一种一体化冷却结构的连接法兰。本技术的技术解决方案如下：一种火箭发动机高空模拟试验装置，包括扩压器、连接法兰及堵盖，所述扩压器通过连接法兰与堵盖连接，所述扩压器为双层管壁，双层管壁之间设置冷却夹层，所述连接法兰为盘状圆环结构且设置有冷却结构，其特殊之处在于：所述冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽、设置在连接法兰一侧盘面上的与冷却槽相通的冷却入口、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的冷却出口，所述连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。上述冷却槽为环形冷却槽。上述冷却入口的数量为多个且沿环形冷却槽槽壁圆周均布，所述冷却出口的数量为多个且沿连接法兰圆心圆周均布，所述冷却入口和冷却出口的通径相同且按照均匀角度间隔布置。上述环形冷却槽的横截面为矩形。上述扩压器与连接法兰连接的一端的一段外管壁的直径与连接法兰的外径相同，且该段外管壁的直径大于相邻段外管壁的直径，从而在扩压器与连接法兰之间形成了一个集水环。一体化冷却结构的连接法兰，所述连接法兰为盘状圆环结构且设置有冷却结构，其特殊之处在于：所述冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽、设置在连接法兰一侧盘面上的与冷却槽相通的冷却入口、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的冷却出口，所述连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。上述冷却槽为环形冷却槽。上述冷却入口的数量为多个且沿环形冷却槽槽壁圆周均布，所述冷却出口的数量为多个且沿连接法兰圆心圆周均布，所述冷却入口和冷却出口的通径相同且按照均匀角度间隔布置。上环形冷却槽的横截面为矩形。上述连接法兰的外径与所要连接的扩压器的一端的外管壁的直径相同，且连接法兰与外管壁之间焊接；所述连接法兰的内环的内径与扩压器的内管壁的 内径相同，且连接法兰与内管壁之间焊接。本技术与现有技术相比，优点是：本技术的一体化冷却结构的连接法兰减少了冷却水管路(冷却出口和冷却入口)的重复设置，冷却通道均匀设置可以保证换热均匀，使用方便，安全可靠。附图说明图1A、图1B、图1C是以往连接法兰的结构示意图；图2是高空模拟试验装置总体结构示意图；图3是连接法兰处局部结构详图；图4A、图4B、图4C是本技术所提供的结构示意图；图5为本技术连接法兰的立体视图。其中附图标记为：1-连接法兰、2-堵盖、3-扩压器、4-真空舱、5-发动机、6-试车架、11-冷却入口、12-冷却出口、13-冷却槽、31-冷却夹层、32-集水环。具体实施方式以下结合附图对本专利技术做详细说明。如图2所示，本专利技术的火箭发动机高空模拟试验装置，包括扩压器3、连接法兰1及堵盖2，扩压器通过连接法兰与堵盖连接，扩压器为双层管壁，双层管壁之间设置冷却夹层31，连接法兰为盘状圆环结构且设置有冷却结构，该冷却结构主要用于连接法兰的冷却。为了克服现有模拟试验装置中扩压器夹层和冷却法兰分别设置冷却入口所导致的冷却系统略显复杂的技术问题，本专利技术对连接法兰的冷却结构做出了改进，改进后的连接法兰的结构如图3-5所示。改进后的连接法兰的冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽13、设置在连接法兰一侧盘面上的与冷却槽相通的冷却入口11、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的冷却出口12，连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。通过这样的结构设计使得扩压器冷却通道里面的冷却水可以直接通过法兰的冷却入口进入法兰的冷却槽道，无需再重新设置一路冷却水用来专门冷却该 法兰，即冷却水的管路布置简单许多。进一步的，本专利技术的冷却槽13为环形冷却槽。进一步的，本专利技术的冷却入口的数量为多个且沿环形冷却槽槽壁圆周均布，冷却出口的数量为多个且沿连接法兰圆心圆周均布，且进水通孔和出水通孔的通径相同，并且冷却入口和冷却出口按照均匀角度间隔布置。可以达到连接法兰内冷却均匀有效。更进一步的，本专利技术的环形冷却槽的横截面为矩形。再进一步的，本技术的扩压器与连接法兰连接的一端的一段外管壁的直径与连接法兰的外径相同，且该段外管壁的直径大于相邻段外管的直径，从而在扩压器与连接法兰之间形成了一个集水环32。通过扩压器冷却夹层进入集水环，集水环中的水通过冷却入口均匀地进入冷却槽道，冷却槽道中的水通过冷却出口流出，冷却槽道里的水用来冷却该连接法兰。再进一步的，本技术的一体化冷却结构的连接法兰采用焊接方式与扩压器焊接成一个整体，采用螺栓连接方式与扩压器出口堵盖进行连接。某型液体火箭发动机在地面进行高空模拟试验时，需要采用真空泵等将高空模拟试验装置内抽真空至要求值。因此，发动机点火试验前，将扩压器出口堵盖用单头螺栓固定在扩压器主体，然后启动真空泵进行抽真空，抽真空至要求值后，将扩压器出口堵盖的螺栓拆除，由于大气压和高空模拟试验装置内真空作用，扩压器出口堵盖被“吸附”在扩压器上。点火试验前起动冷却水，冷却水通过扩压器夹层后通入到连接法兰，冷却水在连接法兰内部冷却通道流动后通过冷却法兰流出口流出，进而起到对冷却法兰的冷却作用。发动机点火后，由于燃气的作用将扩压器出口堵盖推掉，燃气顺利排入大气。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火箭发动机高空模拟试验装置，包括扩压器、连接法兰及堵盖，所述扩压器通过连接法兰与堵盖连接，所述扩压器为双层管壁，双层管壁之间设置冷却夹层，所述连接法兰为盘状圆环结构且设置有冷却结构，其特征在于：所述冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽、设置在连接法兰一侧盘面上的与冷却槽相通的冷却入口、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的冷却出口，所述连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机高空模拟试验装置，包括扩压器、连接法兰及堵盖，所
述扩压器通过连接法兰与堵盖连接，所述扩压器为双层管壁，双层管壁之间设
置冷却夹层，所述连接法兰为盘状圆环结构且设置有冷却结构，其特征在于：
所述冷却结构包括设置在连接法兰内环壁的冷却槽、设置在连接法兰一侧
盘面上的与冷却槽相通的冷却入口、设置在连接法兰外环壁的与冷却槽相通的
冷却出口，
所述连接法兰的冷却入口与扩压器的冷却夹层相通。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机高空模拟试验装置，其特征在于：
所述冷却槽为环形冷却槽。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机高空模拟试验装置，其特征在于：所
述冷却入口的数量为多个且沿环形冷却槽槽壁圆周均布，所述冷却出口的数量
为多个且沿连接法兰圆心圆周均布，所述冷却入口和冷却出口的通径相同且按
照均匀角度间隔布置。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机高空模拟试验装置，其特征在于：所
述环形冷却槽的横截面为矩形。
5.根据权利要求1至4之一所述的火箭发动机高空模拟试验装置，其特征
在于：
所述扩压器与连接法兰连接的一端的一段外管壁的直径与连接法兰的外径
相同，且该段外管壁的直径大于相邻段外管壁的直径，从...

【专利技术属性】
技术研发人员：贺宏，赵建军，程磊，寇兴华，李陆昊，刘宏卫，李谦，董冬，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：新型
国别省市：陕西;61