一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构制造技术

一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴；喉部加强衬套装在内壁喉部位置后进行焊接，内壁套入到外壁内腔，内壁、外壁两端接触位置分别焊接，进口孔、出口孔与内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器、第二集合器分别固定在外壁两端，第一接管嘴、第二接管嘴分别固定在集合器焊接孔位置，内壁、喉部加强衬套、外壁相互接触部位为真空后进行整体扩散焊。本实用新型专利技术推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性。

A thrust chamber sandwich structure of a liquid rocket engine with a throat reinforcing bushing

A reinforced sandwich structure of liquid rocket engine thrust chamber liner with the throat, including the body of the thrust chamber wall, strengthening throat bushing, thrust chamber body outer wall, the first second collector, collector, first, second nozzle nozzle throat; strengthen the welding on the inner wall throat position set liner, set into the wall the outer wall of the inner wall and the outer wall to the inner ends of the contact position are respectively welded, rectangular channel inlet hole, outlet hole and the outer surface of the inner wall is communicated with the first and second collector collector are respectively fixed on the outer wall of both ends, the first nozzle, second nozzles are respectively fixed on the collector welding hole position, inner wall, throat bushing, outer wall to strengthen each other the contact part of the whole vacuum diffusion welding. The sandwich structure of the utility model realizes the thrust chamber inner wall and the outer wall integral molding and assembly, to avoid the decline in overall reliability of inside and outside wall of the traditional flap or segment method caused, effectively improves the reliability of the whole body of the thrust chamber.

【技术实现步骤摘要】
一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构
本技术涉及液体火箭发动机领域，特别是一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构。
技术介绍
推力室身部作为液体火箭发动机的重要组成部分，工作在高温高压大热流燃气环境下，结构可靠性要求极高。目前，国内外液体火箭发动机推力室身部制造主要采用扩散焊工艺和电铸镍工艺两种方式。扩散焊工艺是在推力室内壁上敷设钎料或过渡层，然后将推力室内外壁组装至于扩散焊炉内进行高温加压焊接。目前为了方便将推力室内外壁装配进行扩散焊焊接，通常采用的方式分为以下两种:一是将推力室外壁分成两瓣进行组装；二是将推力室内壁分成两段进行装配，以上两种方式虽然易于组装，但由于外壁或内壁本身不是整体结构，存在推力室身部整体结构可靠性降低的缺陷。电铸镍工艺是在推力室内壁上镀过渡层后直接电铸相应厚度的镍，一般为了加强推力室身部强度，电铸镍外侧需要焊接加强钢套，喉部段外侧需要焊接加强环。电铸镍工艺虽然在国内外液体火箭发动机中应用较多，但也存在以下缺陷：一是电铸镍工艺下推力室身部各部件需要采用串行加工方式，生产周期长，制约火箭发动机的生产进度；二是电铸镍外壁与异种材料的焊接质量不易控制，极易由于焊接应力引起推力室内外壁脱粘，导致产品报废；三是电铸镍刚性强，不利于推力室内壁热应力的释放，影响内壁的使用寿命；四是电铸镍在分多次进行电铸成型时，易产生分层现象，影响推力室身部的整体强度。
技术实现思路
本技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，克服了现有的推力室结构在扩散焊工艺下需要外壁分瓣或内壁分段进行装配、整体可靠性低的缺陷，以及电铸镍工艺下生产周期长、工艺可靠性差，和极易由于焊接应力引起内外壁脱粘，导致产品报废的缺陷，提高推力室身部的整体可靠性和工艺可行性，同时缩短其生产周期。本技术的技术解决方案是：一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴，其中推力室身部内壁为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部位置截面小于两端截面，推力室身部内壁外表面设有多条沿母线方向的矩形通道，喉部加强衬套为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部加强衬套外表面沿母线方向均匀设有多条沟槽，喉部加强衬套整体加工成型后沿轴线切割后得到第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套，推力室身部外壁截面较小端为中空桶装结构、中间为中空扩张结构、截面较大端为中空桶装结构，推力室身部外壁截面较小端加工出口孔，截面较大端加工进口孔；第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套分别装在推力室身部内壁喉部位置后进行焊接，推力室身部内壁套入到推力室身部外壁内腔，使得推力室身部外壁截面较小端与推力室身部内壁截面较小端齐平、推力室身部外壁截面较大端与推力室身部内壁截面较大端齐平，推力室身部内壁、推力室身部外壁两端端面接触位置分别进行焊接，进口孔、出口孔与推力室身部内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器焊接于推力室身部外壁截面较小端，第二集合器焊接于推力室身部外壁截面较大端，第一接管嘴焊接于第一集合器的焊接孔位置，第二接管嘴焊接于第二集合器的焊接孔位置，第一接管嘴、第二接管嘴进行抽真空处理，使得推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁相互接触部位为真空状态，推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁进行整体扩散焊。所述的推力室身部内壁为整体成型加工得到。所述的推力室身部内壁外表面设有的矩形通道为通过铣切加工形成。所述的推力室身部内壁外表面设有的矩形通道沿推力室身部内壁周向间隔均匀分布。所述的推力室身部外壁为整体加工成型得到。所述的外壁加工进口孔、出口孔是通过钻孔或电火花方式加工。本技术与现有技术相比的优点在于：(1)本技术推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性；(2)本技术推力室夹层结构通过使用喉部加强衬套结构，与现有技术相比，在优化制造工艺的同时，还起到了喉部加强支撑的作用，省去了传统的喉部加强环结构，提高了推力室身部的整体可靠性和工艺可行性；(3)本技术推力室夹层结构包括的部件可以并行加工，相比传统的电铸镍串行加工方式，有效缩短了推力室身部的生产周期，具有较好的适用价值。附图说明图1为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构组成示意图；图2为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中内壁1结构示意图；图3为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中喉部加强衬套2结构示意图；图4为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中外壁3结构示意图。具体实施方式本技术针对现有液体火箭发动机推力室结构在扩散焊工艺下需要外壁分瓣或内壁分段进行装配、整体可靠性低的缺陷，以及电铸镍工艺下生产周期长、工艺可靠性差，和极易由于焊接应力引起内外壁脱粘，导致产品报废的缺陷，提出了一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，本技术推力室夹层结构不仅实现了推力室身部内、外壁的整体成型，并进行整体装配，提高了推力室身部的整体可靠性；还由于推力室加强衬套起到了喉部加强支撑作用，省去了传统的喉部加强环结构，与现有电铸镍工艺相比本技术还实现了推力室身部内、外壁和喉部加强衬套的并行加工，有效缩短了推力室身部的生产周期，另外，推力室身部的喉部加强衬套上沟槽的设计有助于减轻身部重量，具有较好的使用价值，下面结合附图对本技术方法进行详细说明。如图1所示为一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，推力室夹层结构包括推力室身部内壁1、喉部加强衬套2、推力室身部外壁3、第一集合器4、第二集合器5、第一接管嘴6、第二接管嘴7，如图2所示为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中内壁1结构示意图，内壁1为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，中间部位(即喉部位置)截面小于两端截面，喉部段型面为缩放形状，为整体成型加工得到，内壁1外表面设有通过铣切加工形成的数条沿母线方向的矩形通道，各条通道沿周向间隔均匀分布。如图3所示为本技术一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中喉部加强衬套2结构示意图，喉部加强衬套2也为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，其中，为减轻推力室身部重量，喉部加强衬套2外表面沿母线方向均匀设有多条沟槽，沟槽底面型面与推力室身部内壁1的喉部段型面保持一致，喉部加强衬套2为整体加工后沿轴线切割后得到。如图4所示为一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构中外壁3结构示意图，外壁3靠近截面较小端为中空桶装结构、中间为中空扩张结构、靠近截面较大端为中空桶装结构，外壁3经原材料整体成型得到，在零件状态通过钻孔或电火花方式在对应内壁1矩形通道位置加工进口孔、出口孔。在整体成型的内壁1的喉部段位置装配分为两瓣的喉部加强衬套2，然后对分为两瓣的喉部加强衬套2进行焊接，接下来将整体成型的外壁3从内壁1的截面较小端套入，使得外壁3截面较小、大的一端分别与内壁1截面较小、大的一端齐平，并对内壁1与外壁本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，其特征在于包括推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)、第一集合器(4)、第二集合器(5)、第一接管嘴(6)、第二接管嘴(7)，其中推力室身部内壁(1)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部位置截面小于两端截面，推力室身部内壁(1)外表面设有多条沿母线方向的矩形通道，喉部加强衬套(2)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部加强衬套(2)外表面沿母线方向均匀设有多条沟槽，喉部加强衬套(2)整体加工成型后沿轴线切割后得到第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套，推力室身部外壁(3)截面较小端为中空桶装结构、中间为中空扩张结构、截面较大端为中空桶装结构，推力室身部外壁(3)截面较小端加工出口孔，截面较大端加工进口孔；第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套分别装在推力室身部内壁(1)喉部位置后进行焊接，推力室身部内壁(1)套入到推力室身部外壁(3)内腔，使得推力室身部外壁(3)截面较小端与推力室身部内壁(1)截面较小端齐平、推力室身部外壁(3)截面较大端与推力室身部内壁(1)截面较大端齐平，推力室身部内壁(1)、推力室身部外壁(3)两端端面接触位置分别进行焊接，进口孔、出口孔与推力室身部内壁(1)外表面的矩形通道相通，第一集合器(4)焊接于推力室身部外壁(3)截面较小端，第二集合器(5)焊接于推力室身部外壁(3)截面较大端，第一接管嘴(6)焊接于第一集合器(4)的焊接孔位置，第二接管嘴(7)焊接于第二集合器(5)的焊接孔位置，第一接管嘴(6)、第二接管嘴(7)进行抽真空处理，使得推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)相互接触部位为真空状态，推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)进行整体扩散焊。...

【技术特征摘要】
1.一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，其特征在于包括推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)、第一集合器(4)、第二集合器(5)、第一接管嘴(6)、第二接管嘴(7)，其中推力室身部内壁(1)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部位置截面小于两端截面，推力室身部内壁(1)外表面设有多条沿母线方向的矩形通道，喉部加强衬套(2)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部加强衬套(2)外表面沿母线方向均匀设有多条沟槽，喉部加强衬套(2)整体加工成型后沿轴线切割后得到第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套，推力室身部外壁(3)截面较小端为中空桶装结构、中间为中空扩张结构、截面较大端为中空桶装结构，推力室身部外壁(3)截面较小端加工出口孔，截面较大端加工进口孔；第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套分别装在推力室身部内壁(1)喉部位置后进行焊接，推力室身部内壁(1)套入到推力室身部外壁(3)内腔，使得推力室身部外壁(3)截面较小端与推力室身部内壁(1)截面较小端齐平、推力室身部外壁(3)截面较大端与推力室身部内壁(1)截面较大端齐平，推力室身部内壁(1)、推力室身部外壁(3)两端端面接触位置分别进行焊接，进口孔、出口孔与推力室身部内壁(1)外表面的矩形通道相通，第一集合器(4)焊接于推力室身部外壁(3)截...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘刚，丁兆波，张晋博，王仙，姬威信，赵世红，许晓勇，孙纪国，刘红珍，马志瑜，刘倩，卢明，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：新型
国别省市：北京,11