一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片制造技术

本发明专利技术属于液体火箭发动机技术领域，公开了一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，包括：膜片本体；所述膜片本体的第一盘面上开设有外环刻线、内环刻线以及星形刻线；所述星形刻线布置在所述外环刻线和所述内环刻线之间，且所述星形刻线的两端分别与所述外环刻线和所述内环刻线相连；所述内环刻线为开口型的圆弧刻线，所述外环刻线为闭合的圆环形刻线。本发明专利技术提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片能够大幅增大火工品膜片正反两侧承受压力的差别，提升工作可靠性和安全系数。

【技术实现步骤摘要】
一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片
本专利技术涉及
，特别涉及一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片。
技术介绍
液体火箭发动机广泛采用火工品点火，要求火工品不能被发动机内燃气点燃，通常采用火工品膜片将火工品火药与发动机进行隔离密封。火工品膜片需要具备以下特点：1)火工品点火时，火工品膜片第一侧能够在较低压力下被冲破，避免火工品壳体内压力过高产生爆炸；2)火工品膜片第二侧能够承受发动机内腔燃气产生的高压、高温环境；即火工品膜片需要能够承受反向高温环境，同时正反向承压能力要有足够大的差别，从而保证其具备足够高的可靠性和安全系数。现有的火工品膜片为具有星形刻线的膜片结构，该结构正反向承压能力差别不大，可靠性和安全系数偏低。
技术实现思路
本专利技术提供一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，解决现有技术中火工品膜片正反向承压能力差别不大，安全系数较低的技术问题。为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，包括：膜片本体；所述膜片本体的第一盘面上开设有外环刻线、内环刻线以及星形刻线；所述星形刻线布置在所述外环刻线和所述内环刻线之间，且所述星形刻线的两端分别与所述外环刻线和所述内环刻线相连；所述内环刻线为开口型的圆弧刻线，所述外环刻线为闭合的圆环形刻线。进一步地，所述外环刻线包括：圆环形凹槽；所述环形凹槽的宽度为0.5mm。进一步地，开口型的圆弧形凹槽；所述开口型的圆弧形凹槽的宽度为0.5mm。>进一步地，所述开口型的圆弧形凹槽的弧度范围为4/3π～3/2π。本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：本申请实施例中提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，通过在膜片本体上开设外环刻线以及星形刻线使膜片更易变形，在星形刻线内侧布置内环刻线使得形变产生的应力在此处集中，从而更容易在承受正向压力时破裂；同时值得说明的是，三层刻线的设置能够提高膜片承受正向压力时的应力峰值，从而使膜片在较低的正向压力下即能够破裂。另一方面，利用膜片在装配状况下，承受反向压力的面积小于承受正向压力的面积的条件，外环刻线和星形刻线部位都被压在接管嘴壁面上，只有内环刻线以内的部位承受反向压力，且没有刻线，因此其具备较强的承受反向压力的能力；从而达到降低可承受的正向压力，提升可承受的反向压力的效果，从而大幅提升火工品膜片正反向承压能力差别，保证工作可靠性和安全系数。附图说明通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：图1为本专利技术实施例提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片的结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片的剖视图；图3为本专利技术实施例提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片的打压测试装置的结构示意图。具体实施方式本申请实施例通过提供一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，解决现有技术中火工品膜片正反向承压能力差别不大，安全系数较低的技术问题。为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细说明，应当理解本专利技术实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。参见图1和图2，一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，包括：膜片本体1；所述膜片本体1的第一盘面上开设有外环刻线11、内环刻线12以及星形刻线13；形成三层刻线结构，在装配状态下，大盘面承压，从而能够提高膜片承受正向压力时的应力峰值，从而使膜片在较低的正向压力下即能够破裂，从而降低正向承压能力。所述星形刻线13布置在所述外环刻线11和所述内环刻线12之间，且所述星形刻线13的两端分别与所述外环刻线11和所述内环刻线12相连；通过在膜片本体1上开设外环刻线11以及星形刻线13使膜片更易变形，在星形刻线13内侧布置内环刻线12使得形变产生的应力在此处集中，从而更容易在承受正向压力时破裂；从而进一步降低抗正压能力。本实施例中，为了保证形变能力，所述外环刻线11为圆环形凹槽，宽度为0.5mm。为了保证燃烧安全性，避免破裂的膜片本体块进入设备内部，所述内环刻线12为开口型的圆弧刻线，即内环刻线12为非闭合的圆环形凹槽，会留有一部分与膜片本体1为一体，从而当沿内环刻线12破裂后，仍会连接在膜片本体1上。相类似的，所述开口型的圆弧刻线为圆弧形凹槽，宽度为0.55mm，从而保证能够具备较大的破裂路径，便于正压破裂。进一步地，本实施例中，所述开口型的圆弧形凹槽的弧度范围为4/3π～3/2π。上述圆环形凹槽和元弧形凹槽的槽型为矩形或者V形。参见图3，本实施例还提供一种便于对火工品膜片进行打压测试的工装。所述工装包括：连接主体2；所述连接主体2上开设有相连通的第一接管口21以及第二接管口25；且两者之间的衔接部位存在明显的内径差，也就是说第一接管口21位小内径管口，其底端设置有承压台，在工作时，所述膜片本体1通过设置在所述第二接管口25内的垫圈22和压紧块23压紧在所述承压台上，从而所述第一接管口21对着所述内环刻线12内的区域，所述第二接管口25对应外环刻线11及其内部所有区域，所述垫圈22和压紧块23中心都设置有通孔24，从而在打压测试时，可连接外接流体压力设备。本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：本申请实施例中提供的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，通过在膜片本体上开设外环刻线以及星形刻线使膜片更易变形，在星形刻线内侧布置内环刻线使得形变产生的应力在此处集中，从而更容易在承受正向压力时破裂；同时值得说明的是，三层刻线的设置能够提高膜片承受正向压力时的应力峰值，从而使膜片在较低的正向压力下即能够破裂。另一方面，利用膜片在装配状况下，承受反向压力的面积小于承受正向压力的面积的条件，外环刻线和星形刻线部位都被压在接管嘴壁面上，只有内环刻线以内的部位承受反向压力，且没有刻线，因此其具备较强的承受反向压力的能力；从而达到降低可承受的正向压力，提升可承受的反向压力的效果，从而大幅提升火工品膜片正反向承压能力差别，保证工作可靠性和安全系数。最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本专利技术的技术方案而非限制，尽管参照实例对本专利技术进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本专利技术的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本专利技术技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本专利技术的权利要求范围当中。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，其特征在于，包括：膜片本体；/n所述膜片本体的第一盘面上开设有外环刻线、内环刻线以及星形刻线；/n所述星形刻线布置在所述外环刻线和所述内环刻线之间，且所述星形刻线的两端分别与所述外环刻线和所述内环刻线相连；/n所述内环刻线为开口型的圆弧刻线，所述外环刻线为闭合的圆环形刻线。/n

【技术特征摘要】
1.一种多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，其特征在于，包括：膜片本体；
所述膜片本体的第一盘面上开设有外环刻线、内环刻线以及星形刻线；
所述星形刻线布置在所述外环刻线和所述内环刻线之间，且所述星形刻线的两端分别与所述外环刻线和所述内环刻线相连；
所述内环刻线为开口型的圆弧刻线，所述外环刻线为闭合的圆环形刻线。


2.如权利要求1所述的多次起动液体火箭发动机用火工品膜片，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱崇涛，刘珂，胡如意，刘岳，赵学光，董俭柱，孙晓伟，查雄权，其他发明人请求不公开姓名，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北;42