火箭推力室制造技术

本实用新型专利技术公开了一种火箭推力室，包括外壁、内壁和凸肋，所述内壁通过所述凸肋与所述外壁焊接连接，所述凸肋在所述外壁和所述内壁焊接后在所述内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道，所述外壁与所述凸肋之间至少具有一个脱粘部位，所述脱粘部位通过在所述外壁对应所述脱粘部位处激光焊接修复。同现有技术相比，可以提高产品生产合格率，降低生产成本。降低生产成本。降低生产成本。

【技术实现步骤摘要】
火箭推力室


[0001]本技术涉及航天器发动机
，特别涉及一种火箭推力室。

技术介绍

[0002]航天器发动机技术随着航天行业的发展得到了快速升级。作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。其中，推力室身部是航天器发动机中负责将燃料进行混合燃烧，产生高温高压燃气，进而燃气通过喉部加速排出，获得反推力的部件。推力室的身部为拉瓦尔型面结构，通常可以采用再生冷却技术对推力室进行降温。推力室由铣槽内壁和外壁组成，多条冷却通道位于铣槽内壁和外壁之间，两者内部在承受最高达60MPa的压力下不许有任何渗漏缺陷。
[0003]本技术提供一种火箭推力室，通过在铣槽内壁和外壁脱粘缺陷位置进行修改，可以节约推力室生产成本，且能够保证航天发动机推力室的安全使用。

技术实现思路

[0004]本技术的目的是提供一种火箭推力室，这种推力室通过在铣槽内壁和外壁出现脱粘后进行修复，可以节约推力室生产成本。
[0005]为实现上述目的，本技术提供如下技术方案：一种火箭推力室，包括外壁、内壁和凸肋，所述内壁通过所述凸肋与所述外壁焊接连接，所述凸肋在所述外壁和所述内壁焊接后在所述内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道，所述外壁与所述凸肋之间至少具有一个脱粘部位，所述脱粘部位通过在所述外壁对应所述脱粘部位处激光焊接修复。
[0006]进一步的，所述外壁对应所述脱粘部位的表面设有凹槽和金属连接件，所述金属连接件位于所述凹槽内用以填充所述凹槽，且所述金属连接件与所述凹槽表面采用激光机焊接固定连接。
[0007]进一步的，所述凹槽底面距与所述凸肋贴合的的距离为B，且1mm≤B≤3mm。
[0008]进一步的，所述凹槽相对于所述外壁其余部分表面的深度为C，且3mm≤C≤6mm。
[0009]进一步的，所述凹槽大致为圆形，所述凹槽内表面距所述凹槽中心的距离相等。
[0010]进一步的，所述金属连接件由多个相互堆叠的合金板组成，所述合金板彼此靠近的表面通过焊接固定。
[0011]进一步的，多个所述合金板的外形分别与所述凹槽沿其深度方向的截面相匹配。
[0012]进一步的，所述合金板的数量为2-4个。
[0013]进一步的，在所述外壁对应所述脱粘部位的彼此焊接处，激光焊接熔深为E,外壁的厚度为A,且A+0.5mm≤E≤A+2mm。
[0014]进一步的，在所述外壁对应所述脱粘部位的彼此焊接处，激光焊接熔宽为F,且0.5mm≤F≤2mm。
[0015]与现有技术相比，本技术的有益效果至少是：当外壁与所述凸肋之间存在脱粘部位时，脱粘部位通过在外壁对应脱粘部位处激光焊接修复，使得外壁与所述凸肋连接
紧密，固定牢固，且通过激光机焊接对航天发动机的内外壁进行焊接修复，提高产品合格率，可以节约推力室生产成本，保证航天发动机推力室的安全使用。
附图说明
[0016]图1为本技术推力室结构的示意图；
[0017]图2为本技术外壁、内壁和凸肋的结构示意图；
[0018]图3为本技术激光焊接的示意图；
[0019]图4为本技术外壁、内壁和凸肋连接时熔深与熔宽的结构示意图；
[0020]图5为本技术外壁、凹槽和合金板的截面示意图；
[0021]图6为本技术外壁与凹槽的俯视图；
[0022]图7为本技术外壁与凹槽的立体图；
[0023]图8为本技术推力室与装夹工装装置的截面示意图。
[0024]附图标记说明：
[0025]1推力室
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2外壁
[0026]3内壁
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4凸肋
[0027]5装夹工装装置
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6焊接头
[0028]7机器臂
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8凹槽
[0029]9合金板
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10水平工作台
具体实施方式
[0030]为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本技术所揭示内容的精神，任何所属
技术人员在了解本
技术实现思路
的实施例后，当可由本
技术实现思路
所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本
技术实现思路
的精神与范围。
[0031]本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，但并不作为对本技术的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
[0032]关于本文中所使用的“第一”、“第二”、
…
等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本技术，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
[0033]关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。
[0034]关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
[0035]关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
[0036]关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
[0037]某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术
人员在有关本申请的描述上额外的引导。
[0038]在完成推力室的身部生产之后，首先要对其进行内外壁连接强度测试。例如，可以通过铣槽内壁和外壁的夹层里充入高压液体来进行测试。如果检验到铣槽内壁和外壁发生脱粘(外壁与凸肋连接处存在缝隙，承受高压时，缝隙处的外壁会凸起)，则可以在所述外壁脱粘部位形成凸起，也意味着推力室的身部测试未通过。为了保证航天发动机的安全，未通过测试的推力室身部经常会被弃用。
[0039]本技术的实施例提供了一种火箭推力室。如图1、图2、图3和图4所示，推力室1包括外壁2、内壁3和凸肋4，内壁3通过凸肋4与外壁2焊接连接，凸肋4在外壁2和内壁3焊接后在内壁3和外壁2之间限定多条供冷却剂流通的通道，外壁2与凸肋4之间至少具有一个脱粘部位，脱粘部位通过在外壁2对应脱粘部位处激光焊接修复。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭推力室，其特征在于，包括外壁、内壁和凸肋，所述内壁通过所述凸肋与所述外壁焊接连接，所述凸肋在所述外壁和所述内壁焊接后在所述内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道，所述外壁与所述凸肋之间至少具有一个脱粘部位，所述脱粘部位通过在所述外壁对应所述脱粘部位处激光焊接修复。2.根据权利要求1所述的火箭推力室，其特征在于，所述外壁对应所述脱粘部位的表面设有凹槽和金属连接件，所述金属连接件位于所述凹槽内用以填充所述凹槽，且所述金属连接件与所述凹槽表面采用激光机焊接固定连接。3.根据权利要求2所述的火箭推力室，其特征在于，所述凹槽底面距与所述凸肋贴合的距离为B，且1mm≤B≤3mm。4.根据权利要求2所述的火箭推力室，其特征在于，所述凹槽相对于所述外壁其余部分表面的深度为C，且3mm≤C≤6mm。5.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨瑞康，袁宇，宣智超，黄乐，周涛，韩建业，常克宇，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：新型
国别省市：