一种火箭发动机推力室制造技术

本实用新型专利技术公开了一种火箭发动机推力室，包含推力室身部和喷管部，所述推力室身部包含头部和喉部，所述喉部相对于所述头部向所述喉部的轴线方向凹陷形成，所述喷管部为两端相通且内部设有供液体/气体介质流通的通道，所述推力室身部和所述喷管部同轴设置，所述推力室身部和所述喷管部相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接。整个结构，具有设计合理，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用。推力室安全使用。推力室安全使用。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机推力室


[0001]本技术涉及火箭
，特别涉及一种火箭发动机推力室。

技术介绍

[0002]火箭发动机随着航天行业得到了快速发展，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，推力室身部是液体火箭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，通常由圆柱段、收缩段与扩张段构成。为了承受燃气的高温，喷管一般采用再生冷却技术，由铣槽内壁和外壁组成。同时由于燃气温度高达3500K，壁面热交换功率可到达百兆瓦，同时需要承受20MPa的压力，故推力室身部的内壁材料可以选择强度高、耐热性好的合金。
[0003]推力室的喷管部的主要作用是使高温气流加速喷出，从而使推力室产生反推力，因此，推力室身部与喷管部的连接质量对推力室的性能至关重要，如何获得推力室身部与喷管部很好结合的推力室是亟需解决的问题。
[0004]本技术提供一种火箭发动机推力室，设计合理，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用。

技术实现思路

[0005]本技术的目的是提供一种火箭发动机推力室，设计合理，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用等优点。
[0006]为实现上述目的，本技术提供如下技术方案：一种火箭发动机推力室，包含推力室身部和喷管部，所述推力室身部包含一体成型的头部和喉部，所述喉部相对于所述头部向所述喉部的轴线方向凹陷形成，所述喷管部为两端相通且内部设有供液体/气体介质流通的通道，所述推力室身部和所述喷管部同轴设置，所述推力室身部和所述喷管部相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接。
[0007]在同一个实施例中，所述熔接部沿周向均匀分布在所述连接处的两侧。
[0008]在同一个实施例中，所述熔接部沿径向方向的厚度为M，其中0.4mm≤M≤0.7mm。
[0009]在同一个实施例中，其特征在于，所述熔接部沿轴向的高度为C，0.8mm≤C≤1.8mm。
[0010]在同一个实施例中，所述推力室身部和所述喷管部相邻端面的外径为A，所述喉部最窄处的外径为B，6B≤A≤9B。
[0011]在同一个实施例中，所述推力室身部的壁厚为C，所述喷管部的壁厚为D,其中，0.3mm≤C≤0.7mm，1.0mm≤D≤1.4mm。
[0012]在同一个实施例中，所述推力室身部由第一材质制成，所述喷管部由第二材质制成。
[0013]在同一个实施例中，所述第一材质制由铜合金制成，所述第二材质由不锈钢制成。
[0014]在同一个实施例中，所述第一材质制由钛合金制成，所述第二材质由不锈钢制成。
[0015]在同一个实施例中，所述第一材质制由铝合金制成，所述第二材质由不锈钢制成。
[0016]与现有技术相比，本技术的有益效果是：该种火箭发动机推力室由推力室身部和喷管部组成，通过所述推力室身部和所述喷管部同轴设置，使得推力室身部和所述喷管部精确地对接到位，方便后续激光焊接设备焊接。同时由于所述推力室身部和所述喷管部相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接，无需改变推力室身部与喷管部的相对位置，极大的简化了焊接操作，同时保证推力室与喷管连接紧密，固定牢固。整个结构，具有设计合理，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用。
附图说明
[0017]图1为本技术推力室身部和喷管部的立体图；
[0018]图2为本技术喷管部的立体图；
[0019]图3为本技术推力室身部的立体图。
[0020]附图标记说明：
[0021]1推力室身部
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2喷管部
[0022]3头部
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4喉部
[0023]5熔接部
具体实施方式
[0024]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。
[0025]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。
[0026]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。
[0027]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。
[0028]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。
[0029]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。
[0030]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。
[0031]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。
[0032]本技术的实施例提供了一种火箭发动机推力室，如图1、图2和图3所示，包含推力室身部1和喷管部2，推力室身部1包含头部3和喉部4(例如，头部和喉部可以一体成型)，喉部4相对于头部3向喉部4的轴线方向凹陷形成，喷管部2为两端相通且内部设有供液体/气体介质流通的通道，推力室身部1和喷管部2同轴设置，推力室身部1和喷管部2相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部5彼此连接。
[0033]具体地说，该种火箭发动机推力室由推力室身部1和喷管部2组成，通过推力室身部1和喷管部2同轴设置，使得推力室身部1和喷管部2精确地对接到位，方便后续激光焊接设备焊接。同时由于推力室身部1和喷管部2相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接，无需改变推力室身部1和喷管部2的相对位置，极大的简化了焊接操作，同时保证推力室身部1和喷管部2连接紧密，固定牢固。整个结构，具有设计合理，可以使得推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用。
[0034]需本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机推力室，其特征在于，包含推力室身部和喷管部，所述推力室身部包含头部和喉部，所述喉部相对于所述头部向所述喉部的轴线方向凹陷形成，所述喷管部为两端相通且内部设有供液体/气体介质流通的通道，所述推力室身部和所述喷管部同轴设置，所述推力室身部和所述喷管部相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接。2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述熔接部沿周向均匀分布在所述连接处的两侧。3.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述熔接部沿径向方向的厚度为M，其中0.4mm≤M≤0.7mm。4.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述熔接部沿所述喷管部轴向方向的尺寸为C，0.8mm≤C≤1.8mm。5.根据权利要求1所述的火箭发动机推...

【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，
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：