规避异种金属焊接的紫铜-不锈钢的火箭发动机推力室制造技术

本发明专利技术公开了一种规避异种金属焊接的紫铜

【技术实现步骤摘要】
规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室


[0001]本专利技术涉及火箭发动机领域，特别是一种规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室。

技术介绍

[0002]针对模型火箭发动机试验，在点火试验时，需要进行热防护，从而对推力室内壁进行降温。目前，常用热防护方法，为如下两种：（1）传统热沉冷却热沉冷却，为最简单的热防护手段，也即加工过程选取较厚的发动机壁面，点火试验时仅仅依靠发动机自身较厚的壁面进行热沉冷却，发动机通身材料为紫铜或者不锈钢。
[0003]传统的热沉冷却设计仅仅适用于发动机试验工况较低或者试验时间较短（1秒左右）的情况。若试验时间较长、试验工况高（模型火箭发动机喉部能量密度高）或者在极端的工况条件下（如火箭发动机出现高频不稳定燃烧），热沉冷却设计很容易出现喉部烧蚀的情况。因此简单的热沉冷却在模型火箭发动机试验中具有很强的局限性。
[0004]（2）设置冷却通道在推力室结构中设置冷却通道，水泵抽取液箱中的冷却剂，由进水口注入冷却通道，对推力室进行对流冷却，随后从出本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室，其特征在于：包括外壳、内壳、前端法兰和后端法兰；外壳的材质为不锈钢；内壳的材质为紫铜，内壳同轴插设在外壳中，且两端分别从外壳的两端伸出，形成前伸出端和后伸出端；内壳的外壁面沿周向布设有若干个水槽，每个水槽均沿内壳的轴向布设；相邻两个水槽之间形成肋板；前端法兰和后端法兰的材质均为不锈钢；前端法兰包括从前至后依次同轴设置的推进剂喷注口和前内壳安装口，前内壳安装口同轴套设在内壳的前伸出端外周；内壳的前端面与前端法兰密封连接，前端法兰的后端面与外壳前端面相焊接；前端法兰圆周面上设置有若干个能与水槽相连通的出水孔；后端法兰包括从前至后依次同轴设置的后内壳安装口和尾气排放口，后内壳安装口同轴套设在内壳的后伸出端外周，内壳的后端面与后端法兰密封连接，后端法兰的前端面与外壳后端面相焊接；后端法兰圆周面上设置有若干个能与水槽相连通的进水孔。2.根据权利要求1所述的规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室，其特征在于：每个水槽和每个肋板的圆周角相等。3.根据权利要求2所述的规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室，其特征在于：水槽和肋板的数量均为20个，水槽和肋板的圆周角均为9
°
。4.根据权利要求1所述的规避异种金属焊接的紫铜
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不锈钢的火箭发动机推力室，其特征在于：内壳包括一体设置的圆柱形燃烧室段和拉瓦尔喷管段；在拉瓦尔喷管段的喉部，相邻两个肋板中...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭康康，徐伯起，苏凌宇，倪蕾，任永杰，聂万胜，黄卫东，仝毅恒，林伟，
申请(专利权)人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学，
类型：发明
国别省市：