单组元火箭发动机用推力室头部结构制造技术

本实用新型专利技术提供的单组元火箭发动机用推力室头部结构，属于火箭发动机技术领域，包括：法兰盘，具有环绕其中心设置的多个第一穿过孔；喷注盘，具有环绕其中心设置的多个第二穿过孔；输送管，一体成型于所述法兰盘与所述喷注盘之间，所述输送管使所述第一穿过孔与第二穿过孔进行一一匹配连通；支撑结构，一体成型于在所述法兰盘与所述喷注盘之间，且环绕所述输送管设置。本实用新型专利技术的推力室头部结构利用增材工艺实现一体化制造加工，避免了原焊接结构焊缝数量多、工艺难度大、周期长等问题，大幅提高生产效率、缩短工序流转周期、有效降低成本，提升了产品的可靠性。提升了产品的可靠性。提升了产品的可靠性。

【技术实现步骤摘要】
单组元火箭发动机用推力室头部结构


[0001]本技术涉及火箭发动机
，具体涉及单组元火箭发动机用推力室头部结构。

技术介绍

[0002]单组元火箭发动机多为卫星、探测器、运载火箭上面级等飞行器提供姿态控制力或力矩，其中单组元推力室主要采用催化分解、电热分解等方式，液体介质发生分解放热反应，高温气体产物经喷管加速喷出形成推力。
[0003]推力室头部作为推力室的重要组件，一方面，实现推进剂供应及喷注功能，喷注性能影响着推力室的工作寿命、启动性能、分解效率及工作稳定性等方面，另一方面，推进剂如肼类介质均存在高温分解爆炸危险，故头部结构要求具备较大的热阻，避免工作过程及关机以后高温身部向上游热传导，导致局部集液腔温升过高出现爆炸风险。
[0004]目前，单组元推力室头部常见结构为隔热框连接上下喷注盘，供应通道采用小直径、大长径比的毛细管连接上下喷注盘，毛细管与上下喷注盘采用钎焊焊接形式，工艺方法较为成熟，但是结构复杂，焊缝数量多，焊接工艺复杂、难度大，且加工周期长、成本高。

技术实现思路

[0005]因此，本技术要解决的技术问题在于克服现有技术中的单组元推力室头部的加工工艺复杂、成本高的缺陷，从而提供单组元火箭发动机用推力室头部结构。
[0006]为了解决上述技术问题，本技术提供单组元火箭发动机用推力室头部结构，包括：
[0007]法兰盘，具有环绕其中心设置的多个第一穿过孔；
[0008]喷注盘，具有环绕其中心设置的多个第二穿过孔；
[0009]输送管，一体成型于所述法兰盘与所述喷注盘之间，所述输送管使所述第一穿过孔与第二穿过孔进行一一匹配连通；
[0010]支撑结构，一体成型于在所述法兰盘与所述喷注盘之间，且环绕所述输送管设置。
[0011]进一步地，所述法兰盘、喷注盘、输送管以及支撑结构均采用增材制造而成。
[0012]进一步地，所述支撑结构为间隔设置的多根连杆。
[0013]进一步地，所述支撑结构与法兰盘的衔接处以及所述支撑结构与喷注盘的衔接处均进行圆角过渡。
[0014]进一步地，所述法兰盘的背离所述喷注盘的一侧设置有向内凹陷的集液腔，所述集液腔与所述第一穿过孔连通。
[0015]进一步地，所述喷注盘的外壁上具有环形凸起，所述环形凸起适于与推力室身部进行限位对接。
[0016]进一步地，所述法兰盘的周向上均布有多个第一安装孔和多个第二安装孔，所述第一安装孔与所述第二安装孔相邻设置，所述第一安装孔与所述第二安装孔之间具有径向
间隔。
[0017]本技术技术方案，具有如下优点：
[0018]1.本技术提供的单组元火箭发动机用推力室头部结构，是利用增材工艺实现一体化制造加工的结构，避免了原焊接结构焊缝数量多、工艺难度大、周期长等问题，大幅提高生产效率、缩短工序流转周期、有效降低成本，提升了产品的可靠性；输送管的数量能够根据实际产品进行均匀性开展设计，实现性能最优化，不会因为管路数量的增加影响其工艺复杂程度及最终产品的可靠性；输送管避免了现有结构中的折弯操作，其外形可依据强度要求及传热影响灵活优化设计；输送管的通径尺寸可充分满足流阻及均布等要求开展设计，不受规格限制，优化喷注器性能，提升单组元推力室分解性能及其可靠性；根据结构强度需要、优化设置支撑结构，在保证连接强度的同时，最大限度的降低热影响，并有助于实现结构减重。
[0019]2.本技术提供的单组元火箭发动机用推力室头部结构，支撑结构均垂直于法兰盘和喷注盘，在其衔接处进行圆角过渡，使其承力更加均匀、减小应力集中。
[0020]3.本技术提供的单组元火箭发动机用推力室头部结构，第一安装孔与第二安装孔穿插分布，使法兰盘在与外界部件衔接时、能够均匀受力。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022]图1为本技术中提供的推力室头部结构的立体结构示意图。
[0023]图2为图1剖视示意图。
[0024]图3为图1的主视图。
[0025]附图标记说明：
[0026]1、法兰盘；2、喷注盘；3、输送管；4、支撑结构；5、第一穿过孔；6、第二穿过孔；7、第一安装孔；8、第二安装孔；9、环形凸起；10、过渡圆角；11、集液腔。
具体实施方式
[0027]下面将结合附图对本技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0028]在本技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
[0029]在本技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地
连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
[0030]此外，下面所描述的本技术不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0031]本实施例提供的单组元火箭发动机用推力室头部结构，为一体成型结构，通过增材制造工艺进行加工的。
[0032]如图1、图2所示，推力室头部结构包括：法兰盘1、喷注盘2、输送管3以及支撑结构4。所述法兰盘1为圆形结构，其中部具有向内凹陷的集液腔11，所述集液腔11为圆形结构；所述法兰盘1的中部具有环绕其中心均布的多个第一穿过孔5，所述第一穿过孔5与所述集液腔11贯通。
[0033]如图3所示，所述法兰盘1的周向上均布有多个第一安装孔7和多个第二安装孔8，所述第一安装孔7用于固定所述法兰盘1，第二安装孔8用于固定电控阀。多个第一安装孔7以所述法兰盘1的中心为圆心、围合成第一环域，多个第二安装孔8以所述法兰盘1的中心为圆心、围合成第二环域，所述第一环域的直径大于所述第二环域的直径；所述第一安装孔7与所述第二安装孔8相邻设置，使法兰盘1在与外界部件衔接时、能够均匀受力。
[0034]如图1、图2所示，所述喷注盘2均为圆形结构，其直径尺寸小于本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.单组元火箭发动机用推力室头部结构，其特征在于，包括：法兰盘(1)，具有环绕其中心设置的多个第一穿过孔(5)；喷注盘(2)，具有环绕其中心设置的多个第二穿过孔(6)；输送管(3)，一体成型于所述法兰盘(1)与所述喷注盘(2)之间，所述输送管(3)使所述第一穿过孔(5)与第二穿过孔(6)进行一一匹配连通；支撑结构(4)，一体成型于在所述法兰盘(1)与所述喷注盘(2)之间，且环绕所述输送管(3)设置。2.根据权利要求1所述的单组元火箭发动机用推力室头部结构，其特征在于，所述法兰盘(1)、喷注盘(2)、输送管(3)以及支撑结构(4)均采用增材制造而成。3.根据权利要求1所述的单组元火箭发动机用推力室头部结构，其特征在于，所述支撑结构(4)为间隔设置的多根连杆。4.根据权利要求1所述的单组元火箭发动机用推力室头部结构，其特征...

【专利技术属性】
技术研发人员：何佳丽，唐敏佳，鲍启林，张雪梅，黄志亮，刘岳曦，
申请(专利权)人：北京星际荣耀科技有限责任公司，
类型：新型
国别省市：