一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构制造技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构，包括与壳体封头连接的金属接头、通过连接螺栓与金属接头连接的堵盖；所述金属接头上设有密封槽，用于放置密封圈；所述密封槽的截面形状为梯形的密封槽，密封槽的上(外)壁面为金属接头自身的一部分，密封槽的下(内)壁面直接由堵盖的下端定位面构成，密封槽的斜边从下(内)壁面向上(外)壁面逐渐减小；并且所述堵盖上设有一台阶，金属接头设有一凹槽，台阶与凹槽配合，用于限制堵盖在径向方向上的位移，以抑制堵盖的外翻。本发明专利技术可降低法兰连接的结构质量，并提升前、后法兰连接的密封效果。的密封效果。的密封效果。

A flange sealing structure at the shell head of solid rocket motor

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机壳体封头处的前、后法兰密封连接结构，特别是一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构，用于对发动机壳体封头处前、后法兰连接处密封槽内的密封圈进行密封安装。

技术介绍

[0002]现有的固体火箭发动机壳体封头处的前、后法兰密封连接结构通常由壳体封头、壳体内绝热层、金属接头、堵盖、堵盖绝热层、矩形密封槽、螺栓组成，其中，金属接头的作用是连接点火器和喷管结构。如图1、图2所示，现有的固体火箭发动机的金属接头2(前法兰)通常和壳体的内绝热层安装在一起，二者和壳体封头1以嵌接的方式进行连接，金属接头2和堵盖5(后法兰)处的连接方式为螺栓连接，由于在发动机工作过程中壳体绝热层不是承力原件，故在此没有画出。
[0003]现有的固体火箭发动机壳体封头处前、后法兰的密封原理是：金属接头2(前法兰)与堵盖5(后法兰)之间的矩形密封槽内安装有密封圈，当来自燃烧室内的高压燃气到达密封槽以后，燃气压力作用在封头与法兰的密封接触表面，当接触压力大于内压时即可实现密封。常用的矩形密封槽内使用O形圈作为密封件，O形密封圈通过自身的弹性变形从而在密封接触面上形成接触压力，当接触压力比发动机内燃气介质的内压大时，高压气体就不会产生泄漏，反之则产生泄漏。通常，金属接头在同法兰连接时，矩形密封槽的下壁面到法兰定位面之间需保留有一定的结构余量，该部分余量主要用于和堵盖和金属接头进行定位，但难免会造成总体的结构质量增大。
[0004]对于传统的火箭发动机矩形密封槽结构，如图3所示，密封槽的上、下表面和左、右表面互为对称面，因此O型圈在挤压作用下发生弹性变形后，O形圈被压缩后的截面高度h是相同的，根据压缩率公式(1)，矩形密封槽的压缩率W是一个固定值，因此O形圈在矩形密封槽的密封接触面上将形成等压缩率密封。对于O形圈来说，压缩量过小时达不到密封效果会引起燃气发生泄漏，压缩量过大则使得O形圈的橡胶应力产生松弛，密封圈失效也会导致燃气泄漏，而O形圈在等压缩率密封的状态下其密封接触面的压缩量是同时增大或者同时减小的，因此在发动机内压过大时，可能会导致密封圈在法兰连接处的密封接触表面上几乎同时失效而发生较大的泄漏，从而使O形圈失去密封作用。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构，以优化现有的固体火箭发动机封头处法兰密封连接的结构形式，一方面为降低法兰连接的结构质量，另一方面以提升前、后法兰连接的密封效果。
[0006]实现本专利技术目的的技术解决方案为：
[0007]一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构，包括与壳体封头连接的金属接头、通过连接螺栓与金属接头连接的堵盖；所述金属接头上设有密封槽，用于放置密封圈；
[0008]所述密封槽为截面形状为梯形的密封槽，密封槽的外壁面为金属接头自身的一部分，密封槽的内壁面直接由堵盖的下端定位面构成，密封槽的斜边从内壁向外壁逐渐减小；
[0009]并且所述堵盖上设有一台阶，金属接头设有一凹槽，台阶与凹槽配合，用于限制堵盖在径向方向上的位移，以抑制堵盖的外翻。
[0010]本专利技术与现有技术相比，其显著优点是：
[0011]梯形密封槽结构的内(下)壁面由堵盖(后法兰)与金属接头(前法兰)的下端定位面直接构成，减少了密封槽处法兰连接的结构质量，在金属接头上部开设凹槽的同时在堵盖上端增加了一台阶，由于凹槽的去除质量大于台阶的增加质量，故总体而言前、后法兰连接处的结构质量是减少的，实现了对固体火箭发动机壳体封头处法兰密封结构的轻量化设计。另外，通过在堵盖上端增加台阶可以约束发动机工作时堵盖沿径向方向上的位移，从而抑制堵盖的外翻趋势，有效防止了高压燃气在梯形密封槽的内壁面处泄露。
附图说明
[0012]图1是现有的固体火箭发动机壳体封头、金属接头(前法兰)、螺栓连接、堵盖(后法兰)的连接组件示意图，该结构组件关于图示中心线对称。
[0013]图2是图1中局部放大图。
[0014]图3是现有的固体火箭发动机壳体封头处的矩形槽密封结构示意图。
[0015]图4是现有的固体火箭发动机壳体封头处的金属接头(前法兰)结构示意图。
[0016]图5是现有的固体火箭发动机壳体封头处的堵盖(后法兰)结构示意图。
[0017]图6是本专利技术的固体火箭发动机壳体封头、金属接头(前法兰)、螺栓连接、堵盖(后法兰)的连接组件示意图，该结构组件关于图示中心线对称。
[0018]图7是图6中的局部放大图。
[0019]图8是本专利技术的固体火箭发动机壳体封头处的梯形槽密封结构示意图。
[0020]图9是本专利技术的固体火箭发动机壳体封头处的金属接头2(前法兰)结构示意图。
[0021]图10是本专利技术的固体火箭发动机壳体封头处的堵盖5(后法兰)结构示意图。
具体实施方式
[0022]下面结合附图及具体实施例对本专利技术做进一步的介绍。
[0023]图1
‑
图5，为现有的固体火箭发动机封头处法兰密封连接结构，用于连接发动机的喷管组件，主要由壳体封头1、金属接头2(前法兰)、连接螺栓4、堵盖5(后法兰)组成，其中3是堵盖上端面，6为堵盖与金属接头下端定位面，该结构与发动机整体关于图1的中心线对称，为了详细说明图3中的结构，在此没有将图1中的中心线画出。
[0024]结合6
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图10，本专利技术对上述密封连接结构进行改进，本实施例中将金属接头2和堵盖5之间密封槽的截面形状改为梯形，槽的上壁面8(外壁面)和左壁面9为金属接头2自身的一部分，堵盖5与金属接头2的下端定位面6构成密封槽的下壁面(内壁面)，堵盖5与金属接头2的右端定位面7则构成密封槽的右壁面，结合图9、图10，最终图8即为本专利技术的梯形密封槽结构。
[0025]当O形圈在梯形槽内受到内压后，会与密封槽的左壁面9和后法兰的表面7进行挤压而发生弹性变形，产生接触压力，当接触压力大于内压时即可实现密封。
[0026]对于该梯形槽，槽底处(内壁直角位置)采用了圆角过渡以此减小O形圈游动到该位置时的摩擦阻力。
[0027]对于梯形密封槽而言，根据压缩率的计算公式：
[0028]W＝(D
e
‑
h)/D
e (1)
[0029]其中，W是压缩率，D
e
是O型圈在自由状态下的截面直径，h是O型圈沟槽底到被密封表面的距离，即O型圈被压缩后的截面高度；
[0030]根据上述公式可见，对于梯形密封槽而言，如图8所示，O型圈被压缩后的截面高度h沿着梯形密封槽的斜边从下(内)往上(外)距离h是不断减小的，因此，梯形密封槽的压缩率W将不断增大。当发动机内高压燃气作用在梯形密封槽内的密封圈上时，O形圈被压缩后在截面高度小的地方将会产生较大的压缩量，可以提供较大的密封力，而在截面高度较大的地方压缩量较小，O形圈的压缩量过小或过大会都使得O形圈本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封结构，包括与壳体封头连接的金属接头、通过连接螺栓与金属接头连接的堵盖；所述金属接头上设有密封槽，用于放置密封圈；其特征在于，所述密封槽为截面形状为梯形的密封槽，密封槽的外壁面为为金属接头自身的一部分，密封槽的内壁面直接由堵盖的下端定位面后侧，密封槽的斜边从内壁向外壁逐渐减小；并且所述堵盖上设有一台阶，金属接头设有一凹槽，台阶与凹槽配合，用于限制堵盖在径向方向上的位移，以抑制堵盖的外翻。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体封头处的法兰密封...

【专利技术属性】
技术研发人员：李靖，马虎，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：