[实用新型]一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构

说明书

本实用新型公开了液体火箭发电机技术领域的一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁，圆柱段外壁固定连接在喉部段外壁左端，扩张段外壁固定连接在喉部段外壁右端，喉部段外壁中部设置中空腔，通过焊接将扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁三段外壁连接在一起，形成一个整体，利用两组堵块的任一锥形通孔进行注液，另一个打开，使中空腔和耐高温航空铜盒内部集液，再满焊固定堵块，利用耐高温航空铜盒与两组配合的半圆套管组成气流通道进行散热，通过一体化设计，均流能力强、流阻损失小，且连接强度高。

技术领域

本实用新型涉及液体火箭发电机技术领域，具体为一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构。

背景技术

推力室是火箭发动机中完成推进剂能量转化和产生推力的组件，液体火箭发动机的推力室由喷注器、燃烧室和喷管组成，液体火箭发电机推力室身部是液体火箭发电机必不可少的部件，近年来国内外各主要航天大国无一不将扩散焊推力室身部作为先进液体火箭发动机推力室的重点攻关方向，而推力室身部的外壁作为扩散焊推力室身部的核心零件，其结构设计的好坏直接影响到推力室身部内壁、外壁的可装配性及扩散焊的焊接质量，此外，对于扩散焊推力室身部圆柱段燃烧室侧的集液环而言，由于其需要承载很大的燃烧室内压及发动机的轴向推力，因此集液环面临着强度刚度性能、均流性好、压力损失小等诸多难点，为此亟需设计一种符合要求的推力室身部外壁结构，基于此，本实用新型设计了一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，以解决上述问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，以解决上述背景技术中提出的亟需设计一种符合要求的推力室身部外壁结构的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁，所述圆柱段外壁固定连接在喉部段外壁左端，所述扩张段外壁固定连接在喉部段外壁右端，所述喉部段外壁中部设置中空腔，所述中空腔的外壁呈圆形均匀间隔密封插接有耐高温航空铜盒，所述耐高温航空铜盒的外壁之间焊接有带通槽的两组匹配的半圆套管，所述中空腔的外壁左侧上部通过锥形通孔填充焊接有两组堵块。

进一步的，所述圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁均采用GH4169材料。

进一步的，所述圆柱段外壁的右端面呈圆形均匀间隔垂直焊接有若干外壁带螺纹盲孔的钝头插柱，所述喉部段外壁的左端面设置有与钝头插柱相匹配的插孔，所述喉部段外壁的外壁左侧呈圆形分布有与插孔垂直相通的带焊块的阶梯螺纹通孔，所述阶梯螺纹通孔与钝头插柱之间通过限位螺栓连接。

进一步的，所述喉部段外壁和扩张段外壁之间通过相互配合的插块和插槽热铆联接。

进一步的，所述圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁之间的连接缝隙采用熔焊固定。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本实用新型通过焊接将扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁三段外壁连接在一起，形成一个整体，利用两组堵块的任一锥形通孔进行注液，另一个打开，使中空腔和耐高温航空铜盒内部集液，再满焊固定堵块，利用耐高温航空铜盒与两组配合的半圆套管组成气流通道进行散热，通过一体化设计，均流能力强、流阻损失小，且连接强度高。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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。

图1为本实用新型结构示意图；

图2为图1中A处放大图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：