一种发动机推力室的密封装置及其安装方法及一种发动机与流程

1.本技术涉及航天火箭液体发动机技术领域，尤其涉及一种发动机推力室的密封装置及其安装方法及一种发动机。


背景技术：

2.推力室是液体火箭发动机产生推力的重要组件，主要有燃烧室(包含喷注器)和喷管组成，推进剂在燃烧室中转化为高温高压燃烧产物，经过喷管以高速排出，产生推力。液体火箭发动机完成总装后，需要对整个发动机进行密封及气密检测，以验证发动机密封的可靠性。由于推力室与大气相连，处于敞开状态，因此需要对推力室喉部进行密封。
3.推力室喷管一般采用拉瓦尔形式，基本上是一个轴对称的薄壁结构，推力室密封及气密检测装置一般安装在推力室喷管直径最小的喉部。由于气密检测是在发动机总装完成后进行，推力室周围空间狭小，因此要求推力室密封及气密检测装置结构要简单，轻巧，便于安装。目前常用的密封及气密检测装置一般用在喉部直径较小的推力室喷管上，对于大推力的液体火箭发动机，其推力室喷管喉部直径较大，要求密封及气密检测装置能够有效安全的密封，并且对推力室喷管内壁不产生有害损伤，因此需要设计一种安全可靠的推力室密封装置。


技术实现要素：

4.本技术的目的在于提供一种发动机推力室的密封装置及安装方法及气密检测方法，以在一定程度上解决火箭发动机推力室喷管密封的技术问题。
5.为解决上述技术问题，本技术采用如下技术方案：
6.本技术实施例的第一方面提供了一种发动机推力室的密封装置，用于对推力室的喷管进行密封，包括：支撑台，所述支撑台周向设置有至少两个支撑杆；卡紧组件，所述卡紧组件的一端可调节的与所述支撑杆远离所述支撑台的一端连接，所述卡紧组件的另一端与推力室的喷管内壁贴合；连接壳体，与所述卡紧组件连接，所述连接壳体的外壁与推力室喷管内壁贴合；充气壳体，与所述连接壳体远离所述卡紧组件的一端连接，所述充气壳体与推力室喷管内壁贴合。
7.在一些实施例中，所述卡紧组件包括：调节单元，可活动的设置于所述支撑杆远离所述支撑台的一端；卡紧块，通过第一螺栓与所述调节单元连接。
8.在一些实施例中，所述调节单元包括套筒，所述套筒的一端与所述支撑杆螺纹连接，所述套筒的另一端设有与所述卡紧块连接，通过调节所述套筒与支撑杆的螺纹连接位置，实现所述卡紧块位置的调节。
9.在一些实施例中，当调节单元调节至卡紧块与推力室的喷管内壁完全贴合后，所述卡紧块通过第二螺栓与所述连接壳体固定连接。
10.在一些实施例中，所述连接壳体与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫；所述卡紧块与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫。
11.在一些实施例中，所述连接壳体通过第三螺栓与所述充气壳体连接，所述连接壳体与所述充气壳体的连接处设有密封圈。
12.在一些实施例中，所述密封装置还包括检测组件，所述检测组件安装于所述连接壳体，所述检测组件用于协助推力室进行气密性实验。
13.在一些实施例中，所述检测组件包括接管嘴，所述接管嘴的一端与连接壳体中部螺纹连接，所述接管嘴的另一端伸出至所述充气壳体外侧，所述接管嘴上安装有堵头。
14.本技术实施例的第二方面提供了一种发动机推力室的密封装置的安装方法，包括以下步骤：将卡紧组件安装于支撑杆，将支撑台放置于推力室的喷管内；通过调节卡紧组件与支撑杆的按位置，使卡紧组件与推力室的喷管内壁贴合；在卡紧组件下端安装连接壳体，使连接壳体外壁与推力室喷管内壁相适应，完全贴合压紧；将充气壳体安装至连接壳体下端，然后将检测组件安装至连接壳体。
15.本技术实施例的第三方面提供了一种发动机，所述发动机的推力室内设有所述的密封装置。
16.由上述技术方案可知，本技术至少具有如下优点和积极效果：
17.本技术中的一种发动机推力室的密封装置，可以适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
18.本技术中的一种发动机推力室的密封装置的安装方法，可以适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
19.本技术中一种发动机，通过设置密封装置，适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
21.图1为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的结构爆炸示意图；
22.图2为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的结构剖视图；
23.图3为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的安装示意图之一；
24.图4为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的安装示意图之二；
25.图5为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的安装示意图之三；
26.图6为根据实施例的一种发动机推力室的密封装置的安装示意图之四。
27.附图标记说明如下：100、支撑台；110、支撑杆；200、卡紧组件；210、卡紧块；220、套筒；230、第一螺栓；240、第二螺栓；300、连接壳体；310、密封圈；320、第三螺栓；400、充气壳体；500、检测组件；510、接管嘴。
具体实施方式
28.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。
29.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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。
30.术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”、“第三”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
31.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“连通”、“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，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
32.请参阅图1和图2。
33.图1是本技术实施例中的一种发动机推力室的密封装置的结构爆炸示意图，图2是本技术实施例中的一种发动机推力室的密封装置的结构剖视图，如图所示，该装置包括：支撑台100，所述支撑台100周向设置有至少两个支撑杆110；卡紧组件200，所述卡紧组件200的一端可调节的与所述支撑杆110远离所述支撑台100的一端连接，所述卡紧组件200的另一端与推力室的喷管内壁贴合，所述卡紧组件200用于对推力室的喷管内壁进行一次卡紧；连接壳体300，与所述卡紧组件200连接，所述连接壳体300的外壁与推力室喷管内壁贴合，所述连接壳体300用对推力室的喷管内壁进行一次密封和二次卡紧；充气壳体400，与所述连接壳体300远离所述卡紧组件200的一端连接，所述充气壳体400与推力室喷管内壁贴合,所述充气壳体400用对推力室的喷管内壁进行二次密封；本装置可以适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件200可调节的与支撑杆110连接，通过将卡紧组件200收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件200伸长与喷管内壁进行贴合固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体300和充气壳体400进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
34.在本实施例中，所述支撑台100采用轻质金属材料制成，具体的，所述支撑台100采
用铝合金或者不锈钢制成。
35.在本实施例中，所述支撑杆110设有6组。
36.在本实施例中，所述卡紧组件200包括：调节单元，可活动的设置于所述支撑杆110远离所述支撑台100的一端；卡紧块210，通过第一螺栓230与所述调节单元连接。通过调整调节单元的位置，调节密封装置的整体体积。
37.在本实施例中，所述调节单元包括套筒220，所述套筒220的一端与所述支撑杆110螺纹连接，所述套筒220的另一端设有与所述卡紧块210连接，通过调节所述套筒220与支撑杆110的螺纹连接位置，实现所述卡紧块210位置的调节。在本实施例的具体实施过程中，所述支撑杆110上设有螺纹，通过套筒220在支撑杆110上旋转调节套筒220的位置。
38.在本实施例中，当调节单元调节至卡紧块210与推力室的喷管内壁完全贴合后，所述卡紧块210通过第二螺栓240与所述连接壳体300固定连接。
39.在本实施例中，所述连接壳体300与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫。在增加接触摩擦的同时可以有效避免对推力室喷管内壁产生损伤，结构安全可靠。
40.在本实施例中，所述卡紧块210与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫。在增加接触摩擦的同时可以有效避免对推力室喷管内壁产生损伤，结构安全可靠。
41.在本实施例中，所述连接壳体300通过第三螺栓320与所述充气壳体400连接，所述连接壳体300与所述充气壳体400的连接处设有密封圈310。通过密封圈310增加连接壳体300与充气壳体400之间的气密性。
42.在本实施例中，所述密封装置还包括检测组件500，所述检测组件500安装于所述连接壳体300，所述检测组件500用于协助推力室进行气密性实验。
43.在本实施例中，所述检测组件500包括接管嘴510，所述接管嘴510的一端与连接壳体300中部螺纹连接，所述接管嘴510的另一端伸出至所述充气壳体400外侧，所述接管嘴510上安装有堵头。
44.在本实施例中，当需要对对推力室进行气密性试验时，在接管嘴510上拧紧堵头，进行实验；当需要对推力室进行充气增压实验和放气泄压试验时，去除接管嘴510上的堵头，在不拆卸密封装置的情况下可以对推力室进行气密性实验，避免多次拆装，方便进行气密检测试验。
45.本实施例的第二方面提供了一种发动机推力室的密封装置的安装方法，包括以下步骤：
46.s1：将卡紧组件200安装于支撑杆110，将支撑台100放置于推力室的喷管内；
47.具体的，先将六个卡紧组件200分别安装在六个支撑杆110上，通过旋转套筒220使卡紧组件200可以在支撑杆110上自由伸缩；如图3所示，为了便于安装，先将套筒220旋转至螺纹最大处，使支撑台100与卡紧组件200的整体体积达到最小，可以自由穿过推力室喷管喉部。
48.s2：通过调节卡紧组件200与支撑杆110的按位置，使卡紧组件200与推力室的喷管内壁贴合；
49.具体的，如图4所示，通过旋转套筒220，使套筒220压紧卡紧块210，使卡紧块210与推力室喷管内壁相适应，完全贴合压紧。安装过程中注意卡紧块210带螺纹连接孔的一侧向下。
50.s3：在卡紧组件200下端安装连接壳体300，使连接壳体300外壁与推力室喷管内壁相适应，完全贴合压紧；
51.具体的，如图5所示，卡紧块210与连接壳体300之间通过第二螺栓240连接，使连接壳体300外壁与推力室喷管内壁相适应，完全贴合压紧。
52.s4：将充气壳体400安装至连接壳体300下端，然后将检测组件500安装至连接壳体300；
53.具体的，如图6所示，先将密封圈310安装至连接壳体300与充气壳体400之间，然后通过第三螺栓320连接充气壳体400与连接壳体300；最后将接管嘴510通过外螺纹与充气壳体400中心的螺纹孔连接，在接管嘴510上安装堵头。
54.本实施例的第三方面提供了一种发动机，所述发动机的推力室内设有所述的密封装置。通过设置密封装置，适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行贴合固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
55.由上述技术方案可知，本技术至少具有如下优点和积极效果：
56.本技术中的一种发动机推力室的密封装置，可以适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行贴合固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
57.本技术中的一种发动机推力室的密封装置的安装方法，可以适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行贴合固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
58.本技术中一种发动机，通过设置密封装置，适用于火箭喷管喉部直径较大的推力室，由于卡紧组件可调节的与支撑杆连接，通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行贴合固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，密封效果好，本装置结构简单，使用方便，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
59.以上仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种发动机推力室的密封装置，用于对推力室的喷管进行密封，其特征在于，包括：支撑台，所述支撑台周向设置有至少两个支撑杆；卡紧组件，所述卡紧组件的一端可调节的与所述支撑杆远离所述支撑台的一端连接，所述卡紧组件的另一端与推力室的喷管内壁贴合；连接壳体，与所述卡紧组件连接，所述连接壳体的外壁与推力室喷管内壁贴合；充气壳体，与所述连接壳体远离所述卡紧组件的一端连接，所述充气壳体的外壁与推力室喷管内壁贴合。2.根据权利要求1所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述卡紧组件包括：调节单元，可活动的设置于所述支撑杆远离所述支撑台的一端；卡紧块，通过第一螺栓与所述调节单元连接。3.根据权利要求2所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述调节单元包括套筒，所述套筒的一端与所述支撑杆螺纹连接，所述套筒的另一端设有与所述卡紧块连接，通过调节所述套筒与支撑杆的螺纹连接位置，实现所述卡紧块位置的调节。4.根据权利要求2所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，当调节单元调节至卡紧块与推力室的喷管内壁完全贴合后，所述卡紧块通过第二螺栓与所述连接壳体固定连接。5.根据权利要求2所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述连接壳体与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫；所述卡紧块与所述推力室内壁的接触的外表面设有橡胶垫。6.根据权利要求1所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述连接壳体通过第三螺栓与所述充气壳体连接，所述连接壳体与所述充气壳体的连接处设有密封圈。7.根据权利要求1所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述密封装置还包括检测组件，所述检测组件安装于所述连接壳体，所述检测组件用于协助推力室进行气密性实验。8.根据权利要求7所述的一种发动机推力室的密封装置，其特征在于，所述检测组件包括接管嘴，所述接管嘴的一端与连接壳体中部螺纹连接，所述接管嘴的另一端伸出至所述充气壳体外侧，所述接管嘴上安装有堵头。9.基于权利要求1～8任意一项所述的一种发动机推力室的密封装置的安装方法，其特征在于，包括以下步骤：将卡紧组件安装于支撑杆，将支撑台放置于推力室的喷管内；通过调节卡紧组件与支撑杆的按位置，使卡紧组件与推力室的喷管内壁贴合；在卡紧组件下端安装连接壳体，使连接壳体外壁与推力室喷管内壁相适应，完全贴合压紧；将充气壳体安装至连接壳体下端，然后将检测组件安装至连接壳体。10.一种发动机，其特征在于，所述发动机的推力室内设有如权利要求1～8任意一项所述的密封装置。

技术总结
本申请公开了一种发动机推力室的密封装置及其安装方法及一种发动机，涉及航天火箭液体发动机技术领域，包括：支撑台，所述支撑台周向设置有至少两个支撑杆；卡紧组件，所述卡紧组件的一端可调节的与所述支撑杆远离所述支撑台的一端连接，所述卡紧组件的另一端与推力室的喷管内壁贴合；连接壳体，与所述卡紧组件连接，所述连接壳体的外壁与推力室喷管内壁贴合；充气壳体，与所述连接壳体远离所述卡紧组件的一端连接，所述充气壳体与推力室喷管内壁贴合。通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。力室的密封问题。力室的密封问题。


技术研发人员：李标 胡如意 刘岳 朱景文 丁康 卢安军 彭彦召
受保护的技术使用者：航天科工火箭技术有限公司
技术研发日：2023.03.29
技术公布日：2023/6/7