一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法与流程

本发明涉及火箭发动机的紧固防松。

背景技术：

火箭发动机燃烧室内工作环境温度范围广，高低温交变迅速，力学条件严酷，且对产品可靠性、结构尺寸及重量有严格的要求，防松比较困难。普通防松措施存在结构复杂、重量大、可靠性差、高温失效、不可拆卸以及拆卸易造成零部件机械损伤等缺点，不适用于火箭发动燃烧室。

目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，适用于需拆卸维修但操作空间狭小、力学条件恶劣、温度交变大等防松困难的使用环境，解决了现有防松措施可靠性差、高温失效、不可拆卸、拆卸次数有限以及拆卸易造成零部件机械损伤等缺点，具有防松可靠、结构简单、拆卸方便和可重复拆装的优点。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种应用于火箭发动机的放松方法，采用异形沉孔、异形垫片、点焊以及紧固件，通过限制紧固件周向转动防止其松动，达到防松作用。装配状态下，异形垫片放置于异形沉孔内，二者不可沿紧固件周向发生相对转动；同时，异形垫片与紧固件点焊为一体，二者不可发生相对位移。需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件，最后拆卸被连接的零部件。再次使用时，首先更换异形垫片和紧固件，然后装配预紧，最后点焊。

本发明与现有技术相比，其优点在于：

结构紧凑简单，适用于力学条件恶劣、温度交变大、工作温度高等环境，可以拆卸维护，具有防松可靠、可重复拆装等优点，降低了使用成本。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明的纵向剖面结构示意图；

图2是异性沉孔结构示意图；

图3是图2的俯视图；

图4是异性垫片结构示意图；

图5是图4的俯视图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

图1是本发明火箭发动机防松措施的纵剖面结构示意图，本发明实施例为一种应用于火箭发动机燃烧室的防松方法，采用由异形沉孔1、异形垫片2、点焊3以及紧固件4组成的装置完成，通过限制紧固件4周向转动防止其松动，达到防松作用。

装配状态下，异形垫片2放置于异形沉孔1内，二者不可沿紧固件4周向发生相对转动。同时，异形垫片2与紧固件4点焊为一体，二者不可发生相对位移。

需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件4，最后拆卸被连接的零部件。

再次使用时，首先更换异形垫片2和紧固件4，然后装配预紧，最后点焊。

如图2～图5所示，本发明一实施例的异性沉孔1、异性垫片2上均设置有能够防止二者在周向上发生相对转动的限位模块，分别是限位沉孔11和限动凸起21。限位沉孔11与限动凸起21配合严密，制止了异形沉孔1与异形垫片2在周向上发生相对转动。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。