一种固液火箭发动机远程泄压结构的制作方法

本发明属于火箭发动机增压输送系统领域，具体来说，是一种用于火箭上紧急泄压的远程泄压结构。

背景技术：

增压输送系统是火箭和飞行器设计中一个很重要和复杂的部分，对火箭、飞行器系统性能、安全和可靠性具有很大影响。

中小型固液火箭发动机常采用挤压式输送系统，挤压式输送系统一般包括高压气瓶、氧化剂贮箱、电爆阀、增压泄出阀等部件，其气瓶、贮箱外壁直接作为火箭的气动外形。

火箭在加注增压完成后，进入待发射流程，紧急情况下可能会终止发射过程，需要将高压氮气泄出，再进行后续各项操作，保证人员和设备的安全。

以往的设计，阀门管路均安装在蒙皮内部。紧急情况时，需要操作人员在火箭附近拆卸蒙皮，然后进行泄压操作。由于终止发射原因的不确定性，这种泄压方式会对人员或设备产生一定的危险。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提出一种固定在蒙皮上的远程泄压结构，可实现紧急情况下远程泄压，泄压过程对设备影响小，能够突发情况下人员和设备的安全。

本发明固液火箭发动机远程泄压结构，包括远程泄压电磁阀、泄压管路与卸放组件。

所述远程泄压电磁阀入口端连接气瓶，出口端连接泄压管路，远程泄压电磁阀得到指令开启后，气体由远程泄压阀进入泄压管路，由泄压管路将高压气体由远程泄压电磁阀引流至安装于固液火箭发动机蒙皮上的卸放组件处。

卸放组件内部具有光孔段，内部设置有膜片；卸放组件内还具有螺纹段，螺纹段上部安装调整垫片，由调整垫片压紧膜片；螺纹段下部用来连接泄压管路。由此，高压气体在卸放口螺母内部冲破膜片后排出。

本发明专利的优点在于：

1、本发明固液火箭发动机远程泄压结构，可实现紧急情况下远程泄压，泄压过程对设备影响小，能够突发情况下人员和设备的安全。

2、本发明固液火箭发动机远程泄压结构，具有结构紧凑、质量轻的优点。

3、本发明固液火箭发动机远程泄压结构，蒙皮外部结构选用合适的气动外形设计，减小了飞行时对弹体气动力的影响。

4、本发明固液火箭发动机远程泄压结构，安装方便，不同高度调整垫片的设计提高了结构安装的适应性。

5、本发明固液火箭发动机远程泄压结构，采用破裂膜片设计，隔离了飞行过程的内外气流，极大减小了外流内蒙皮内阀门管路等器件的影响。

附图说明

图1为本发明固液火箭发动机远程泄压结构整体示意图；

图2为本发明固液火箭发动机远程泄压结构中泄压管路结构示意图；

图3为本发明固液火箭发动机远程泄压结构中卸放口螺母结构示意图；

图4为本发明固液火箭发动机远程泄压结构中外支撑结构。

图中：

1-远程泄压电磁阀 2-泄压管路 3-卸放口螺母

4-锁紧螺母

203-弯管 204-焊接嘴 301-卸放口螺母

302-调整垫片 303-膜片 304-光孔段

305-螺纹段

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的说明。

本发明提出一种固液火箭发动机远程泄压结构，用于高压气体远程泄压,包括远程泄压电磁阀1、泄压管路2、卸放组件3，如图1所示。

所述远程泄压电磁阀1用于控制气瓶内高压气体排出，其入口端连接气瓶，出口端连接泄压管路2，由泄压管路2将气瓶内高压气体由远程泄压电磁阀1引流至安装于固液火箭发动机蒙皮上的卸放组件3处。

所述泄压管路2选用不锈钢材料，由弯管201与焊接嘴202组成，如图2所示。其中，弯管201入口端与远程泄压电磁阀1的出口端同轴安装且连通，两者间通过螺母紧固，同时通过球头实现周向密封；弯管201的出口端与焊接嘴202同轴安装且连通，两者间同样通过螺母紧固，并通过球头实现周向密封；焊接嘴202用来连接卸放组件3。

所述卸放组件3包括用于将高压气体排出至固液火箭发动机蒙皮外。卸放组件3包括卸放口螺母301、调整垫片302与膜片303，如图1所示；其中，卸放口螺母301与调整垫片302选用不锈钢材料，膜片303选用纯铝材料。如图3所示，卸放口螺母301为筒状结构，具有上部小内径段与下部大内径段；大内径段内孔由上至下依次设计为光孔段304与螺纹段305。光孔段304内用于安放膜片303；螺纹段304内螺纹安装有调整垫片302，调整垫片302可设计为多个，且设计为不同高度，通过选用适合高度的调整垫片302，来调整泄压管路2焊接工艺引起的误差，便于卸放组件3与蒙皮的连接。

所述膜片303用于正常情况下固液火箭发动机蒙皮内外气体的隔离。膜片303表面刻有环形三角形截面槽306，在2MPa压力下破裂，用于正常情况下蒙皮内外的密封隔离。使得远程泄压电磁阀1开启后，高压气体进入卸放组件3内，使膜片303受到压力(2MPa)破裂后，将高压气体导出。所述调整垫片302用于将膜片303压紧至光孔段304内；调整垫片302为圆柱形结构，中心开有内六角通孔，用于形成气路便于高压气体通过，同时便于借助工具实现调整垫片302的螺纹连接；由此，通过工具插入调整垫片302的内六角螺孔旋紧调整垫片302，将膜片303压紧于光孔段304内，随后通过卸放口螺母301的内螺纹端与焊接嘴204端口外壁设计的外螺纹配合拧紧固定，实现卸放组件3与泄压管路2间的固定。上述小内径段的外径小于大内径段的外径，由此在小内径段与大内径段外壁间形成环形台阶面；小内径段安装于蒙皮上开设的通孔内，通过台阶面实现与蒙皮间的定位，且使小内径段顶部露出于蒙皮外壁；蒙皮上开孔直径大于小内径段外径1～2mm。小内径段顶部外壁设计有外螺纹，通过锁紧螺母4与外螺纹间配合拧紧后，将卸放口螺母301固定于固液火箭发动机蒙皮上，进而实现卸放组件3与固液火箭发动机蒙皮间的固定。锁紧螺母4上端面周向均布4个小孔，用于借助工具实现锁紧螺母4的螺纹连接。

上述小内径段的台阶面与蒙皮内侧面之间还安装有内支撑，锁紧螺母4与蒙皮外侧面之间安装有外支撑；其中内支撑为环形，采用较软材料制作，如聚四氟乙烯，用于填充卸放口螺母301的台阶面与蒙皮内侧面间的间隙，使卸放组件3与蒙皮内侧面压紧。外支撑5用来保证蒙皮外有一定的气动外形，减小蒙皮外凸起对火箭气动力的影响；同时还用来填充蒙皮外侧与锁紧螺母4的间隙，使锁紧螺母4与蒙皮外侧面压紧。上述外支撑5的身部501直径大于蒙皮上开孔直径1～2mm；且如图4所示，身部501的前后两端设计为朝向蒙皮倾斜的斜面502，且端部设计为尖端503，尖端503至身部601间圆滑过渡一体成型，由此尽可能减小对气动力的影响。身部501中心开孔用于套在卸放口螺母301的小内径段上，且开孔处设计有环形台阶，用于安放锁紧螺母4；锁紧螺母4拧紧后，锁紧螺母4外圈与环形台阶的内环面间隙配合，且锁紧螺母4上端面与外支撑5上表面以及卸放口螺母301小内径段上端面齐平。

上述卸放口螺母301的大内径段的外壁设计为六方结构，便于与调整垫片302以及焊接嘴204连接时的紧固；同时在小内径段的内孔设计为六角孔，用于小内径段与锁紧螺母4连接紧固时，从蒙皮外侧使用工具固定卸放口螺母301，便于紧固操作。