一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构的制作方法

本发明涉及一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，属于液体火箭发动机领域。

背景技术

近代先进液体火箭发动机推力室身部内外壁的连接方式主要包括电铸和扩散焊两种方式。相比电铸方式，扩散焊的优点是：(1)外壁为一层高强度合金或特种钢如s-06等，强度高、重量轻，可以大幅减轻身部重量；(2)内壁、外壁可并行进行生产，内壁在进行铣刀开槽的过程中，外壁可进行本体及进出口孔的的加工，之后内壁、外壁的焊接仅需几天时间即可完成，因此整个生产周期相对电铸工艺大大缩短；(3)内壁、外壁采用扩散焊连接，其强度高于电铸方式。所以，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；而且为了避免对推力室身部内壁、外壁扩散焊焊缝的热影响，扩散焊焊缝附近不宜于后续再次进行焊接工序，这就为扩散焊推力室身部的设计制造又增加了一个难点。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，其除具有内壁及外壁装配性好、能够提高扩散焊焊缝质量外，通过集液环与圆柱段外壁的一体化设计使整体兼具较好的强度刚度性能、均流性好、压力损失小等优点，同时还有效减少了零件数量、避免了扩散焊焊缝附近可能的后续焊接、提高了推力室身部的可靠性。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁、集液环上盖；

所述喉部段外壁的一端与扩张段外壁连接；所述喉部段外壁的另一端与圆柱段外壁连接；所述圆柱段外壁上设有径向孔和集液槽；

所述集液环上盖与圆柱段外壁连接后形成集液腔；所述集液腔依次通过径向孔和集液槽与外部的内壁沟槽连通。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述集液环上盖的横截面为椭圆弧形。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述圆柱段外壁的横截面具有内凹形的槽；所述内凹形的槽为矩形或圆角矩形。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述径向孔的横截面为椭圆形。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述径向孔的深度不大于12mm。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述圆柱段外壁上设有多个径向孔，径向孔沿圆柱段外壁的周向均匀分布；且圆柱段外壁上设有径向孔的每个剖面内至少有两个平行径向孔。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述集液槽的横截面为矩形或圆角矩形。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述喉部段外壁内设有减重槽，所述减重槽沿喉部段外壁的周向垂直于推力室身部的中轴线或沿喉部段外壁的轴向平行于推力室身部的中轴线。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁、集液环上盖均采用gh4169材料。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述喉部段外壁分为第一喉部段外壁和第二喉部段外壁，第一喉部段外壁和第二喉部段外壁分别安装在外部的内壁外部后连接。

上述液体火箭发动机推力室身部外壁结构，所述扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁依次与外部的内壁装配后通过扩散焊连接。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明通过扩张段外壁、喉部段外壁及圆柱段外壁的分段设计，解决现有技术中内壁、外壁装配性差、扩散焊焊缝质量差的问题；

(2)本发明通过集液环下盖与圆柱段外壁的一体化设计，完全避免了扩散焊焊缝附近后续再次进行焊接工序影响其焊缝质量的问题；

(3)本发明通过采用三个集液腔、双排径向孔设计及集液环下盖与圆柱段外壁一体化设计，解决液体火箭发动机推力室扩散焊身部圆柱段燃烧室侧集液环难以实现的问题；

(4)本发明通过集液环下盖与圆柱段外壁的一体化设计及集液环三个集液腔、双排径向孔设计，使得集液环的强度刚度好、均流能力强、流阻损失小。

附图说明

图1为本发明液体火箭发动机推力室身部外壁结构的组成示意图；

图2为本发明的圆柱段外壁的局部与集液环上盖的组成示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4、集液环上盖5，如图1所示。

所述喉部段外壁3的一端与扩张段外壁2连接；所述喉部段外壁3的另一端与圆柱段外壁4连接，即所述扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4依次与外部的内壁1装配后，扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4通过扩散焊连接；所述圆柱段外壁4上设有径向孔7和集液槽6，如图2所示。

所述集液环上盖5的横截面为椭圆弧形，所述圆柱段外壁4的横截面具有内凹形的槽；所述内凹形的槽为矩形或圆角矩形。所述集液环上盖5与圆柱段外壁4连接后形成集液腔8；所述集液腔8依次通过径向孔7和集液槽6与外部的内壁沟槽连通，所述集液槽6的横截面为矩形或圆角矩形。

所述圆柱段外壁4上设有多个径向孔7，径向孔7沿圆柱段外壁4的周向均匀分布；且圆柱段外壁4上设有径向孔7的每个剖面内至少有两个平行径向孔7。所述径向孔7的横截面为椭圆形，所述径向孔7的深度不大于12mm。

所述喉部段外壁3内设有减重槽，所述减重槽沿喉部段外壁3的周向垂直于推力室身部的中轴线或沿喉部段外壁3的轴向平行于推力室身部的中轴线。所述喉部段外壁3分为第一喉部段外壁和第二喉部段外壁，第一喉部段外壁和第二喉部段外壁分别安装在内壁1外部后连接。

所述扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4、集液环上盖5均采用gh4169材料。

实施例：

一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4、集液环上盖5。其中圆柱段外壁4兼具了集液环下盖的功能。

喉部段外壁3的一端与扩张段外壁2连接；喉部段外壁3的另一端与圆柱段外壁4连接，即扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4依次与外部的内壁1装配后，扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4通过扩散焊连接；其中喉部段外壁3分为第一喉部段外壁和第二喉部段外壁，二者结构相同，便于实现喉部段外壁3的安装，第一喉部段外壁和第二喉部段外壁分别安装在内壁1外部后连接。圆柱段外壁4上设有径向孔7和集液槽6，径向孔7的排数与集液槽6的数量相等，一一配对；集液槽6为沿圆柱段外壁4周向的环槽。扩张段外壁2靠近推力室的尾部，圆柱段外壁4靠近推力室的头部。

集液环上盖5的横截面为半圆形，圆柱段外壁4的横截面具有内凹形的槽；内凹形的槽为圆角矩形。集液环上盖5与圆柱段外壁4连接后形成集液腔8；集液腔8依次通过径向孔7和集液槽6与外部的内壁沟槽连通，集液槽6的横截面为矩形。

本实施例中，圆柱段外壁4上设有2x100个径向孔7，径向孔7沿圆柱段外壁4的周向均匀分布；本实施例中圆柱段外壁4上设有径向孔7的每个剖面内有两个平行径向孔7。径向孔7的横截面为圆形，本实施例中径向孔7的深度为10mm。集液槽6的尺寸为1.1～1.3d(d为径向孔7的直径)，集液槽6和径向孔7的数量、尺寸使集液环的均流能力强、流阻损失小。

喉部段外壁3内设有减重槽，减重槽沿喉部段外壁3的周向垂直于推力室身部的中轴线。

扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4、集液环上盖5均采用gh4169材料。

本实施例中的外壁结构的安装方法为：

(1)先装配扩张段外壁2，再装配喉部段外壁3，其中喉部段外壁3分两部分，将其两部分安装组合后连接，最后装配圆柱段外壁1；

(2)通过焊接将扩张段外壁2、喉部段外壁3、圆柱段外壁4三段外壁连接在一起，形成一个整体；

(3)最后通过扩散焊和氩弧焊将外壁整体与身部内壁及集液环上盖连接在一起后实现其功能。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。