一种液体火箭发动机喷管结构的制作方法

本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体来说，是指一种液体火箭发动机喷管结构。

背景技术：

大推力上面级火箭发动机是发展航天运载技术不可或缺的一种发动机，该发动机既可以选用液体推进剂也可以选用固体推进剂，无论是液体火箭发动机还是固体火箭发动机增大喷管面积比都是提高发动机性能的最有效手段。随着喷管面积比的提高，喷管的尺寸也大幅增加，大面积比喷管不仅加工制造困难，而且随着结构尺寸的增大重量也大幅增加，导致了发动机的推质比急剧下降，大幅影响火箭的运载能力。单壁喷管方案设计加工制造简单、壁厚小、重量轻，无疑是上面级发动机的最佳选择。

但随着火箭运载需求的增加，火箭发动机的推力和性能要求越来越高，这就要求单壁喷管的结构尺寸需要相应的增加。由于大推力火箭发动机的燃气温度高以及单壁喷管技术的进步，目前先进的单壁喷管工作壁温接近2000k。如此之高的工作温度将对周围发动机结构和火箭尾部部件产生较大的辐射换热，这将严重影响发动机或者火箭的正常工作，严重时将会烧毁发动机或者火箭部件。因此，如何设计一种能够满足火箭热防护需求的结构方案，是本技术领域的技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机喷管结构，以解决现有技术中的单壁喷管由于工作温度过高而影响火箭正常工作的技术问题。

本发明解决该技术问题所采用的技术方案是：

一种液体火箭发动机喷管结构，包括推力室、单壁喷管以及防护件，其中：

所述推力室与所述单壁喷管相连接；

所述防护件与所述推力室和/或所述单壁喷管相连接，以隔离所述单壁喷管喷出的尾焰热量。

在上述技术方案的基础上，该液体火箭发动机喷管结构还可以做如下的改进。

可选的，所述防护件包括防护面板以及连接孔，所述防护面板通过所述连接孔连接于所述推力室与单壁喷管之间的侧壁上，所述防护面板位于所述推力室与单壁喷管之间。

可选的，所述推力室上设置有第一法兰，所述单壁喷管上设置有第二法兰，所述防护面板插入所述第一法兰与第二法兰之间，所述推力室、单壁喷管以及防护件通过连接件相连接。

可选的，所述连接件包括螺柱以及螺母，所述螺柱一端贯穿所述连接孔与第二法兰后与所述第一法兰螺纹连接固定，所述螺柱另一端与所述螺母配合，使所述推力室、单壁喷管以及防护件连接固定。

可选的，所述螺柱的轴向平行于所述推力室与单壁喷管连接位置的母线的切线方向，所述防护面板与所述螺柱轴向之间的夹角α为90°。

可选的，所述单壁喷管的侧壁与所述第二法兰之间设置有用于增强局部刚度的圆弧过渡部，所述圆弧过渡部在所述螺柱位置断开。

可选的，所述防护件面向所述单壁喷管喷出尾焰的一侧设置有镍层、铬层或者隔热涂层。

可选的，所述防护件的外径d2大于所述单壁喷管喷出尾焰一端的外径d1。

可选的，所述推力室与所述单壁喷管的侧壁之间设置有用于防止燃气外泄的密封圈，所述密封圈位于所述防护件的内侧。

可选的，所述防护件的材质为不锈钢或者c/c复合材料。

与现有技术相比，本发明提供的液体火箭发动机喷管结构具有的有益效果是：

本发明通过在液体火箭发动机的推力室和/或单壁喷管上设置防护件，通过防护件阻隔单壁喷管喷出的尾焰热量，能够有效防止尾焰的热量辐射到舱体内烧损电线等电子器件，本发明的防护件结构简单、生产制造方便，并且结构设计紧凑，并不影响液体火箭发动机的整体结构。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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。

图1是液体火箭发动机喷管结构的剖视结构示意图；

图2是图1中防护件的结构示意图；

图3是图1中推力室与单壁喷管连接的结构示意图。

图中：

1—推力室；2—单壁喷管；3—防护件；31—防护面板；32—连接孔；4—密封圈；5—螺柱；6—螺母；7—第一法兰；8—第二法兰；9—圆弧过渡部；d1—单壁喷管喷出尾焰一端的外径；d2—防护件的外径；α—防护面板与螺柱轴向之间的夹角。

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，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全面的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

实施例：

本发明提供一种液体火箭发动机喷管结构，如图1至图3所示，包括推力室1、单壁喷管2以及防护件3。其中，防护件3包括防护面板31与连接孔32。在推力室1的底部外径侧壁上一体加工成型有第一法兰7，在单壁喷管2的顶部外径侧壁上一体加工成型有第二法兰8。第一法兰7与第二法兰8之间开设有位置相对应的孔洞，防护面板31插入第一法兰7与第二法兰8之间，并且使连接孔32与第一法兰7和第二法兰8上的孔洞位置对齐，使用连接件将推力室1、单壁喷管2以及防护件3连接。

如图3所示，连接件包括螺柱5以及螺母6。第一法兰7上开设的孔洞为与螺柱5的螺牙适配的螺纹孔，第二法兰8上开设的孔洞既可以为螺纹孔，也可以为通孔。防护面板31插入第一法兰7与第二法兰8之间后，螺柱5的一端贯穿第二法兰8上开设的孔洞与连接孔32，然后与第一法兰7螺纹连接固定。螺柱5的另一端与螺母6配合，使推力室1、单壁喷管2以及防护件3连接固定。当然，也可以是第一法兰7上开设的孔洞为通孔，第二法兰8上开设的孔洞为螺纹孔。此时，螺柱5与螺母6的安装反向。

可以理解的是，当推力室1一侧的局部空间足够时，第一法兰7与第二法兰8上开设的孔洞均可以为通孔。采用螺栓贯穿通孔与连接孔32后，通过螺母6锁紧于螺栓的末端，同样能够将防护面板31安装在推力室1与单壁喷管2之间，并且将推力室1与单壁喷管2连接固定。

如图1至图3所示，螺柱5的轴向平行于推力室1与单壁喷管2连接位置的母线的切线方向，即螺柱5、第一法兰7以及第二法兰8的轴线或者法线均与液体火箭发动机喷管的母线保持同样的斜率。这样的设计使得推力室1与单壁喷管2连接的结构紧凑，能够有效减小第一法兰7与第二法兰8的外径，从而减小推力室1的重量，增大液体火箭发动机的推质比。防护面板31与螺柱5轴向之间的夹角α为90°，能够增大防护件3隔离单壁喷管2喷出的尾焰热量的面积。

可以理解的是，对于传统的液体火箭发动机，一般推力室1与单壁喷管2之间的法兰设置为水平结构，此时防护面板31既可以设计为平板式的结构，还可以设计为折板式的结构，使防护面板31与液体火箭发动机喷管的母线的切线方向垂直。

如图1至图3所示，防护件3由两块防护面板31围合而成，方便防护件3装配在推力室1与单壁喷管2之间。整个防护件3呈倒圆台形结构，若干连接孔32沿防护件3的内径均匀间隔分布。为了增大防护件3的热防护面积，防护件3的外径d2大于单壁喷管2喷出尾焰一端的外径d1。同时，在防护件3面向单壁喷管2喷出尾焰的一侧表面通过电镀或者热加工的方式设置有镍层或者铬层，还可以在防护件3面向单壁喷管2喷出尾焰的一侧表面喷涂耐高温的隔热涂层，以增加防护件3的热防护效果。防护件3的材质可以选用不锈钢等成本较低的材料，也可以选用c/c复合材料，能够减轻防护件3的重量。当然，防护件3还可以选用耐高温的合金钢制造而成。

如图3所示，单壁喷管2的侧壁与第二法兰8之间设置有用于增强局部刚度的圆弧过渡部9，圆弧过渡部9在螺柱5位置断开，方便单壁喷管2的生产制造。当然，在推力室1的侧壁与第一法兰7之间也可以设置用于增强局部刚度的圆弧过渡部9。为了防止燃气的外泄，在单壁喷管2的侧壁上开设有凹槽，凹槽内安装有密封圈4。当推力室1与单壁喷管2连接固定时，密封圈4密封于推力室1与单壁喷管2之间的侧壁上，能够避免燃气从推力室1与单壁喷管2之间的外泄，密封圈4位于防护件3的内侧。当然，凹槽既可以设置在推力室1上，也可以设置在单壁喷管2上。

本发明通过在推力室1与单壁喷管2之间设置防护件3，防护件3通过连接孔32安装在第一法兰7与第二法兰8之间，结构紧凑，充分利用了推力室1与单壁喷管2之间连接位置的空间，无需在推力室1或者单壁喷管2上再设置其余的连接点位，从而不会对液体火箭发动机的整体结构造成影响。防护件3阻隔单壁喷管2喷出的尾焰热量，能够有效防止尾焰的热量辐射到舱体内烧损电线等电子器件，从而保证了火箭发动机或者火箭零部件的正常运行。本发明的防护件3结构简单、生产制造方便，防护面板31倾斜向上，能够使单壁喷管2喷出的尾焰热量沿防护面板31排出，避免热量辐射聚集在防护面板31与单壁喷管2之间的夹角内。

可以理解的是，防护件3还可以设置在推力室1或者单壁喷管2上。或者，在推力室1、单壁喷管2以及推力室1与单壁喷管2之间设置多层防护件3，以形成对火箭发动机内电子器件、零部件的多级防护。当然，防护件3除了设计为板式结构外，还可以设计为圆台形的空心结构、板式结构与杆系支撑结构相结合等结构形式。

本发明在装配时，首先将密封圈4装入单壁喷管2侧壁上开设的凹槽内，再将防护件3放入推力室1与单壁喷管2之间，使连接孔32对齐第一法兰7与第二法兰8上的孔洞。通过螺柱5与螺母6的配合将推力室1、单壁喷管2以及防护件3连接固定，即完成防护件3的装配。

以上所述，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，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。