一种火箭发动机的推力室结构

1.本实用新型涉及火箭发动机领域，特别涉及一种火箭发动机的推力室结构。


背景技术：

2.火箭发动机的推力室结构是火箭发动机实现推进剂喷射雾化及燃烧组织的结构部分，属于火箭发动机的主要组成部分；
3.但是现有的火箭发动机的推力室结构在使用时存在着热量分布不均、固定结构安装不便等不足之处有待改善，首先，无法实现喷管渐扩段热量的均匀分布，导致了无法进行有效的热防护，降低了防隔热效果，其次，无法进行对接安装管与燃烧壳体的连接位置调节，为安装的精准微调带来了不便。


技术实现要素：

4.本实用新型的主要目的在于提供一种火箭发动机的推力室结构，可以有效解决背景技术提出的技术问题。
5.为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：
6.一种火箭发动机的推力室结构，包括连接喉管，所述连接喉管的上端安装有渐缩管，所述连接喉管的下端安装有渐扩管，所述渐扩管的外侧安装有密封防热环结构，所述渐缩管的上端安装有安装连接结构，所述安装连接结构的上端安装有燃烧壳体。
7.作为本实用新型的进一步方案，所述安装连接结构包括有对接安装管、收缩连接圈和收缩螺钉，对接安装管安装在渐缩管的上端，收缩连接圈安装在对接安装管的外侧，多个收缩螺钉安装在收缩连接圈的外侧。
8.作为本实用新型的进一步方案，所述收缩连接圈的底部与渐缩管固定连接，收缩螺钉贯穿至收缩连接圈的内部，对接安装管的下端与渐缩管贯通连接，对接安装管的上端与燃烧壳体贯通连接。
9.作为本实用新型的进一步方案，所述密封防热环结构包括有密封防热套、分布贴合管和导入管道，密封防热套安装在渐扩管的外侧，多个导入管道安装在密封防热套的下端，多个分布贴合管安装在导入管道的外侧。
10.作为本实用新型的进一步方案，所述分布贴合管与渐扩管的外侧贴合连接，多个分布贴合管垂直排列安装，密封防热套位于连接喉管的下方。
11.作为本实用新型的进一步方案，所述连接喉管、渐缩管和渐扩管的内部贯通连接，连接喉管、渐缩管和渐扩管之间通过一体成型固定连接。
12.与现有技术相比，本实用新型具有如下有益效果：通过设置的密封防热环结构，渐扩管进行喷射时，由密封防热套贴合在渐扩管的外侧起到密封防热的作用，并且多个分布贴合管同时贴合在渐扩管的外侧，分布贴合管吸收渐扩管的热量，再由导入管道与密封防热套建立连接，实现吸收渐扩管热量的均匀分布，更全面的进行隔热，更有效的热防护；
13.通过设置的安装连接结构，燃烧壳体通过对接安装管实现与渐缩管的连接，然后
对接安装管的外侧安装了收缩连接圈，收缩连接圈起到了对对接安装管连接位置进行调节的位置，通过上紧收缩螺钉，使收缩螺钉拉紧收缩连接圈收缩，实现收缩连接圈的形变，从而对对接安装管与燃烧壳体的连接位置进行调节，实现了精准安装的微调。
附图说明
14.图1为本实用新型一种火箭发动机的推力室结构的整体结构示意图；
15.图2为本实用新型一种火箭发动机的推力室结构的密封防热环结构的放大图；
16.图3为本实用新型一种火箭发动机的推力室结构的安装连接结构的放大图。
17.图中：1、连接喉管；2、渐缩管；3、渐扩管；4、密封防热环结构；5、密封防热套；6、分布贴合管；7、导入管道；8、安装连接结构；9、对接安装管；10、收缩连接圈；11、收缩螺钉；12、燃烧壳体。
具体实施方式
18.为使本实用新型实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本实用新型。
19.如图1-3所示，一种火箭发动机的推力室结构，包括连接喉管1，连接喉管1的上端安装有渐缩管2，连接喉管1的下端安装有渐扩管3，渐扩管3的外侧安装有密封防热环结构4，渐缩管2的上端安装有安装连接结构8，安装连接结构8的上端安装有燃烧壳体12。
20.在本实施例中，为了进行安装位置调节设置了安装连接结构8，安装连接结构8包括有对接安装管9、收缩连接圈10和收缩螺钉11，对接安装管9安装在渐缩管2的上端，收缩连接圈10安装在对接安装管9的外侧，多个收缩螺钉11安装在收缩连接圈10的外侧。
21.在本实施例中，收缩连接圈10的底部与渐缩管2固定连接，收缩螺钉11贯穿至收缩连接圈10的内部，对接安装管9的下端与渐缩管2贯通连接，对接安装管9的上端与燃烧壳体12贯通连接。
22.在本实施例中，为了进行密封防热设置了密封防热环结构4，密封防热环结构4包括有密封防热套5、分布贴合管6和导入管道7，密封防热套5安装在渐扩管3的外侧，多个导入管道7安装在密封防热套5的下端，多个分布贴合管6安装在导入管道7的外侧。
23.在本实施例中，分布贴合管6与渐扩管3的外侧贴合连接，多个分布贴合管6垂直排列安装，密封防热套5位于连接喉管1的下方。
24.在本实施例中，连接喉管1、渐缩管2和渐扩管3的内部贯通连接，连接喉管1、渐缩管2和渐扩管3之间通过一体成型固定连接。
25.需要说明的是，本实用新型为一种火箭发动机的推力室结构，在使用时，连接喉管1、渐缩管2和渐扩管3之间构成了推力室的喷射部分，燃烧壳体12为燃烧点燃部分，燃烧壳体12内的燃料点燃后，依次用过渐缩管2和连接喉管1最后通过渐扩管3喷出，实现燃料的燃烧和喷射。
26.本实用新型通过设置的密封防热环结构4，渐扩管3进行喷射时，由密封防热套5贴合在渐扩管3的外侧起到密封防热的作用，并且多个分布贴合管6同时贴合在渐扩管3的外侧，分布贴合管6吸收渐扩管3的热量，再由导入管道7与密封防热套5建立连接，实现吸收渐扩管3热量的均匀分布，更全面的进行隔热，更有效的热防护；通过设置的安装连接结构8，
燃烧壳体12通过对接安装管9实现与渐缩管2的连接，然后对接安装管9的外侧安装了收缩连接圈10，收缩连接圈10起到了对对接安装管9连接位置进行调节的位置，通过上紧收缩螺钉11，使收缩螺钉11拉紧收缩连接圈10收缩，实现收缩连接圈10的形变，从而对对接安装管9与燃烧壳体12的连接位置进行调节，实现了精准安装的微调。
27.以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本实用新型的原理，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型范围内。本实用新型要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。


技术特征：
1.一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：包括连接喉管(1)，所述连接喉管(1)的上端安装有渐缩管(2)，所述连接喉管(1)的下端安装有渐扩管(3)，所述渐扩管(3)的外侧安装有密封防热环结构(4)，所述渐缩管(2)的上端安装有安装连接结构(8)，所述安装连接结构(8)的上端安装有燃烧壳体(12)。2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：所述安装连接结构(8)包括有对接安装管(9)、收缩连接圈(10)和收缩螺钉(11)，对接安装管(9)安装在渐缩管(2)的上端，收缩连接圈(10)安装在对接安装管(9)的外侧，多个收缩螺钉(11)安装在收缩连接圈(10)的外侧。3.根据权利要求2所述的一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：所述收缩连接圈(10)的底部与渐缩管(2)固定连接，收缩螺钉(11)贯穿至收缩连接圈(10)的内部，对接安装管(9)的下端与渐缩管(2)贯通连接，对接安装管(9)的上端与燃烧壳体(12)贯通连接。4.根据权利要求1所述的一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：所述密封防热环结构(4)包括有密封防热套(5)、分布贴合管(6)和导入管道(7)，密封防热套(5)安装在渐扩管(3)的外侧，多个导入管道(7)安装在密封防热套(5)的下端，多个分布贴合管(6)安装在导入管道(7)的外侧。5.根据权利要求4所述的一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：所述分布贴合管(6)与渐扩管(3)的外侧贴合连接，多个分布贴合管(6)垂直排列安装，密封防热套(5)位于连接喉管(1)的下方。6.根据权利要求1所述的一种火箭发动机的推力室结构，其特征在于：所述连接喉管(1)、渐缩管(2)和渐扩管(3)的内部贯通连接，连接喉管(1)、渐缩管(2)和渐扩管(3)之间通过一体成型固定连接。

技术总结
本实用新型公开了一种火箭发动机的推力室结构，包括连接喉管，所述连接喉管的上端安装有渐缩管，所述连接喉管的下端安装有渐扩管，所述渐扩管的外侧安装有密封防热环结构，所述渐缩管的上端安装有安装连接结构，所述安装连接结构的上端安装有燃烧壳体，所述安装连接结构包括有对接安装管、收缩连接圈和收缩螺钉，对接安装管安装在渐缩管的上端，收缩连接圈安装在对接安装管的外侧。本实用新型所述的一种火箭发动机的推力室结构，能够实现吸收渐扩管热量的均匀分布，更全面的进行隔热，更有效的热防护，实现收缩连接圈的形变，从而对对接安装管与燃烧壳体的连接位置进行调节，实现了精准安装的微调。了精准安装的微调。了精准安装的微调。


技术研发人员：姚照辉 刘梦莹 毛军奎 谭慧俊 张天宏
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2021.11.04
技术公布日：2022/3/1