一种液体火箭发动机推力室身部的集液环的制作方法

本发明涉及一种液体火箭发动机推力室身部的集液环，属于液体火箭发动机领域。

背景技术

集液环作为推力室的关键部件，其作用是通过其实现推进剂的收集与分配。发动机对推力室集液环的设计要求主要包括三方面：(1)推进剂的流量分配均匀；(2)推进剂的压力损失小；(3)对于高压发动机，还要求集液环必须具备优良的强度及刚度。尤其对于依靠冷却剂流量的均匀分配进行可靠冷却热防护的液体火箭发动机推力室身部来说，集液环的设计好坏直接关系到发动机能否正常工作。

另外，对于推力室身部来说，集液环还有一个重要作用，即承受较高的燃烧室内压，以保证推力室的可靠工作。目前，对于大推力高室压液体火箭发动机电铸外壁身部，由于电铸镍的强度较低，如采用增加外壁厚度的方法提升强度，过厚的电铸镍外壁会导致发动机推质比大幅降低进而影响发动机性能并造成推力室生产周期过长，因此一般采用在较薄的电铸镍外壁外部焊接一层以高强度高温合金或特种钢为原材料的钢套的方案，比如我国的长五芯一级某型大推力发动机及国外航天飞机的主发动机ssme等液体火箭发动机均采用了此种方案。由于推力室身部的拉瓦尔型面结构，为方便装配钢套一般由两个半环焊接组成，但此种方案，钢套承受外力能力较差，而且为了降低制造成本多采用板材冲压成型，板材冲压制造无法精确保证钢套半环与电铸外壁型面的贴合精度，导致身部与推进剂接触区域的焊接密封性较差，我国某型发动机就曾多次出现密封失效的故障。

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的集液环，除具有均流性好、压力损失小、强度刚度好的优点外，还能够解决现有技术中具有钢套结构或相似结构液体火箭发动机推力室身部焊接密封性较差的问题。

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的集液环，包括集液环上盖、集液环下盖；所述集液环下盖上设有径向孔、集合槽；

所述集液环上盖的横截面为椭圆弧形；所述集液环下盖的横截面具有内凹形的槽；所述集液环上盖和集液环下盖连接后形成集液腔；所述集液腔通过径向孔与集合槽连通。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集合槽的横截面为半水滴状或梯形。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环下盖上设有多个径向孔，径向孔沿集液环下盖的周向均匀分布；所述径向孔为椭圆孔，径向孔的厚度不大于8mm。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环通过第一焊缝和第二焊缝与外部的推力室身部外壁密封连接。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，还包括检漏孔；所述第二焊缝位于集合槽和检漏孔之间。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环上盖和集液环下盖采用焊接连接。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集合槽通过外部的推力室身部外壁的通孔与外部的推力室身部内部的沟槽连通。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环上盖包括第一集液环上盖和第二集液环上盖，第一集液环上盖和第二集液环上盖连接后形成一个圆环。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环下盖为一体加工成型。

上述液体火箭发动机推力室身部的集液环，所述集液环下盖通过集液环下盖的支耳与外部钢套连接。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明的液体火箭发动机推力室身部的集液环，采用双集合腔结构，即集液腔和集液槽，增强了均流能力，且自身强度刚度好；

(2)本发明的液体火箭发动机推力室身部的集液环，采用半水滴或梯形设计，类似于单驼峰结构，流阻损失小，利于均流；

(3)本发明的通过减小径向孔的厚度，有效减小了沿程流阻的损失；

(4)本发明的集液环下盖采用锻件整体机加，与电铸外壁整体装配，装配间隙控制精度高、贴合间隙小，提高焊接密封性及承力能力。

附图说明

图1为本发明液体火箭发动机推力室身部的集液环的组成示意图；

图2为本发明液体火箭发动机推力室身部的集液环与推力室身部的位置、连接关系示意图。

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的集液环，包括集液环上盖1、集液环下盖2；所述集液环下盖2上设有径向孔7、集合槽8、检漏孔11，如图1所示。整个集液环均采用gh4169材料制成。

所述集液环上盖1的横截面为椭圆弧形；所述集液环下盖2的横截面具有内凹形的u型槽。所述集液环上盖1包括第一集液环上盖和第二集液环上盖，第一集液环上盖和第二集液环上盖连接后形成一个圆环。所述集液环下盖2为一体加工成型。所述集液环上盖1和集液环下盖2焊接连接后形成集液腔6。

所述集液环下盖2上设有多个径向孔7，径向孔7沿集液环下盖2的周向均匀分布，如图1所示；所述径向孔7为椭圆孔，径向孔7的厚度不大于8mm。所述集液腔6通过径向孔7与集合槽8连通。所述集合槽8的横截面为半水滴状或梯形，如图1和图2所示。

所述集液环通过第一焊缝9和第二焊缝10与外部的推力室身部外壁4密封连接。所述第二焊缝10位于集合槽8和检漏孔11之间。所述集合槽8通过外部的推力室身部外壁4的通孔与外部的推力室身部内部5的沟槽连通。所述集液环下盖2通过集液环下盖2的支耳与外部钢套3连接。

实施例：

一种液体火箭发动机推力室身部的集液环，通过单驼峰状集液槽8形成一个小集合腔以及径向孔7的优化设计，均流能力好、流阻损失小；具体包括集液环上盖1、集液环下盖2；集液环下盖2上设有径向孔7、集合槽8、检漏孔11。整个集液环均采用gh4169材料制成，其中集液环下盖2采用锻件整体机加，且集液环上盖1、集液环下盖2可以并行生产，有利于缩短加工周期。

集液环上盖1的横截面为半圆形；集液环下盖2的横截面具有内凹形的u型槽。集液环上盖1包括第一集液环上盖和第二集液环上盖，第一集液环上盖和第二集液环上盖连接后形成一个圆环。集液环下盖2为一体化设计、一体加工成型。集液环上盖1和集液环下盖2焊接连接后形成集液腔6。

集液环下盖2上设有100个径向孔7，径向孔7沿集液环下盖2的周向均匀分布，如图1所示；径向孔7为椭圆孔，本实施例中径向孔7的厚度为6mm。集液腔6通过径向孔7与集合槽8连通。集合槽8的横截面为半水滴状，如图1和图2所示。

集液环通过第一焊缝9和第二焊缝10与外部的推力室身部外壁4密封连接，第一焊缝9和第二焊缝10均为电子束焊缝。第二焊缝10位于集合槽8和检漏孔11之间。如果第一焊缝9未实现集液环与外部的推力室身部外壁4密封的情况，则在进行集液环煤油试验时，可视觉观察到图1中左侧第一焊缝9处泄漏煤油，如果第二焊缝10未实现集液环与外部的推力室身部外壁4密封的情况，则在进行集液环煤油试验时，可视觉观察到图1中检漏孔11中出现煤油。

集合槽8通过外部的推力室身部外壁4的通孔与外部的推力室身部内部5的沟槽连通。集液环下盖2通过集液环下盖2的支耳与外部钢套3连接。

本实施例的安装过程为：

(1)将集液环下盖2与推力室身部外壁4通过两处电子束焊缝焊接在一起，然后通过集液环下盖上2的检漏孔11通过煤油试验检查焊缝密封性；

(2)通过焊接将集液环下盖2与钢套3连接在一起；

(3)最后将集液环上盖1焊接集液环下盖2上实现其功能。

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。