本实用新型涉及液体火箭发电机技术领域，具体为一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构。
背景技术：
推力室是火箭发动机中完成推进剂能量转化和产生推力的组件，液体火箭发动机的推力室由喷注器、燃烧室和喷管组成，液体火箭发电机推力室身部是液体火箭发电机必不可少的部件，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，为此亟需设计一种符合要求的推力室身部外壁结构，基于此，本实用新型设计了一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，以解决上述问题。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，以解决上述背景技术中提出的亟需设计一种符合要求的推力室身部外壁结构的问题。
为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁，所述圆柱段外壁固定连接在喉部段外壁左端，所述扩张段外壁固定连接在喉部段外壁右端，所述喉部段外壁中部设置中空腔，所述中空腔的外壁呈圆形均匀间隔密封插接有耐高温航空铜盒，所述耐高温航空铜盒的外壁之间焊接有带通槽的两组匹配的半圆套管，所述中空腔的外壁左侧上部通过锥形通孔填充焊接有两组堵块。
进一步的，所述圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁均采用gh4169材料。
进一步的，所述圆柱段外壁的右端面呈圆形均匀间隔垂直焊接有若干外壁带螺纹盲孔的钝头插柱，所述喉部段外壁的左端面设置有与钝头插柱相匹配的插孔，所述喉部段外壁的外壁左侧呈圆形分布有与插孔垂直相通的带焊块的阶梯螺纹通孔，所述阶梯螺纹通孔与钝头插柱之间通过限位螺栓连接。
进一步的，所述喉部段外壁和扩张段外壁之间通过相互配合的插块和插槽热铆联接。
进一步的，所述圆柱段外壁、喉部段外壁和扩张段外壁之间的连接缝隙采用熔焊固定。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本实用新型通过焊接将扩张段外壁、喉部段外壁、圆柱段外壁三段外壁连接在一起，形成一个整体，利用两组堵块的任一锥形通孔进行注液，另一个打开，使中空腔和耐高温航空铜盒内部集液，再满焊固定堵块，利用耐高温航空铜盒与两组配合的半圆套管组成气流通道进行散热，通过一体化设计，均流能力强、流阻损失小，且连接强度高。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例描述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实用新型的一些实施例，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为本实用新型结构示意图；
图2为图1中a处放大图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
圆柱段外壁1、喉部段外壁2、扩张段外壁3、中空腔4、耐高温航空铜盒5、半圆套管6、堵块7、钝头插柱100、插孔200、阶梯螺纹通孔201、限位螺栓202。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本实用新型保护的范围。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。
请参阅图1-2，本实用新型提供一种技术方案：一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括圆柱段外壁1、喉部段外壁2和扩张段外壁3，圆柱段外壁1固定连接在喉部段外壁2左端，扩张段外壁3固定连接在喉部段外壁2右端，喉部段外壁2中部设置中空腔4，中空腔4的外壁呈圆形均匀间隔密封插接有耐高温航空铜盒5，耐高温航空铜盒5的外壁之间焊接有带通槽的两组匹配的半圆套管6，中空腔4的外壁左侧上部通过锥形通孔填充焊接有两组堵块7。
其中，圆柱段外壁1、喉部段外壁2和扩张段外壁3均采用gh4169材料，强度大。
圆柱段外壁1的右端面呈圆形均匀间隔垂直焊接有若干外壁带螺纹盲孔的钝头插柱100，喉部段外壁2的左端面设置有与钝头插柱100相匹配的插孔200，喉部段外壁2的外壁左侧呈圆形分布有与插孔200垂直相通的带焊块的阶梯螺纹通孔201，阶梯螺纹通孔201与钝头插柱100之间通过限位螺栓202连接，利用其使圆柱段外壁1与喉部段外壁2连接牢固，同时定位，方便焊接。
喉部段外壁2和扩张段外壁3之间通过相互配合的插块和插槽热铆联接，操作简单、联接可靠、抗振、耐冲击。
圆柱段外壁1、喉部段外壁2和扩张段外壁3之间的连接缝隙采用熔焊固定，螺栓连接和铆接后再焊接，使连接牢靠。
本实施例的一个具体应用为：通过焊接将扩张段外壁3、喉部段外壁2、圆柱段外壁1三段外壁连接在一起，形成一个整体，利用两组堵块7的任一锥形通孔进行注液，另一个打开，使中空腔4和耐高温航空铜盒5内部集液，再满焊固定堵块7，利用耐高温航空铜盒5与两组配合的半圆套管6组成气流通道进行散热，最后通过扩散焊和氩弧焊将外壁整体与身部内壁连接在一起后实现其功能。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
以上公开的本实用新型优选实施例只是用于帮助阐述本实用新型。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本实用新型的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本实用新型。本实用新型仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。
1.一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括圆柱段外壁(1)、喉部段外壁(2)和扩张段外壁(3)，其特征在于：所述圆柱段外壁(1)固定连接在喉部段外壁(2)左端，所述扩张段外壁(3)固定连接在喉部段外壁(2)右端，所述喉部段外壁(2)中部设置中空腔(4)，所述中空腔(4)的外壁呈圆形均匀间隔密封插接有耐高温航空铜盒(5)，所述耐高温航空铜盒(5)的外壁之间焊接有带通槽的两组匹配的半圆套管(6)，所述中空腔(4)的外壁左侧上部通过锥形通孔填充焊接有两组堵块(7)。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，其特征在于：所述圆柱段外壁(1)、喉部段外壁(2)和扩张段外壁(3)均采用gh4169材料。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，其特征在于：所述圆柱段外壁(1)的右端面呈圆形均匀间隔垂直焊接有若干外壁带螺纹盲孔的钝头插柱(100)，所述喉部段外壁(2)的左端面设置有与钝头插柱(100)相匹配的插孔(200)，所述喉部段外壁(2)的外壁左侧呈圆形分布有与插孔(200)垂直相通的带焊块的阶梯螺纹通孔(201)，所述阶梯螺纹通孔(201)与钝头插柱(100)之间通过限位螺栓(202)连接。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，其特征在于：所述喉部段外壁(2)和扩张段外壁(3)之间通过相互配合的插块和插槽热铆联接。
5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，其特征在于：所述圆柱段外壁(1)、喉部段外壁(2)和扩张段外壁(3)之间的连接缝隙采用熔焊固定。