液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机的制作方法

本发明涉及液体火箭发动机领域，具体地，涉及液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机。

背景技术：

1、空间姿控液体火箭发动机为卫星、飞船、深空探测器等航天器提供姿态调整的动力，推进剂通过控制阀后在燃烧室内混合燃烧，产生高温高压的燃气，喷出后膨胀产生推力，燃烧室内燃气温度高达约2700℃，外壁温度约1200～1500℃。作为航天器实现推进功能的重要组成部分，发动机要求结构重量轻，空间紧凑，导致电磁阀至燃烧室之间温度梯度很大，散热空间有限，同时为了监测发动机在轨工作状态，喷注器法兰上表面通常会用热控胶粘贴固定热敏电阻。发动机持续点火工作时或者关机后，高温燃烧室会向上游导热，引起喷注器法兰以及电磁阀温度较高，对喷注器法兰上热控胶、电磁阀与喷注器法兰之间密封件以及电磁阀阀芯动作部件等非金属件的工作寿命和可靠性产生严重影响。

2、现阶段通过改进发动机内部喷注参数设计可以达到降低法兰和电磁阀温度的效果，但是迭代周期长，试验成本高。而且为了抵抗火箭飞行和在轨机动过程中的振动、冲击力学环境试验考核，喷注器法兰与高温燃烧室之间多采用实体焊接结构，以保证足够的结构强度，导致热阻较小。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机。

2、根据本发明提供的一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；

3、十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。

4、优选的，喷注器架上设有中心镂空结构和阀门支座镂空结构，多个中心镂空结构呈三角分布。

5、优选的，十字肋的高度与半圆形的直径相等。

6、优选的，隔热孔的孔径为十字肋高度的一半。

7、优选的，十字肋的高度为4-8mm，半圆形的直径为4-8mm，隔热孔的孔径为2-4mm。

8、优选的，十字肋、隔热孔以及喷注器架材料为7715d或tc4钛合金。

9、本发明还提供了一种液体火箭发动机，采用液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构。

10、优选的，喷注器架的底端与高温燃烧室采用高能束流焊接连接。

11、优选的，喷注器架顶部两侧分别对称布置有推进剂控制阀，推进剂控制阀与喷注器架上的阀门支座一一对应连接。

12、优选的，推进剂控制阀与水平线呈40°。

13、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

14、(1)本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；

15、(2)本发明通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。

技术特征：

1.一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，包括十字肋(1)、隔热孔(2)以及喷注器架(3)，所述隔热孔(2)位于所述十字肋(1)上，所述十字肋(1)连接于所述喷注器架(3)底端隔热块上；

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，所述喷注器架(3)上设有中心镂空结构(31)和阀门支座镂空结构(32)，多个所述中心镂空结构(31)呈三角分布。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，所述十字肋(1)的高度与所述半圆形(11)的直径相等。

4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，所述隔热孔(2)的孔径为所述十字肋(1)高度的一半。

5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，所述十字肋(1)的高度为4-8mm，所述半圆形(11)的直径为4-8mm，所述隔热孔(2)的孔径为2-4mm。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，其特征在于，所述十字肋(1)、所述隔热孔(2)以及所述喷注器架(3)材料为7715d或tc4钛合金。

7.一种液体火箭发动机，其特征在于，采用权利要求1-6任一项所述的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构。

8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机，其特征在于，所述喷注器架(3)的底端与高温燃烧室(4)采用高能束流焊接连接。

9.根据权利要求7所述的液体火箭发动机，其特征在于，所述喷注器架(3)顶部两侧分别对称布置有推进剂控制阀(5)，所述推进剂控制阀(5)与所述喷注器架(3)上的阀门支座一一对应连接。

10.根据权利要求9所述的液体火箭发动机，其特征在于，所述推进剂控制阀(5)与水平线呈40°。

技术总结
本发明提供了一种涉及液体火箭发动机领域的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。

技术研发人员：刘淑群,陈锐达,李剑锐,施浙杭,杨海洋,王世成,叶奕翔
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17