一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构
一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴；喉部加强衬套装在内壁喉部位置后进行焊接，内壁套入到外壁内腔，内壁、外壁两端接触位置分别焊接，进口孔、出口孔与内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器、第二集合器分别固定在外壁两端，第一接管嘴、第二接管嘴分别固定在集合器焊接孔位置，内壁、喉部加强衬套、外壁相互接触部位为真空后进行整体扩散焊。本实用新型推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性。
实用新型
CN201621191553.0
2016-10-31
CN206206011U
2017-05-31
F02K9/62(2006.01)I
北京航天动力研究所
潘刚;丁兆波;张晋博;王仙;姬威信;赵世红;许晓勇;孙纪国;刘红珍;马志瑜;刘倩;卢明
100076 北京市丰台区南大红门路1号（北京9200信箱11分箱）
中国航天科技专利中心 11009
陈鹏
北京;11
一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，其特征在于包括推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)、第一集合器(4)、第二集合器(5)、第一接管嘴(6)、第二接管嘴(7)，其中推力室身部内壁(1)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部位置截面小于两端截面，推力室身部内壁(1)外表面设有多条沿母线方向的矩形通道，喉部加强衬套(2)为中空渐缩渐扩的拉瓦尔喷管状结构，喉部加强衬套(2)外表面沿母线方向均匀设有多条沟槽，喉部加强衬套(2)整体加工成型后沿轴线切割后得到第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套，推力室身部外壁(3)截面较小端为中空桶装结构、中间为中空扩张结构、截面较大端为中空桶装结构，推力室身部外壁(3)截面较小端加工出口孔，截面较大端加工进口孔；第一喉部加强衬套、第二喉部加强衬套分别装在推力室身部内壁(1)喉部位置后进行焊接，推力室身部内壁(1)套入到推力室身部外壁(3)内腔，使得推力室身部外壁(3)截面较小端与推力室身部内壁(1)截面较小端齐平、推力室身部外壁(3)截面较大端与推力室身部内壁(1)截面较大端齐平，推力室身部内壁(1)、推力室身部外壁(3)两端端面接触位置分别进行焊接，进口孔、出口孔与推力室身部内壁(1)外表面的矩形通道相通，第一集合器(4)焊接于推力室身部外壁(3)截面较小端，第二集合器(5)焊接于推力室身部外壁(3)截面较大端，第一接管嘴(6)焊接于第一集合器(4)的焊接孔位置，第二接管嘴(7)焊接于第二集合器(5)的焊接孔位置，第一接管嘴(6)、第二接管嘴(7)进行抽真空处理，使得推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)相互接触部位为真空状态，推力室身部内壁(1)、喉部加强衬套(2)、推力室身部外壁(3)进行整体扩散焊。