本實用新型涉及液體火箭發動機領域，特別是一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構。

背景技術：

推力室身部作為液體火箭發動機的重要組成部分，工作在高溫高壓大熱流燃氣環境下，結構可靠性要求極高。目前，國內外液體火箭發動機推力室身部制造主要采用擴散焊工藝和電鑄鎳工藝兩種方式。

擴散焊工藝是在推力室內壁上敷設釬料或過渡層，然后將推力室內外壁組裝至于擴散焊爐內進行高溫加壓焊接。目前為了方便將推力室內外壁裝配進行擴散焊焊接，通常采用的方式分為以下兩種:一是將推力室外壁分成兩瓣進行組裝；二是將推力室內壁分成兩段進行裝配，以上兩種方式雖然易于組裝，但由于外壁或內壁本身不是整體結構，存在推力室身部整體結構可靠性降低的缺陷。電鑄鎳工藝是在推力室內壁上鍍過渡層后直接電鑄相應厚度的鎳，一般為了加強推力室身部強度，電鑄鎳外側需要焊接加強鋼套，喉部段外側需要焊接加強環。電鑄鎳工藝雖然在國內外液體火箭發動機中應用較多，但也存在以下缺陷：一是電鑄鎳工藝下推力室身部各部件需要采用串行加工方式，生產周期長，制約火箭發動機的生產進度；二是電鑄鎳外壁與異種材料的焊接質量不易控制，極易由于焊接應力引起推力室內外壁脫粘，導致產品報廢；三是電鑄鎳剛性強，不利于推力室內壁熱應力的釋放，影響內壁的使用壽命；四是電鑄鎳在分多次進行電鑄成型時，易產生分層現象，影響推力室身部的整體強度。

技術實現要素：

本實用新型解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構，克服了現有的推力室結構在擴散焊工藝下需要外壁分瓣或內壁分段進行裝配、整體可靠性低的缺陷，以及電鑄鎳工藝下生產周期長、工藝可靠性差，和極易由于焊接應力引起內外壁脫粘，導致產品報廢的缺陷，提高推力室身部的整體可靠性和工藝可行性，同時縮短其生產周期。

本實用新型的技術解決方案是：一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構，包括推力室身部內壁、喉部加強襯套、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，其中

推力室身部內壁為中空漸縮漸擴的拉瓦爾噴管狀結構，喉部位置截面小于兩端截面，推力室身部內壁外表面設有多條沿母線方向的矩形通道，喉部加強襯套為中空漸縮漸擴的拉瓦爾噴管狀結構，喉部加強襯套外表面沿母線方向均勻設有多條溝槽，喉部加強襯套整體加工成型后沿軸線切割后得到第一喉部加強襯套、第二喉部加強襯套，推力室身部外壁截面較小端為中空桶裝結構、中間為中空擴張結構、截面較大端為中空桶裝結構，推力室身部外壁截面較小端加工出口孔，截面較大端加工進口孔；

第一喉部加強襯套、第二喉部加強襯套分別裝在推力室身部內壁喉部位置后進行焊接，推力室身部內壁套入到推力室身部外壁內腔，使得推力室身部外壁截面較小端與推力室身部內壁截面較小端齊平、推力室身部外壁截面較大端與推力室身部內壁截面較大端齊平，推力室身部內壁、推力室身部外壁兩端端面接觸位置分別進行焊接，進口孔、出口孔與推力室身部內壁外表面的矩形通道相通，第一集合器焊接于推力室身部外壁截面較小端，第二集合器焊接于推力室身部外壁截面較大端，第一接管嘴焊接于第一集合器的焊接孔位置，第二接管嘴焊接于第二集合器的焊接孔位置，第一接管嘴、第二接管嘴進行抽真空處理，使得推力室身部內壁、喉部加強襯套、推力室身部外壁相互接觸部位為真空狀態，推力室身部內壁、喉部加強襯套、推力室身部外壁進行整體擴散焊。

所述的推力室身部內壁為整體成型加工得到。

所述的推力室身部內壁外表面設有的矩形通道為通過銑切加工形成。

所述的推力室身部內壁外表面設有的矩形通道沿推力室身部內壁周向間隔均勻分布。

所述的推力室身部外壁為整體加工成型得到。

所述的外壁加工進口孔、出口孔是通過鉆孔或電火花方式加工。

本實用新型與現有技術相比的優點在于：

(1)本實用新型推力室夾層結構實現了內壁、外壁整體成型及整體裝配，避免了傳統的內外壁分瓣或分段方法造成的整體可靠性下降問題，有效提高了推力室身部的整體可靠性；

(2)本實用新型推力室夾層結構通過使用喉部加強襯套結構，與現有技術相比，在優化制造工藝的同時，還起到了喉部加強支撐的作用，省去了傳統的喉部加強環結構，提高了推力室身部的整體可靠性和工藝可行性；

(3)本實用新型推力室夾層結構包括的部件可以并行加工，相比傳統的電鑄鎳串行加工方式，有效縮短了推力室身部的生產周期，具有較好的適用價值。

附圖說明

圖1為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構組成示意圖；

圖2為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中內壁1結構示意圖；

圖3為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中喉部加強襯套2結構示意圖；

圖4為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中外壁3結構示意圖。

具體實施方式

本實用新型針對現有液體火箭發動機推力室結構在擴散焊工藝下需要外壁分瓣或內壁分段進行裝配、整體可靠性低的缺陷，以及電鑄鎳工藝下生產周期長、工藝可靠性差，和極易由于焊接應力引起內外壁脫粘，導致產品報廢的缺陷，提出了一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構，本實用新型推力室夾層結構不僅實現了推力室身部內、外壁的整體成型，并進行整體裝配，提高了推力室身部的整體可靠性；還由于推力室加強襯套起到了喉部加強支撐作用，省去了傳統的喉部加強環結構，與現有電鑄鎳工藝相比本實用新型還實現了推力室身部內、外壁和喉部加強襯套的并行加工，有效縮短了推力室身部的生產周期，另外，推力室身部的喉部加強襯套上溝槽的設計有助于減輕身部重量，具有較好的使用價值，下面結合附圖對本實用新型方法進行詳細說明。

如圖1所示為一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構，推力室夾層結構包括推力室身部內壁1、喉部加強襯套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，如圖2所示為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中內壁1結構示意圖，內壁1為中空漸縮漸擴的拉瓦爾噴管狀結構，中間部位(即喉部位置)截面小于兩端截面，喉部段型面為縮放形狀，為整體成型加工得到，內壁1外表面設有通過銑切加工形成的數條沿母線方向的矩形通道，各條通道沿周向間隔均勻分布。

如圖3所示為本實用新型一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中喉部加強襯套2結構示意圖，喉部加強襯套2也為中空漸縮漸擴的拉瓦爾噴管狀結構，其中，為減輕推力室身部重量，喉部加強襯套2外表面沿母線方向均勻設有多條溝槽，溝槽底面型面與推力室身部內壁1的喉部段型面保持一致，喉部加強襯套2為整體加工后沿軸線切割后得到。

如圖4所示為一種帶喉部加強襯套的液體火箭發動機推力室夾層結構中外壁3結構示意圖，外壁3靠近截面較小端為中空桶裝結構、中間為中空擴張結構、靠近截面較大端為中空桶裝結構，外壁3經原材料整體成型得到，在零件狀態通過鉆孔或電火花方式在對應內壁1矩形通道位置加工進口孔、出口孔。

在整體成型的內壁1的喉部段位置裝配分為兩瓣的喉部加強襯套2，然后對分為兩瓣的喉部加強襯套2進行焊接，接下來將整體成型的外壁3從內壁1的截面較小端套入，使得外壁3截面較小、大的一端分別與內壁1截面較小、大的一端齊平，并對內壁1與外壁3兩端端面接觸位置分別進行焊接，下一步將第一集合器4焊接于外壁3截面較小端外側凸臺位置，將第二集合器5焊接于外壁3截面較大端外側凸臺位置，最后將第一接管嘴6和第二接管嘴7分別焊接于第一集合器4和第二集合器5留有的焊接孔位置，進而得到組合件，對裝配完成的組合件進行抽真空處理，使得內壁1、喉部加強襯套2、外壁3三部件間相互接觸部位為真空狀態，最后對內壁1、喉部加強襯套2、外壁3三部件進行整體擴散焊，完成液體火箭發動機推力室夾層結構制作。

本實用新型說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。