火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構的制作方法
【專利摘要】本發明公開了一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構，包括復合材料噴管延伸段和短噴管推力室，復合材料噴管延伸段上設有第一法蘭，第一法蘭與復合材料噴管延伸段一體成型，為向外擴張的錐形曲面，第一法蘭上均布若干光孔，光孔數目大于4個，短噴管推力室的噴管出口設置由第二法蘭，第二法蘭為錐形曲面，彎曲角度與第一法蘭相匹配，第二法蘭上均布與第一法蘭相同數目的螺紋孔，螺紋孔內側布置密封槽結構，復合材料噴管延伸段和短噴管推力室通過第一法蘭和第二法蘭連接，通過柔性石墨密封環密封，并通過螺栓加固。本發明實現了噴管延伸段與短噴管推力室的緊固連接，實現了噴管內高溫燃氣可靠密封。
【專利說明】
火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構
技術領域
[0001]本發明涉及航天器推進系統技術領域，具體是一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構。
【背景技術】
[0002]發動機是運載火箭、衛星等航天器的心臟，為航天器變軌調姿提供動力。噴管是火箭發動機的核心部件，將燃燒室內高溫燃氣的熱能轉化為動能，使發動機產生推力。為了提高火箭發動機的性能，通常需要采取增大噴管面積比方法，即采用噴管延伸段。對于傳統火箭發動機，噴管延伸段材料為鈮合金，采用焊接的方法與短噴管推力室連接。
[0003]基于碳纖維預制體技術，提出了陶瓷基復合材料噴管延伸段的加工方法。通過芯模布置碳纖維，實現碳纖維預成型，即為碳纖維預制體。將碳纖維預制體放入先驅體聚合物溶液中浸漬，再浸漬過的預制體進行高溫裂解，先驅體聚合物分解成增強碳纖維結構。經反復多次浸漬-高溫裂解過程后，預制體硬化形成C/SiC陶瓷基復合材料。C/SiC陶瓷基復合材料噴管延伸段具有輕質、耐高溫、高韌性、高比強、高比模、高損傷容限等優點。
[0004]縱觀國內外技術現狀，復合材料噴管延伸段與短噴管推力室多采用平面法蘭結構連接。平面法蘭連接方法雖有利于密封結構設計和螺栓等連接件安裝，但具有以下不足:
[0005]I)復合材料噴管的法蘭成型難度大；
[0006]2)法蘭處的軸向纖維含量少，導致其軸向強度低；
[0007]3)復合材料噴管延伸段與短噴管推力室之間法蘭連接結構空間尺寸大，增加結構重量。

【發明內容】

[0008]為了解決上述問題，本發明提供了一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，實現了噴管延伸段與短噴管推力室的緊固連接，實現了噴管內高溫燃氣可靠密封。
[0009]本發明的目的通過以下技術方案來實現:一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構，包括復合材料噴管延伸段和短噴管推力室，所述復合材料噴管延伸段上設有第一法蘭，所述第一法蘭與復合材料噴管延伸段一體成型，為向外擴張的錐形曲面，所述第一法蘭上均布若干光孔，所述第一法蘭的厚度為2mm?10mm，彎曲角度為25°?65°，光孔數目大于4個，短噴管推力室的噴管出口設置由第二法蘭，第二法蘭為錐形曲面，彎曲角度與第一法蘭相匹配，所述第二法蘭上均布與第一法蘭相同數目的螺紋孔，所述螺紋孔內側布置密封槽結構，所述復合材料噴管延伸段和短噴管推力室通過第一法蘭和第二法蘭連接，通過柔性石墨密封環密封，并通過螺栓加固。
[0010]其中，所述柔性石墨密封環為錐形曲面，放置于第二法蘭的密封槽內。
[0011]其中，所述第一法蘭的厚度為5mm，錐面彎曲角度為45°，在復合材料噴管硬化前加工18個用于連接螺栓的Φ 9光孔。
[0012]其中，所述短噴管推力室為不銹鋼材料，錐面彎曲角度45°，所述第二法蘭上加工18個Μ8螺紋孔。
[0013]其中，所述第一法蘭和第二法蘭通過螺栓固定連接，螺栓4均布在第一法蘭、第二法蘭周圍。
[0014]其中，所述螺栓4與第一法蘭之間設置有卡環和彈簧墊片，螺栓、卡環、彈簧墊片的材料可以不同。
[0015]與現有技術相比，本發明具有以下有益效果:
[0016]可以降低復合材料噴管延伸段的法蘭的加工難度，降低復合材料噴管延伸段加工成本，具有良好的經濟效益;可以增加噴管延伸段的法蘭處軸向碳纖維含量，提高噴管延伸段的法蘭軸向強度;復合材料噴管延伸段與短噴管推力室之間法蘭連接結構緊湊，外形美觀，同時有利于結構減重;柔性石墨具有良好的彈性，可以補償熱膨脹引起的法蘭連接結構變形;這種錐面法蘭連接結構，可以輔助推力室軸線定位，實現復合材料噴管延伸段與短噴管推力室軸向連接最優化對齊。本發明拓展性強，不僅可以用于火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的連接，而且可以用于其他高溫環境下金屬結構與非金屬結構之間的連接。
【附圖說明】
[0017]圖1為本發明實施例一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構的結構示意圖；
[0018]圖2是圖1中A的局部放大圖。
[0019]圖中:1-復合材料噴管延伸段，2-短噴管推力室，3-柔性石墨密封環，4-螺栓，5-卡環，6-彈簧墊片。
【具體實施方式】
[0020]下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明的保護范圍。
[0021]如圖1-圖2所示，本發明實施例提供了一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構，包括復合材料噴管延伸段I和短噴管推力室2，所述復合材料噴管延伸段I上設有第一法蘭，所述第一法蘭與復合材料噴管延伸段I一體成型，為向外擴張的錐形曲面，所述第一法蘭上均布若干光孔，所述第一法蘭的厚度為2mm?10mm，彎曲角度為25°?65°，光孔數目大于4個，短噴管推力室2的噴管出口設置由第二法蘭，第二法蘭為錐形曲面，彎曲角度與第一法蘭相匹配，所述第二法蘭上均布與第一法蘭相同數目的螺紋孔，所述螺紋孔內側布置密封槽結構，所述復合材料噴管延伸段I和短噴管推力室2通過第一法蘭和第二法蘭連接，為了避免復合材料噴管延伸段I法蘭和短噴管推力室2的噴口法蘭之間直接接觸，通過柔性石墨密封環3密封，并通過螺栓4加固。
[0022]所述柔性石墨密封環3為錐形曲面，柔性石墨密封環3的寬度為5_，厚度為2mm，壓縮率25%，放置于第二法蘭的密封槽內，法蘭結構安裝時，壓縮柔性石墨密封環3，法蘭為錐面結構，可以輔助復合材料噴管延伸段I軸線方向定位，實現復合材料噴管延伸段I與短噴管推力室2軸線最優化對齊。
[0023]所述第一法蘭的厚度為5mm，錐面彎曲角度為45°，在復合材料噴管硬化前加工18個用于連接螺栓的Φ9光孔。
[0024]所述短噴管推力室2為不銹鋼材料，錐面彎曲角度45°，所述第二法蘭上加工18個M8螺紋孔。
[0025]所述第一法蘭和第二法蘭通過螺栓4固定連接，螺栓4均布在第一法蘭、第二法蘭周圍。
[0026]為了使源于螺栓4的擰緊力矩均布在第一法蘭上，所述螺栓4與第一法蘭之間設置有卡環5，卡環5厚度2mm，錐面彎曲角度45°，均布18個連接螺栓的Φ9光孔;為了防止螺栓松動，螺栓4和卡環5之間采用了彈簧墊片5;
[0027]根據高溫燃氣溫度情況確定，螺栓4和卡環5的工作溫度，選取螺栓4和卡環5材料，JG1201合金。為了保證高溫燃氣密封可靠和法蘭連接緊固，嚴格控制螺栓4的擰緊力矩，17± IN.m0
[0028]以上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發明并不局限于上述特定實施方式，本領域技術人員可以在權利要求的范圍內做出各種變形或修改，這并不影響本發明的實質內容。
【主權項】
1.一種火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接結構，其特征在于，包括復合材料噴管延伸段和短噴管推力室，所述復合材料噴管延伸段上設有第一法蘭，所述第一法蘭與復合材料噴管延伸段一體成型，為向外擴張的錐形曲面，所述第一法蘭上均布若干光孔，所述第一法蘭的厚度為2mm?10mm，彎曲角度為25°?65°，光孔數目大于4個，短噴管推力室的噴管出口設置由第二法蘭，第二法蘭為錐形曲面，彎曲角度與第一法蘭相匹配，所述第二法蘭上均布與第一法蘭相同數目的螺紋孔，所述螺紋孔內側布置密封槽結構，所述復合材料噴管延伸段和短噴管推力室通過第一法蘭和第二法蘭連接，通過柔性石墨密封環密封，并通過螺栓加固。2.如權利要求1所述的火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，其特征在于，所述柔性石墨密封環為錐形曲面，放置于第二法蘭的密封槽內。3.如權利要求1所述的火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，其特征在于，所述第一法蘭的厚度為5_，錐面彎曲角度為45°。4.如權利要求1所述的火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，其特征在于，所述短噴管推力室為不銹鋼材料，錐面彎曲角度45°，所述第二法蘭上加工18個M8螺紋孔。5.如權利要求1所述的火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，其特征在于，所述第一法蘭和第二法蘭通過螺栓4固定連接，螺栓均布在第一法蘭、第二法蘭周圍。6.如權利要求1所述的火箭發動機復合材料噴管延伸段與短噴管推力室的新型連接方法，其特征在于，所述螺栓與第一法蘭之間設置有卡環和彈簧墊片。
【文檔編號】F02K9/97GK105888885SQ201610345895
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月23日
【發明人】陳明亮, 徐輝, 陳泓宇, 劉昌國, 劉彥杰
【申請人】上海空間推進研究所