一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構的製作方法
2023-07-12 14:54:06 1
一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構的製作方法
【專利摘要】本發明公開了一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，包括推力室殼體和電磁閥，所述推力室殼體內設有殼體槽道，所述電磁閥上設有與殼體槽道相配合用於將電磁閥安裝於推力室殼體上的開放式密封槽道，所述殼體槽道由外向內依次由外漏密封O型圈導向面、外漏密封O形圈密封面、內漏密封O形圈導向面、內漏密封O形圈密封面和節流孔板安裝孔組成，所述節流孔安裝孔內安裝有節流孔板，所述推力室殼體內還設有將推進劑送入電磁閥的推進劑流道。本發明的上述技術方案的有益效果如下：結構簡單，技術合理，結構裝配工藝好，安裝方便，不僅密封效果好，密封效果更加可靠，並且重量更輕，尺寸更小。
【專利說明】一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構
【技術領域】
[0001]本發明涉及太空飛行器【技術領域】，特別是指一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構。
【背景技術】
[0002]密封結構是實現液體火箭發動機安全、正確、可靠工作的關鍵結構之一。在國外，美國的「挑戰者」號太空梭曾因密封結構故障，導致了機毀人亡的慘劇。我國在70年代至90年代發射失利的衛星中，有83%是由於密封結構失效導致的。為提高太空飛行器的安全性和可靠性，密封結構的研究與設計一直是國內外液體火箭發動機領域持久不衰的熱點問題。
[0003]近年來，空間推進系統對高壓、輕質、快響應液體火箭姿控發動機的性能、結構尺寸重量以及可靠性的要求越來越高。就密封結構設計而言，除了需要保證液體火箭姿控發動機密封可靠，漏率及可靠性指標符合要求外，還要儘量保證液體火箭發動機的高性能，如結構尺寸小、重量輕、工藝性好、熱相容性好等。傳統設計思想和設計準則已無法完全滿足上述多方面的綜合性需求。近年來，國內針對高壓液體密封系統開展了多種形式的密封結構設計，如球面法蘭O形圈密封、錐面法蘭O形圈密封、軟金屬密封、特形金屬密封等十幾種形式，取得了大量研究成果，但上述密封結構設計大多只從提高密封性能的角度出發，對於減少尺寸、減輕重量等方面的考慮較少。上海空間推進研究所在某高性能動力系統的研製中，開發了一種緊湊型O形圈密封結構，但是由於受到結構尺寸的嚴格限制，該密封結構裝配工藝性較差，容易損傷O形圈，造成系統漏率超差。例如，2013年2月，採用該密封結構的小推力發動機出現了系統級氣密試驗漏率超差的故障。通過分解超差產品，發現O形圈在安裝過程中出現了結構損傷，損傷部位局部密封比壓減小，從而導致發動機漏率超差。
[0004]綜上所述，兼顧密封性能、可靠性、結構尺寸重量、工藝性等多方面要求，研製出高性能密封結構是空間液體火箭姿控發動機的迫切需求。
【發明內容】
[0005]本發明要解決的技術問題是提供一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，兼顧密封性能、可靠性、結構尺寸重量、工藝性等多方面要求。
[0006]為解決上述技術問題，本發明的實施例提供一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，包括推力室殼體和電磁閥，所述推力室殼體內設有殼體槽道，所述電磁閥上設有與殼體槽道相配合用於將電磁閥安裝於推力室殼體上的開放式密封槽道，所述殼體槽道由外向內依次由外漏密封O型圈導向面、外漏密封O形圈密封面、內漏密封O形圈導向面、內漏密封O形圈密封面和節流孔板安裝孔組成，所述節流孔安裝孔內安裝有節流孔板，所述推力室殼體內還設有將推進劑送入電磁閥的推進劑流道。
[0007]作為優選，所述外漏密封O形圈導向面為一個光滑的錐面結構，錐角為10°?20° ,軸嚮導向長度1.5mm?2mm,所述內漏密封O形圈導向面為45°導角結構,所述外漏密封O形圈密封面和內漏密封O形圈密封面均為一個圓柱面。
[0008]作為優選，所述開放式密封槽道由外側向內依次由開放式內漏密封O形圈密封槽道和開放式外漏密封O形圈密封槽道組成，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道與外漏密封O形圈導向面相配合，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道與內漏密封O形圈導向面相配合。
[0009]作為優選，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道與外漏密封O形圈導向面之間設有外漏密封O形圈。
[0010]作為優選，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道與內漏密封O形圈導向面之間設有內漏密封O形圈。
[0011]作為優選，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道由第一封閉端和第一開放端組成，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道由第二封閉端和第二開放端組成，所述第一封閉端和第二封閉端均為圓柱形臺階結構，所述第一開放端和第二開放端均為圓柱面結構，所述第一開放端上設有與推進劑流道相配合的電磁閥進口平面，所述第二開放端上設有與節流孔板相配合的電磁閥出口平面。
[0012]作為優選，所述第一開放端與殼體槽道內壁形成間隙配合面，所述電磁閥出口平面與節流孔板形成貼緊配合面。
[0013]本發明的上述技術方案的有益效果如下:結構簡單，技術合理，結構裝配工藝好，安裝方便，不僅密封效果好，密封效果更加可靠，並且重量更輕，尺寸更小。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0014]圖1為本發明的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構實施例的結構示意圖。
[0015]圖2為圖1的透視圖。
[0016]圖3為圖2中推力室殼體結構示意圖。
[0017]圖4為圖2中電磁閥結構示意圖。
【具體實施方式】
[0018]為使本發明要解決的技術問題、技術方案和優點更加清楚，下面將結合附圖及具體實施例進行詳細描述。
[0019]本發明針對現有的不足提供一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，如圖1和圖3所不,包括推力室殼體5和電磁閥6,所述推力室殼體5內設有殼體槽道,所述電磁閥6上設有與殼體槽道相配合用於將電磁閥6安裝於推力室殼體5上的開放式密封槽道，所述殼體槽道由外向內依次由外漏密封O型圈導向面9、外漏密封O形圈密封面10、內漏密封O形圈導向面11、內漏密封O形圈密封面12和節流孔板安裝孔13組成，所述節流孔安裝孔13內安裝有節流孔板3，所述推力室殼體5內還設有將推進劑5送入電磁閥6的推進劑流道14。其中外漏密封O形圈導向面9為一個光滑的錐面結構，錐角為10°?20°，軸嚮導向長度1.5mm?2mm,所述內漏密封O形圈導向面11為45°導角結構,外漏密封O形圈導向面9與外漏密封O形圈密封面10保持光滑過渡，內漏密封O形圈導向面11與內漏密封O形圈密封面12保持光滑過渡，所述外漏密封O形圈密封面10和內漏密封O形圈密封面12均為一個圓柱面，其中外漏密封O形圈密封面10直徑、徑向長度需根據設計所選用的外漏密封O形圈規格進行設計計算，確保O形圈壓縮率、膨脹特性合理，內漏密封O形圈密封面12直徑、徑向長度需根據設計所選用的內漏密封O形圈規格進行設計計算，確保O形圈壓縮率、膨脹特性合理，
[0020]如圖1和如圖4所示，開放式密封槽道由外側向內依次由開放式內漏密封O形圈密封槽道18和開放式外漏密封O形圈密封槽道15組成，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道15與外漏密封O形圈導向面9相配合，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道18與內漏密封O形圈導向面11相配合。
[0021]如圖1所示，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道15與外漏密封O形圈導向面5之間設有外漏密封O形圈2。所述開放式內漏密封O形圈密封槽道18與內漏密封O形圈導向面11之間設有內漏密封O形圈I。
[0022]如圖4所示，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道15由第一封閉端16和第一開放端17組成，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道18由第二封閉端19和第二開放端20組成，所述第一封閉端16和第二封閉端19均為圓柱形臺階結構，所述第一開放端17和第二開放端20均為圓柱面結構，所述第一開放端上17設有與推進劑流道14相配合的電磁閥進口平面22，所述第二開放端20上設有與節流孔板3相配合的電磁閥出口平面21。第一封閉端16為圓柱形臺階結構，發動機工作時，液體推進劑將外漏密封O形圈2推向第一封閉端。第一開放端17為一個圓柱面，外漏密封O形圈2裝配時，從該第一開放端17進入，只需克服一個很小的拉伸量(3%?5%)，裝配工藝性好。第二封閉端19為圓柱形臺階結構。第二開放端20為一個圓柱面，發動機工作時，液體推進劑將外漏密封O形圈2推向第二開放端。內漏O形圈I裝配時，從該第二開放端進入，只需克服一個很小的拉伸量(3%?5% )，裝配工藝性好。
[0023]如圖3所示，所述第一開放端17與殼體槽道內壁形成間隙配合面7，引導液體推進劑進入外漏密封O形圈2的第一開放端17，將外漏密封O形圈2推向開放式密封槽道的第一封閉端16，避免外漏密封O形圈2 「擠縫」;所述電磁閥出口平面21與節流孔板形成貼緊配合面8，填滿了開放式密封槽道的第二開放端20的裝配間隙，避免內漏密封O形圈I 「擠縫」。
[0024]以上所述是本發明的優選實施方式，應當指出，對於本【技術領域】的普通技術人員來說，在不脫離本發明所述原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發明的保護範圍。
【權利要求】
1.一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，包括推力室殼體和電磁閥，所述推力室殼體內設有殼體槽道，所述電磁閥上設有與殼體槽道相配合用於將電磁閥安裝於推力室殼體上的開放式密封槽道，所述殼體槽道由外向內依次由外漏密封O型圈導向面、外漏密封O形圈密封面、內漏密封O形圈導向面、內漏密封O形圈密封面和節流孔板安裝孔組成，所述節流孔安裝孔內安裝有節流孔板，所述推力室殼體內還設有將推進劑送入電磁閥的推進劑流道。
2.根據權利要求1所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述外漏密封O形圈導向面為一個光滑的錐面結構，錐角為10°?20°，軸嚮導向長度1.5mm?2mm,所述內漏密封O形圈導向面為45°導角結構,所述外漏密封O形圈密封面和內漏密封O形圈密封面均為一個圓柱面。
3.根據權利要求2所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述開放式密封槽道由外側向內依次由開放式內漏密封O形圈密封槽道和開放式外漏密封O形圈密封槽道組成，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道與外漏密封O形圈導向面相配合，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道與內漏密封O形圈導向面相配合。
4.根據權利要求3所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道與外漏密封O形圈導向面之間設有外漏密封O形圈。
5.根據權利要求3所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道與內漏密封O形圈導向面之間設有內漏密封O形圈。
6.根據權利要求3或4或5所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述開放式外漏密封O形圈密封槽道由第一封閉端和第一開放端組成，所述開放式內漏密封O形圈密封槽道由第二封閉端和第二開放端組成，所述第一封閉端和第二封閉端均為圓柱形臺階結構，所述第一開放端和第二開放端均為圓柱面結構，所述第一開放端上設有與推進劑流道相配合的電磁閥進口平面，所述第二開放端上設有與節流孔板相配合的電磁閥出口平面。
7.根據權利要求6所述的一種輕小型液體火箭姿控發動機的密封結構，其特徵在於，所述第一開放端與殼體槽道內壁形成間隙配合面，所述電磁閥出口平面與節流孔板形成貼緊配合面。
【文檔編號】F02K9/60GK104405533SQ201410588389
【公開日】2015年3月11日 申請日期:2014年10月28日 優先權日:2014年10月28日
【發明者】葉超, 馬武軍, 邱金蓮, 唐梅, 柳珊, 劉志泉, 劉彥傑 申請人:上海空間推進研究所