[实用新型]一种推力室身部组件结构及航天器推力室

说明书

本实用新型提供一种推力室身部组件结构及航天器推力室，至少包含经过二次加压处理的燃烧室和扩张段，所述燃烧室一端与所述扩张段一端连接，其中，所述燃烧室包含第一外壁和第一内壁，所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的第一通道；部分所述第一内壁位于所述第一外壁的内侧，在所述燃烧室靠近所述扩张段端，裸露在外的所述第一内壁的周向表面通过所述第一凸肋与外壁环连接，所述外壁环一端与所述第一外壁连接，另一端通过连接管件与所述扩张段的外表面连接。同现有技术相比，具有工艺简单，制造周期短，节约成本等优点。

技术领域

本实用新型涉及航天器发动机技术领域，特别涉及一种推力室身部组件结构及航天器推力室。

背景技术

航天器发动机技术随着航天产业的发展得到了快速升级。作为发动机的主要部件，推力室是完成推进剂能量转化和产生推力作用的关键部件。其中，推力室身部是航天器发动机中负责将燃料进行混合燃烧，产生高温高压燃气，进而燃气通过喉部加速排出，获得反推力的部件。推力室的身部为拉瓦尔型面结构，通常可以采用再生冷却技术对推力室进行降温。推力室由铣槽内壁和外壁组成，多条冷却通道位于铣槽内壁和外壁之间。通常情况下，两者内部在承受最高达60MPa的压力下不许有任何渗漏缺陷。

目前，在铣槽内壁和外壁连接有如下两种方法，一种是采用瞬间液相扩散钎焊与电铸镍工艺，但是此工艺具有工艺复杂与昂贵、周期长的缺点。另一种是推力室在制备过程采用铜钢异种合金热等静压扩散焊接，但是，在制造推力室过程中，经常会发生位于内壁上的凸肋无法承受高压而被压弯，进而使得通道坍塌的现象，而压力过小又无法完成凸肋与外壁可靠连接。

为了解决上述问题，本实用新型提供一种推力室身部组件结构及航天器推力室，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能。

发明内容

本实用新型的目的是提供一种推力室身部组件结构及航天器推力室，具有工艺简单，制造周期短，节约成本，可以大批量生产，提高产能等优点。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种推力室身部组件结构，至少包含经过二次加压处理的燃烧室和扩张段，所述燃烧室一端与所述扩张段一端连接，其中，

所述燃烧室包含第一外壁和第一内壁，所述第一内壁的外侧设有第一凸肋，所述第一凸肋的另一侧用于与所述第一外壁内表面紧贴连接，所述第一凸肋在所述第一外壁和所述第一内壁之间限定多条供冷却剂流通的第一通道；

部分所述第一内壁位于所述第一外壁的内侧，在所述燃烧室靠近所述扩张段端，裸露在外的所述第一内壁的周向表面通过所述第一凸肋与外壁环连接，所述外壁环一端与所述第一外壁连接，另一端通过连接管件与所述扩张段的外表面连接。

进一步的，所述外壁环由相互对称的两个半圆环结构对接而成。

进一步的，所述半圆环结构远离所述第一凸肋一侧表面设有凸起条，所述凸起条沿所述半圆环结构的周向表面与所述半圆环结构连接。

进一步的，所述凸起条与所述半圆环结构一体成型，或者为相互独立部件。

进一步的，当所述凸起条与所述半圆环结构为相互独立部件，两者焊接连接。

进一步的，所述凸起条的外形为半圆弧结构，所述凸起条的数量为A个，其中，2≤A≤6。

进一步的，所述扩张段包含第二外壁和第二内壁，所述第二内壁的外侧设有第二凸肋，所述第二凸肋的另一侧用于与所述第二外壁内表面紧贴连接，所述第二凸肋在所述第二外壁和所述第二内壁之间限定多条供冷却剂流通的第二通道。