[实用新型]一种推力室总体耐压试验用密封装置

说明书

本实用新型公开了一种推力室总体耐压试验用密封装置，包括：密封部件，所述密封部件的外周部具有与推力室壳体的喉部下游内表面相配合的锥面，所述锥面上设有至少一道与所述喉部下游内表面接触密封的密封圈；支撑部件，所述支撑部件的周边部位用于与所述推力室壳体的喷口固定连接，所述支撑部件的中部设有螺纹孔；传力丝杠，所述传力丝杠的一端抵接于所述密封部件，并通过所述外螺纹与所述支撑部件的螺纹孔螺纹连接。该密封装置能够正确模拟推力室壳体的受力状态，准确考核推力室的壳体结构及焊缝的强度。

技术领域

本实用新型涉及航空航天火箭发动机技术领域，特别是在火箭发动机推力室总体耐压试验中使用的密封装置。

背景技术

火箭发动机推力室是组织推进剂燃烧，并将高温、高压燃气转化为高速燃气，从而产生反作用推力的装置。

如图1所示，广义上的推力室由头部18、燃烧室19、喷管延伸段20组成，头部18与燃烧室19、燃烧室19与喷管延伸段20之间的连接一般采用焊接或者法兰连接方式。其中，头部18与燃烧室19组成的部件称为短喷管推力室(在本发明中简称推力室)。

在推力室生产过程中，需对推力室总体进行高于工作压力的耐压强度试验考核，以验证推力室结构及焊缝的总体承载能力。由于喉部以下的燃气经过膨胀加速后压力降低，因此，总体强度试验时，只需要将整个推力室喉部截面以上(燃气流动方向为下，与燃气流动相反方向为上)的内腔进行封闭加压即可，对喉部以下的部位不需要进行考核。因此，推力室耐压试验必须从喉部附近将推力室内腔进行封闭。

如图2所示，一种典型的推力室总体耐压试验装置主要由上压板11、下压12、多根丝杠13、各丝杠13两端的压紧螺母14、密封杆15、密封盘16、以及橡胶圈17等部件构成。

通过丝杠13和压紧螺母14产生预紧力，预紧力通过密封杆15传递至密封盘16，使O型橡胶圈17压紧在推力室内壁面，从而实现将高压介质密封在推力室内腔。

该试验装置存在以下不足：内腔压力作用下，沿轴线方向的力主要由丝杠承受，推力室壳体在轴线方向基本不受力，与真实的受力状态不符，无法准确考核推力室壳体结构及焊缝的强度。

实用新型内容

为解决现有耐压试验装置无法准确考核推力室壳体强度的问题，本实用新型提出一种推力室总体耐压试验用密封装置，以正确模拟推力室壳体的受力状态，准确考核推力室的壳体结构及焊缝的强度。

为实现上述目的，本实用新型提供一种推力室总体耐压试验用密封装置，包括：

密封部件，所述密封部件的外周部具有与推力室壳体的喉部下游内表面相配合的锥面，所述锥面上设有至少一道与所述喉部下游内表面接触密封的密封圈；

支撑部件，所述支撑部件的周边部位用于与所述推力室壳体的喷口固定连接，所述支撑部件的中部设有螺纹孔；

传力丝杠，所述传力丝杠的一端沿着将所述密封部件压紧的方向抵接于所述密封部件，所述传力丝杠上设有外螺纹并通过所述外螺纹与所述支撑部件的螺纹孔螺纹连接，所述传力丝杠穿过所述支撑部件向外伸出的一端设有旋拧操作部。

优选地，所述密封部件包括：

密封锥，所述密封锥的外周部形成所述锥面，所述锥面上设有用于容纳所述密封圈的密封槽；

球碗螺母，所述球碗螺母一端连接于所述密封锥的外端部，另一端设有用于与所述传力丝杠的一端相抵接的球形凹坑。

优选地，所述密封锥的一端设有第一六边形部位，另一端设有用于与所述球碗螺母连接的螺纹孔。

优选地，所述球碗螺母的一端设有与所述密封锥连接的外螺纹，另一端设有第二六边形部位，所述球形凹坑位于所述第二六边形部位的中心处。