[实用新型]一种用于推力室的密封试验装置

说明书

本实用新型提供一种用于推力室的密封试验装置，包括彼此配合的承压壳体、密封圈和压环，由所述承压壳体、所述密封圈和所述压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；其中所述承压壳体包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；所述压环的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；所述密封圈设置在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间。该密封试验装置既能有效借助喷管喉部上方扩张型面结构进行承力，又能自由穿过收口结构的喉部，体积小，质量轻，安装便捷。

技术领域

本实用新型涉及火箭发动机推力室的气密性试验的领域，具体涉及一种用于推力室的密封试验装置。

背景技术

液体火箭发动机推力室喷管一般是扩-收-扩的拉瓦尔结构，通过喷注器将推进剂雾化，推进剂在燃烧室进行燃烧，并将高温高压燃气转化为高速燃气从喷管喷出，从而产生反作用推力。在推力室组装成火箭发动机后，需要对发动机整机系统进行严格的气密试验考核，以验证密封的可靠性。试验时需要密封推力室喉部对系统形成封闭腔，然后注入压缩空气，待压力显示稳定后，在其表面检查是否存在渗漏现象。

由于气密试验是在火箭发动机整机状态下进行，推力室外围布置了复杂的元器件和管路，因此要求推力室喉部密封装置尽量体积小，结构简单，便于操作，能有效避开外围空间干涉。目前常见的密封装置主要针对喷管喉部直径相对较小的喷管，不能应用于喉部直径稍大一些的喷管；或这些密封装置是在推力室单体状态下进性密封使用的，体积过于庞大，不适用于火箭发动机整机状态。

鉴于此，亟需设计一种安全可靠、结构简单便于操作的火箭发动机推力室的密封试验装置。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种火箭发动机推力室试验用密封装置。

本实用新型提供一种用于推力室的密封试验装置，包括彼此配合的承压壳体、密封圈和压环，由所述承压壳体、所述密封圈和所述压环组成的整体外侧壁与推力室的喷管喉部内壁相适应；其中所述承压壳体包含与推力室喷管喉部上方内壁面相适应的第一侧壁；所述压环的外沿包含与推力室喷管喉部下方内壁面相适应第二侧壁；所述密封圈设置在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间。

根据本实用新型的一个实施例，所述承压壳体为凹型结构的回转体。

根据本实用新型的一个实施例，所述承压壳体靠近其第一侧壁的位置还包括底座部分，所述承压壳体在所述底座部分的最大径向尺寸小于所述第一侧壁的径向尺寸，所述压环卡合地设置在所述底座部分沿径向方向的外侧，且所述密封圈设置在所述第一侧壁和所述第二侧壁彼此面对的端面之间。

根据本实用新型的一个实施例，所述火箭发动机推力室的密封试验装置还包括：三个以上的螺柱，均匀设置在所述底座部分，且每个螺柱的另一端穿过所述压环对应的位置；分别与所述螺柱一一对应的多个螺母，且每个螺母从所述压环的外侧安装在每个所述螺柱上且用于压紧所述压环。

根据本实用新型的一个实施例，所述火箭发动机推力室的密封试验装置还包括：安装手柄，固定设置在所述底座部分的中心位置。

根据本实用新型的一个实施例，所述火箭发动机推力室的密封试验装置还包括：连接嘴，贯穿所述底座部分靠近中心的位置，用于向所述承压壳体内部输送气体或液体。

根据本实用新型的一个实施例，所述承压壳体还包括：橡胶层，设置在所述承压壳体的第一侧壁上用于增加摩擦。

根据本实用新型的一个实施例，所述承压壳体的第一侧壁沿着周向设置多条第一限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第一限位槽。

根据本实用新型的一个实施例，所述承压壳体的上端面周向地设置第二限位槽，所述橡胶层适应性嵌入到所述第二限位槽。

根据本实用新型的一个实施例，所述密封圈为O型密封圈，其最大外形尺寸不超过喷管喉部直径。