本发明公开了一种液体火箭发动机推力室气密工装及其试验方法，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中的气密工装无法用于多种液体火箭发动机推力室试验的技术问题。该气密工装包括顶推装置、密封装置与固定装置，密封装置连接于顶推装置上；顶推装置螺纹连接在固定装置上；密封装置与顶推装置之间设置有密封座，密封装置连接在密封座上，密封座与顶推装置之间转动连接。本发明的液体火箭发动机推力室气密工装结构简单、操作方便，通过顶推装置将密封装置紧密贴合于推力室内部的喉部位置，能够有效实现液体火箭发动机推力室喉部的密封，更换不同尺寸的密封装置对不同直径的喉部位置进行密封，提高了气密工装液气压试验的适应性。
1.一种液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，包括顶推装置、密封装置以及固定装置，其中：
所述顶推装置螺纹连接在所述固定装置上，所述顶推装置的顶推方向朝向推力室（1）的喉部位置，所述顶推装置呈T形结构；
其中，所述密封装置与所述顶推装置之间设置有圆台形的密封座（11），所述密封座（11）与所述顶推装置之间设置有滚珠（12），所述顶推装置通过所述滚珠（12）相对于所述密封座（11）转动，所述密封座（11）斜边的倾斜角度小于所述推力室（1）喉部位置的倾斜角度，所述密封装置连接在所述密封座（11）上，所述顶推装置通过与所述固定装置的螺纹连接带动所述密封座（11）在所述推力室（1）内升降，使所述密封装置紧密贴合于所述推力室（1）的喉部位置，以密封所述推力室（1）。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述固定装置包括第一固定板（2）以及第二固定板（3），所述第一固定板（2）与第二固定板（3）之间设置有连接件，所述推力室（1）固定于所述第一固定板（2）与第二固定板（3）之间，所述顶推装置安装于所述第二固定板（3）上，所述密封装置位于所述推力室（1）内部。
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述连接件包括螺杆（4）与螺母（5），所述螺杆（4）贯穿于所述第一固定板（2）与第二固定板（3）之间，所述螺母（5）与螺杆（4）螺纹连接，以固定所述推力室（1）的位置。
4.根据权利要求2所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述顶推装置包括顶推件（6）以及承载件（7），所述顶推件（6）与承载件（7）相连接，所述顶推件（6）连接于所述第二固定板（3）上，所述密封座（11）转动连接于所述承载件（7）上，所述顶推件（6）通过所述承载件（7）带动所述密封装置向所述推力室（1）的喉部位置移动。
5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述第二固定板（3）上开设有螺纹孔，所述顶推件（6）为丝杠，所述顶推件（6）通过所述丝杠与螺纹孔的配合螺纹连接在所述第二固定板（3）上，所述顶推件（6）连接有用于控制所述顶推件（6）转动的旋转柄（8）。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述密封装置包括密封件（9）以及固定件（10），所述密封件（9）安装于所述密封座（11）上，所述固定件（10）与所述密封座（11）相连接，以固定所述密封件（9）的位置。
7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机推力室气密工装，其特征在于，所述密封件（9）为密封圈，所述固定件（10）将所述密封件（9）压紧在所述密封座（11）上。
8.一种液体火箭发动机推力室气密工装的试验方法，其特征在于，使用权利要求1至7中任一项所述的液体火箭发动机推力室气密工装，固定所述推力室（1）的位置，将所述顶推装置朝向所述推力室（1）的喉部位置顶推，使所述密封装置紧密贴合于所述推力室（1）的喉部位置。
一种液体火箭发动机推力室气密工装及其试验方法
技术领域
[0001] 本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体来说，是指一种液体火箭发动机推力室气密工装及其试验方法。
背景技术
[0002] 液体火箭发动机推力室属于典型的拉瓦尔型面结构，在推力室的生产以及发动机装配试验过程中，需要密封推力室的喉部以开展液气压试验工作，由于推力室独特的喉部结构形状，使推力室的喉部密封成为科研难点。
[0003] 现有技术中，传统的液体火箭发动机推力室气密工装一般是在推力室的出口位置设置法兰，通过在法兰位置设置密封圈并且连接气流通道来实现推力室的密封和气密试验，不仅结构复杂、操作不便，并且针对不同推力室出口直径需要使用不同大小的法兰和工装零件，使得液体火箭发动机推力室的气密试验需要对气密工装进行选型，为液体火箭发动机快速化、型谱化、低成本的研制带来了很大的不便，已严重的影响了我国航天工程的发展。
发明内容
[0004] 有鉴于此，本发明的目的在于克服现有技术的不足，第一方面，提供一种液体火箭发动机推力室气密工装，以解决现有技术中的气密工装无法用于多种液体火箭发动机推力室试验的技术问题。
[0005] 本发明解决该技术问题所采用的技术方案是：
[0006] 一种液体火箭发动机推力室气密工装，包括顶推装置、密封装置以及固定装置，其中：
[0007] 所述密封装置连接于所述顶推装置上；
[0008] 所述顶推装置螺纹连接在所述固定装置上，所述顶推装置的顶推方向朝向推力室的喉部位置；
[0009] 其中，所述密封装置与所述顶推装置之间设置有具有斜边的密封座，所述密封座斜边的倾斜角度小于所述推力室喉部位置的倾斜角度，所述密封装置连接在所述密封座上，所述密封座与所述顶推装置之间转动连接，所述顶推装置通过与所述固定装置的螺纹连接带动所述密封座在所述推力室内升降，使所述密封装置紧密贴合于所述推力室的喉部位置，以密封所述推力室。
[0010] 在上述技术方案的基础上，该液体火箭发动机推力室气密工装还可以做如下的改进。
[0011] 可选的，所述固定装置包括第一固定板以及第二固定板，所述第一固定板与第二固定板之间设置有连接件，所述推力室固定于所述第一固定板与第二固定板之间，所述顶推装置安装于所述第二固定板上，所述密封装置位于所述推力室内部。
[0012] 可选的，所述连接件包括螺杆与螺母，所述螺杆贯穿于所述第一固定板与第二固定板之间，所述螺母与螺杆螺纹连接，以固定所述推力室的位置。
[0013] 可选的，所述顶推装置包括顶推件以及承载件，所述顶推件与承载件相连接，所述顶推件连接于所述第二固定板上，所述密封座转动连接于所述承载件上，所述顶推件通过所述承载件带动所述密封装置向所述推力室的喉部位置移动。
[0014] 可选的，所述第二固定板上开设有螺纹孔，所述顶推件为丝杠，所述顶推件通过所述丝杠与螺纹孔的配合螺纹连接在所述第二固定板上，所述顶推件连接有用于控制所述螺杆转动的旋转柄。
[0015] 可选的，所述密封装置包括密封件以及固定件，所述密封件安装于所述密封座上，所述固定件与所述密封座相连接，以固定所述密封件的位置。
[0016] 可选的，所述密封座与所述顶推装置之间设置有滚珠，所述顶推装置通过所述滚珠相对于所述密封座转动。
[0017] 可选的，所述密封座的形状呈圆台形，所述密封件为密封圈，所述固定件将所述密封件压紧在所述密封座上。
[0018] 第二方面，本发明还提供一种液体火箭发动机推力室气密工装的试验方法，使用上述的液体火箭发动机推力室气密工装，固定所述推力室的位置，将所述顶推装置朝向所述推力室的喉部位置顶推，使所述密封装置紧密贴合于所述推力室的喉部位置。
[0019] 与现有技术相比，本发明提供的液体火箭发动机推力室气密工装具有的有益效果是：
[0020] 本发明的液体火箭发动机推力室气密工装结构简单、操作方便，通过顶推装置将密封装置紧密贴合于推力室内部的喉部位置，能够有效实现液体火箭发动机推力室喉部的密封，密封装置贴合推力室内部的密封方式，可以通过更换不同尺寸的密封装置对不同直径的喉部位置进行密封，提高了气密工装对不同尺寸的液体火箭发动机推力室的适应性。
附图说明
[0021] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022] 图1是液体火箭发动机推力室气密工装的剖视结构示意图；
[0023] 图2是图1中承载件与密封座连接的结构示意图。
[0024] 图中：
[0025] 1—推力室；2—第一固定板；3—第二固定板；4—螺杆；5—螺母；6—顶推件；7—承载件；8—旋转柄；9—密封件；10—固定件；11—密封座；12—滚珠。
具体实施方式
[0026] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全面的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
[0027] 实施例1：
[0028] 本发明提供一种液体火箭发动机推力室气密工装，如图1与图2所示，包括顶推装置以及密封装置，密封装置连接在顶推装置上。例如，顶推装置可以设计为顶推杆的结构形状，密封装置可以设计为橡胶圈或者橡胶球的结构形状。首先将液体火箭发动机推力室1的位置固定，将顶推装置朝向推力室1的喉部位置顶推，使密封装置紧密贴合于推力室1内部的喉部位置，然后采用机械设备固定顶推装置的位置，即可将推力室1的喉部密封。
[0029] 如图1与图2所示，具体来说，整个液体火箭发动机推力室气密工装包括固定装置，推力室1固定在固定装置上。顶推装置连接在固定装置上，并且顶推装置位于推力室1与固定装置之间。密封装置通过顶推装置的伸缩紧密贴合于推力室1内部的喉部位置。当然，也可以是顶推装置的位置固定，密封装置通过固定装置的伸缩紧密贴合于推力室1内部的喉部位置。
[0030] 如图1与图2所示，固定装置包括第一固定板2以及第二固定板3，第一固定板2与第二固定板3的四角之间设置有连接件。连接件包括螺杆4与螺母5，螺杆4贯穿于第一固定板2与第二固定板3之间，螺母5与螺杆4螺纹连接将第一固定板2与第二固定板3锁紧，推力室1固定在第一固定板2与第二固定板3之间。当然，连接件还可以选用气缸或者液压缸等结构，推力室1通过气缸或者液压缸的伸缩固定在第一固定板2与第二固定板3之间。或者，推力室1通过螺栓或者螺钉固定在第一固定板2与第二固定板3之间，此时，既可以保留也可以取消连接件的设置。
[0031] 如图1与图2所示，顶推装置包括顶推件6以及承载件7，顶推件6与承载件7既可以一体加工成型为T形结构，也可以通过焊接或者螺栓连接的方式固定连接呈T形结构。在第二固定板3上开设有螺纹孔，顶推件6为丝杠，顶推件6通过丝杠与螺纹孔的配合螺纹连接在第二固定板3上，使顶推件6能够在第二固定板3上带动承载件7升降。顶推件6通过焊接或者螺栓连接的方式连接有旋转柄8，用于控制顶推件6的转动。为了方便旋转柄8的操作，还可以在第二固定板3的下方设置支架或者底座等结构。当然，顶推件6还可以选用气缸或者液压缸等伸缩构件。此时，顶推件6的一端可以固定在第二固定板3上。
[0032] 可以理解的是，整个顶推件6也可以固定在第二固定板3上，并且保持位置不变。第一固定板2带动推力室1向第二固定板3的方向移动，同样能够使密封装置紧密的贴合于推力室1内部的喉部位置。
[0033] 如图1与图2所示，密封装置包括密封件9以及固定件10，在承载件7与密封件9之间设置有密封座11，密封座11与承载件7之间设置有滚珠12。当顶推件6在第二固定板3上转动时，承载件7通过滚珠12相对于密封座11转动，并且带动密封座11上升，避免密封座11带动密封件9转动而造成密封件9的磨损。当然，也可以采用轴承来替代滚珠12，使承载件7与轴承的外圈相连接，使密封座11与轴承的内圈相连接，同样能够使承载件7相对于密封座11转动。密封件9可以选用密封圈，密封件9安装在密封座11上。固定件10可以选用挡板，固定件10通过螺栓或者螺钉将密封件9压紧在密封座11上，使密封件9与密封座11之间密封。
[0034] 可以理解的是，密封件9还可以设计为密封球的结构形式，固定件10还可以设计为卡爪或者卡盘的结构形式。卡爪或者卡盘带动密封球升降，同样能够使密封件9密封推力室1的喉部位置。当密封件9选用密封圈的结构形式时，密封座11呈圆台形的形状，圆台的斜边的倾斜角度稍小于推力室1喉部位置斜边的倾斜角度，使密封件9与密封座11能够适应不同尺寸大小的推力室1的喉部位置的密封。当然，密封座11还可以设计为圆锥形的形状。
[0035] 本发明结构简单，通过顶推件6将密封件9紧密贴合在推力室内部的喉部位置，密封件9同时对密封座11也形成密封，能够有效地实现液体火箭发动机推力室喉部的密封。当推力室1的喉部位置的直径不同时，仅需更换不同尺寸的密封件9和密封座11，使密封件9通过贴合推力室1内部的密封方式，使得密封件9能够对不同直径的喉部位置进行密封，提高了气密工装对不同尺寸的液体火箭发动机推力室的适应性。
[0036] 实施例2：
[0037] 本发明还提供一种液体火箭发动机推力室气密工装的试验方法，当对液体火箭发动机推力室进行密封试验时，首先将推力室1安装在第一固定板2与第二固定板3之间，然后通过螺母5与螺杆4的配合将推力室1固定在第一固定板2与第二固定板3之间。转动旋转柄8使顶推件6带动承载件7在第二固定板3上升降，承载件7带动密封座11使密封件9向推力室1的喉部位置移动，直至密封件9紧贴于推力室1的喉部位置，此时，密封件9同样紧贴于密封座11，从而密封推力室1的喉部位置。
[0038] 本发明操作方便，当推力室1固定后，仅需转动旋转柄8即可将推力室1的喉部位置密封。进行气密试验时，可以向推力室1上注入推进剂的两个入口内注入试验液气体，也可以通过堵盖或者法兰堵住其中一个入口，通过另一个入口向推力室1内注入试验液气体。针对不同喉部尺寸的推力室1，本发明仅需将推力室1固定安装在第一固定板2与第二固定板3之间即可进行试验。当然，也可以在第一固定板2与第二固定板3上设置用于对推力室1进行定位的定位装置，使推力室1安装的位置更准确。
[0039] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
