一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰的制作方法

本技术涉及航天火箭用法兰，具体为一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰。

背景技术：

1、锻件是指通过对金属坯料进行锻造变形而得到的工件或毛坯，锻造是一种利用锻压机械对金属坯料施加压力，使其产生塑性变形以获得具有一定机械性能、一定形状和尺寸锻件的加工方法，通过锻造能消除金属在冶炼过程中产生的铸态疏松等缺陷，优化微观组织结构，同时由于保存了完整的金属流线，锻件的机械性能一般优于同样材料的铸件，锻件按坯料在加工时的温度，可分为冷锻温锻和热锻，冷锻一般是在室温下加工，热锻是在高于金属坯料的再结晶温度下加工，锻造法兰一般比铸造法兰含碳低不易生锈，锻件流线型好，组织比较致密，机械性能优于铸造法兰，航天火箭及试验设备上存在各种法兰连接的设备及管道,其法兰密封连接的安全性与密封可靠性直接关系到发射任务的成败，锻件法兰在航空航天领域具备广阔的应用前景。

2、专利文件jp1995032283u公开了一种管道防腐法兰，“无需在法兰的内表面设置突起即可正确安装，不增加零件数量和安装工时，防止法兰旋转，便于安装防腐芯本身的质量控制。管道防腐法兰1由法兰主体2和防腐芯3组成，防腐芯3与管体4连接。在法兰主体2的内表面上，形成有管体用内螺纹部2a和芯材用内螺纹部2c。防腐蚀芯3具有轴环部3a和圆筒部3b，并形成与芯内螺纹部2c螺合的外螺纹部3c。筒体内螺纹部2a形成为右旋螺纹，芯体内螺纹部2c形成为左旋螺纹。由于管道的内表面和圆柱部分的外表面是摩擦焊接的，防腐芯3可以通过旋紧管道4自动牢固地连接。”上述文件解决了法兰在使用过程中易被腐蚀的问题，没有解决法兰应用到航天领域中要求具有耐高温抗氧化能力的问题。

技术实现思路

1、本实用新型的目的在于提供一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，以解决法兰应用到航天领域中要求具有耐高温抗氧化能力的技术问题。

2、为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，包括主体，所述主体的内部开设有固定腔，所述固定腔的内部设置有第一螺纹槽，所述主体的内侧设置有第一隔热层，所述第一隔热层的一侧设置有第二隔热层，所述第二隔热层的一侧设置有第一防腐层，所述主体的外侧设置有第二防腐层。

3、优选的，所述主体的内部开设有管道。

4、优选的，所述主体的底部开设有限位槽。

5、优选的，所述主体的底部安装有第一密封垫片，所述第一密封垫片的顶部安装有限位块，所述限位块的顶部安装有第二密封垫片。

6、优选的，所述主体的内部开设有紧固螺栓孔，所述紧固螺栓孔的内部设置有第二螺纹槽，所述第二螺纹槽的表面通过螺纹活动安装有固定螺栓。

7、优选的，所述固定螺栓的外侧活动贯穿安装有第一防滑垫片，所述固定螺栓的外侧活动贯穿安装有第二防滑垫片。

8、优选的，所述固定螺栓的外侧通过螺纹活动贯穿安装有紧固螺母。

9、与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

10、1、本实用新型通过安装有主体，第一隔热层紧靠法兰连接的管材，第一隔热层的材料为纳米微孔隔热材料，第二隔热层为陶瓷纤维隔热材料，第一隔热层和第二隔热层两层隔热层的设置提高了法兰的耐高温性和抗氧化性，使得法兰能够承受发动机工作过程中的极端环境，确保推进系统的可靠性和安全性，可以有效抵御引擎高温环境下的氧化和腐蚀，同时具备优异的强度和韧性，确保了引擎的结构安全，也可以满足其他航天器结构部件的要求，第一隔热层和第二隔热层的设置可以解决法兰应用到航天领域中要求具有耐高温抗氧化能力的问题。

11、2、本实用新型通过安装有第一密封垫片，使用该基于锻件工艺的航天火箭用法兰时，第一密封垫片顶部的限位块和主体底部的限位槽大小一致，通过限位块和限位槽的紧密结合固定连接第一密封垫片和主体，第二密封垫片可以加强限位块和限位槽的摩擦力，使二者的结合更为牢固，加强该基于锻件工艺的航天火箭用法兰的密封性，避免使用该基于锻件工艺的航天火箭用法兰时，流体从法兰缝隙中溢出，影响法兰的正常使用，同时在安装好限位块和限位槽的情况下，第一密封垫片无需对中，可以直接安装固定螺栓，节省使用者的时间和精力，提高使用者使用该基于锻件工艺的航天火箭用法兰的便捷性和满意度，提高该基于锻件工艺的航天火箭用法兰的使用效率。

技术特征：

1.一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，包括主体(1)，其特征在于：所述主体(1)的内部开设有固定腔(2)，所述固定腔(2)的内部设置有第一螺纹槽(3)，所述主体(1)的内侧设置有第一隔热层(4)，所述第一隔热层(4)的一侧设置有第二隔热层(5)，所述第二隔热层(5)的一侧设置有第一防腐层(6)，所述主体(1)的外侧设置有第二防腐层(7)。

2.根据权利要求1所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述主体(1)的内部开设有管道(8)。

3.根据权利要求1所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述主体(1)的底部开设有限位槽(9)。

4.根据权利要求1所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述主体(1)的底部安装有第一密封垫片(10)，所述第一密封垫片(10)的顶部安装有限位块(11)，所述限位块(11)的顶部安装有第二密封垫片(12)。

5.根据权利要求1所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述主体(1)的内部开设有紧固螺栓孔(13)，所述紧固螺栓孔(13)的内部设置有第二螺纹槽(14)，所述第二螺纹槽(14)的表面通过螺纹活动安装有固定螺栓(15)。

6.根据权利要求5所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述固定螺栓(15)的外侧活动贯穿安装有第一防滑垫片(16)，所述固定螺栓(15)的外侧活动贯穿安装有第二防滑垫片(17)。

7.根据权利要求5所述的一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，其特征在于：所述固定螺栓(15)的外侧通过螺纹活动贯穿安装有紧固螺母(18)。

技术总结
本技术公开了一种基于锻件工艺的航天火箭用法兰，包括主体，所述主体的内部开设有固定腔，所述固定腔的内部设置有第一螺纹槽，所述主体的内侧设置有第一隔热层，所述第一隔热层的一侧设置有第二隔热层，所述第二隔热层的一侧设置有第一防腐层，所述主体的外侧设置有第二防腐层。本技术通过安装有主体，第一隔热层的材料为纳米微孔隔热材料，第二隔热层为陶瓷纤维隔热材料，两层隔热层的设置提高了法兰的耐高温性和抗氧化性，使得法兰能够承受发动机工作过程中的极端环境，确保推进系统的可靠性和安全性，有效抵御引擎高温环境下的氧化和腐蚀，同时具备优异的强度和韧性，确保了引擎的结构安全，满足航天器结构部件的要求。

技术研发人员：傅珏奕,许培永,赵马军,郭煌莎,王和明,马少琪
受保护的技术使用者：浙江申发重工机械科技有限公司
技术研发日：20230701
技术公布日：2024/1/15