一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖制造技术

本发明专利技术公开了一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。本发明专利技术采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响；结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。

Integral solid rocket ramjet inlet outlet blocking cover

The invention discloses an integral solid rocket ramjet inlet cover, which comprises a supporting grid, U type bearing plate, sealing pad and a sealing ring; the supporting grille mounted on the engine inlet and combustion chamber shell; U type bearing plate embedded supporting; sealing pad is arranged between the inlet and the support the grille, used to seal the combustion chamber pressure gas; sealing ring is arranged in the rubber seal and the secondary combustion chamber casing. The invention adopts the plug design in automatic blow ram air, avoid the fragile inorganic glass cover open when the blasting force influence on the attitude of the missile, and articulated cover open cover to fill into the influence of afterburning chamber of the combustion chamber; the structure is simple and compact, has little effect on the inlet surface; the installation is convenient, simple and reliable use.

【技术实现步骤摘要】
一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖
本专利技术属于航天动力
，具体涉及一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖。
技术介绍
整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖是固体火箭冲压发动机转级过程中的关键部件之一，安装于进气道与补燃室之间。其功能是：在整体式固冲发动机助推飞行段，进气道出口堵盖承受助推工作段补燃室中的燃气压强，保证可靠密封。助推段工作结束后，发动机由助推工作段切换冲压工作段，进气道出口堵盖打开，进气道冲压空气顺利进入补燃室，参与冲压段的掺混燃烧。进气道打开方式有两种：1)根据转级指令，进气道出口堵盖通过解锁或爆破等形式打开；2)在进气道入口堵盖打开后，进气道出口堵盖在进气道冲压空气的作用被吹出，实现打开。进气道出口堵盖的设计必须满足下面的要求：1)在整体式固冲发动机助推段工作期间，堵盖需要承受补燃室里的燃气高压强(5MPa～20MPa)，保证结构完整性，并可靠密封补燃室与进气道之间的界面；2)转级时，要求堵盖能迅速可靠的打开，所需的开启压差尽量小；3)能承受运输、装载过程中的振动冲击。不松动、错位；现有的整体固冲发动机主要采用铰接式堵盖、易碎式无机玻璃堵盖等方式。现有堵盖基本能满足上述设计要求，但还存在很多问题，比如铰接式堵盖打开后，堵盖伸入补燃室，对补燃室燃烧造成影响易，碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力又会影响导弹姿态，而且鲜有堵盖均结构复杂，制造工艺要求高，制造成本高。
技术实现思路
针对现有技术的问题和迫切需求，本专利技术提供了一种整体式固体火箭冲压发动机气道出口堵盖，其目的在于，采取冲压空气下自动吹除堵盖的方式，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室对补燃室燃烧的影响。为实现本专利技术的技术目的，本专利技术采用了如下技术方案：一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，其特征在于，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫)和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。进一步地，所述U型承压板采用轻合金或者玻璃钢材料。进一步地，所述支撑格栅采用金属材料；进一步地，所述密封垫采用橡胶材料，密封圈采用O型橡胶密封圈。本专利技术具有如下优势：采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，避免了铰接式堵盖打开后，伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响。结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。附图说明图1为本专利技术的进气道出口堵盖结构简单示意图。图2为本专利技术的进气道出口堵盖结构详图。图3为本专利技术的进气道出口堵盖立体结构意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术进行作进一步的详细说明。请参见图1、2和3，一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，包括支撑格栅1、U型承压板2、橡胶密封垫3和密封圈4。支撑格栅1采用金属材料，安装于进气道5与补燃室壳体6之间，用于U型承压板2传递过来的燃气的高压载荷。U型承压板2采用轻合金或者玻璃钢材料，嵌入支撑格栅1上，用于支撑橡胶密封垫3，将燃气的高压载荷传递到U型承压板2上；橡胶密封垫3采取橡胶材料，安装在进气道5与支撑格栅1之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈4采取O型橡胶密封圈，安装在橡胶密封垫3与补燃室壳体6之间。U型承压板2采取U性设计，不仅可承受燃气压强，而且保证了吹除过程中能均匀撕开橡胶密封垫3的四边，实现可靠打开。橡胶密封垫3两侧采取结构件压紧，保证密封可靠，并采取了O型橡胶密封圈结构的密封圈4加固密封。U型承压板2与支撑格栅1的支撑边间进行胶粘，保证运输过程中，在震动情况下，U型承压板2不会脱落。本专利技术进气道出口堵盖工作过程为：在整体式固体火箭冲压发动机助推段工作期间，补燃室中存在高温高压燃气，橡胶密封垫3对高温燃气进行密封，燃气压强从橡胶密封垫3经U型承压板2传递到支撑格栅1，保证可靠支撑。在整体式固体火箭冲压发动机进行助推-冲压工作段转级时，从进气道进入压强较高的冲压空气，压强作用到U型承压板，传递到橡胶密封垫3上，撕开橡胶密封垫3，U型承压板被顺利吹除，发动机完成转级工作，进入冲压工作段。本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本专利技术的较佳实施例而已，并不用以限制本专利技术，凡在本专利技术的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，其特征在于，包括支撑格栅(1)、U型承压板(2)、密封垫(3)和密封圈(4)；所述支撑格栅(1)安装于发动机进气道(5)与补燃室壳体(6)之间；U型承压板(2)嵌入支撑格栅(1)上；密封垫(3)安装在进气道(5)与支撑格栅(1)之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈(4)安装在橡胶密封垫(3)与补燃室壳体(6)之间。

【技术特征摘要】
1.一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，其特征在于，包括支撑格栅(1)、U型承压板(2)、密封垫(3)和密封圈(4)；所述支撑格栅(1)安装于发动机进气道(5)与补燃室壳体(6)之间；U型承压板(2)嵌入支撑格栅(1)上；密封垫(3)安装在进气道(5)与支撑格栅(1)之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈(4)安装在橡胶密封垫(3)与补燃室壳体(6)之间。2....

【专利技术属性】
技术研发人员：郑振兴，张志强，方欢，陈文杰，方锡惠，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北,42