一种小型长时间工作的喷管制造技术

本发明专利技术涉及一种小型长时间工作的喷管，包括喉衬、收敛段烧蚀层、扩散段烧蚀层、绝热层及喷管壳体，喷管壳体呈倒锥形，用于支承绝热层，喷管壳体出口设有翻边结构；绝热层为整体结构，绝热层粘接在喷管壳体的内壁面；扩散段烧蚀层与绝热层配合面呈倒锥形，扩散段烧蚀层粘接在喷管出口一侧的绝热层的内侧表面；收敛段烧蚀层粘接在喷管入口一侧的绝热层的内侧表面，收敛段烧蚀层、扩散段烧蚀层与绝热层形成复合烧蚀绝热结构；喉衬粘接在喷管喉部的复合烧蚀绝热结构的内侧表面。本发明专利技术工艺简单，结构可靠，烧蚀材料与绝热材料功能明确，可用于长时间工作的发动机喷管，尤其适应固体火箭发动机喷管200s以上长时间工作的烧蚀绝热需求。

A small long time working nozzle

The invention relates to a small and long time working nozzle, including the throat lining, the convergent section ablation layer, the diffusion section ablation layer, the adiabatic layer and the nozzle shell. The nozzle shell is inverted conical to support the insulation layer, the outlet of the nozzle is equipped with a flanging structure, the adiabatic layer is a whole structure, and the adiabatic layer is bonded to the inner wall of the nozzle shell. The surface of the diffusion segment ablative layer adheres to the inner surface of the adiabatic layer on the outlet side of the nozzle, and the convergent ablation layer adheres to the inner surface of the adiabatic layer on the inlet side of the nozzle, and the convergent ablation layer, the diffusion section ablation layer and the adiabatic layer form a compound ablation and adiabatic structure, and the throat lining is formed. It is bonded to the inner surface of the compound ablative adiabatic structure of the nozzle throat. The invention has the advantages of simple technology, reliable structure, clear function of ablative material and insulation material, and can be used for long working engine nozzle, especially for the ablation and adiabatic requirement of the long time working of the solid rocket engine nozzle 200s.

【技术实现步骤摘要】
一种小型长时间工作的喷管
本专利技术涉及一种喷管，尤其涉及一种小型长时间工作的喷管。
技术介绍
固体火箭发动机结构简单，易于维护和操作；串联的零部件少，可靠性高；发射前只需作简单测试，作战反应快；工作时间短，加速性能好，能快速攻击目标。固体火箭发动机喷管是一种消融式结构，以消耗自身材料带走热量来实现喷管结构的完整性，通常用于短时间工作的发动机。现有发动机喷管主要用于工作时间约几十秒左右的固体火箭发动机，收敛段、扩散段部位的烧蚀绝热结构为一种材料，烧蚀绝热性能不能满足上百秒长时间工作的发动机。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种小型长时间工作的喷管，以解决适应固体火箭发动机喷管200s以上长时间工作烧蚀绝热需求的问题。为解决存在的技术问题，本专利技术采用的技术方案为：一种小型长时间工作的喷管，包括喉衬、收敛段烧蚀层、扩散段烧蚀层、绝热层及喷管壳体，所述的喷管壳体呈倒锥形，用于支承绝热层，喷管壳体出口设有翻边结构，在绝热层与喷管壳体的粘接工序中起到轴向定位作用；所述的绝热层为整体结构，绝热层粘接在喷管壳体的内壁面，在发动机工作期间绝热层对扩散段烧蚀层起到轴向支承作用；所述的扩散段烧蚀层与绝热层配合面呈倒锥形，扩散段烧蚀层粘接在喷管出口一侧的绝热层的内侧表面；所述的收敛段烧蚀层粘接在喷管入口一侧的绝热层的内侧表面，收敛段烧蚀层、扩散段烧蚀层与绝热层形成复合烧蚀绝热结构；所述的喉衬粘接在喷管喉部的复合烧蚀绝热结构的内侧表面。有益效果本专利技术的小型长时间工作喷管，工艺简单，结构可靠，烧蚀材料与绝热材料功能明确，可用于长时间工作的发动机喷管，尤其适应固体火箭发动机喷管200s以上长时间工作的烧蚀绝热需求。附图说明图1为小型长时间工作的喷管结构示意图；图2为喷管壳体示意图；图3为绝热层示意图；图4为扩散段烧蚀层示意图；图5为复合烧蚀绝热结构示意图；图中，包括喉衬1、收敛段烧蚀层2、扩散段烧蚀层3、绝热层4及喷管壳体5。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步的说明。如图1所示，小型长时间工作喷管，包括喉衬1、收敛段烧蚀层2、扩散段烧蚀层3、绝热层4及喷管壳体5，各部分之间采用胶粘剂粘接固定。如图2所示，喷管壳体5呈倒锥设计，在发动机工作期间用于支承绝热层4，喷管壳体5出口设有翻边结构，在绝热层4与喷管壳体5的粘接工序中起到轴向定位作用。如图3所示，绝热层4为整体结构，工艺简单，在整个喷管结构中发挥了良好的承上启下的作用，提高了喷管结构的可靠性。如图4所示，扩散段烧蚀层3与绝热层4配合面呈倒锥设计，在发动机工作期间绝热层4对扩散段烧蚀层3起到轴向支承作用。如图5所示，收敛段烧蚀层2、扩散段烧蚀层3与绝热层4形成复合烧蚀绝热结构。收敛段烧蚀层2采用烧蚀率低的炭纤维模压制品、扩散段烧蚀层3采用烧蚀率低的碳碳复合材料，发动机工作期间保持喷管气动型面的完整性，提高喷管效率。绝热层4采用绝热性能优良的高硅氧纤维模压制品，发动机工作期间保持喷管壳体5的结构完整性。喉衬1采取超低烧蚀率碳碳材料。为了降低喷管成本，喷管壳体5采用优质碳素钢，可多次重复使用。具体实施时，绝热层4与喷管壳体5之间的配合面用胶粘剂粘接，扩散段烧蚀层3与绝热层4之间的配合面用胶粘剂粘接，喉衬1与扩散段烧蚀层3之间的配合面用胶粘剂粘接，收敛段烧蚀层2与绝热层4之间的配合面用胶粘剂粘接，粘接完成后常温下固化48小时。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种小型长时间工作的喷管，包括喉衬（1）、收敛段烧蚀层（2）、扩散段烧蚀层（3）、绝热层（4）及喷管壳体（5），其特征在于：所述的喷管壳体（5）呈倒锥形，用于支承绝热层（4），喷管壳体（5）出口设有翻边结构，在绝热层（4）与喷管壳体（5）的粘接工序中起到轴向定位作用；所述的绝热层（4）为整体结构，绝热层（4）粘接在喷管壳体（5）的内壁面，在发动机工作期间绝热层（4）对扩散段烧蚀层（3）起到轴向支承作用；所述的扩散段烧蚀层（3）与绝热层（4）配合面呈倒锥形，扩散段烧蚀层（3）粘接在喷管出口一侧的绝热层（4）的内侧表面；所述的收敛段烧蚀层（2）粘接在喷管入口一侧的绝热层（4）的内侧表面，收敛段烧蚀层（2）、扩散段烧蚀层（3）与绝热层（4）形成复合烧蚀绝热结构；所述的喉衬（1粘接在喷管喉部的复合烧蚀绝热结构的内侧表面。

【技术特征摘要】
1.一种小型长时间工作的喷管，包括喉衬（1）、收敛段烧蚀层（2）、扩散段烧蚀层（3）、绝热层（4）及喷管壳体（5），其特征在于：所述的喷管壳体（5）呈倒锥形，用于支承绝热层（4），喷管壳体（5）出口设有翻边结构，在绝热层（4）与喷管壳体（5）的粘接工序中起到轴向定位作用；所述的绝热层（4）为整体结构，绝热层（4）粘接在喷管壳体（5）的内壁面，在发动机工作期间绝热层（4）对扩散段烧蚀层（3）起到轴向支承作用；所述的扩散段烧蚀层（3）与绝热层（4）配合面呈倒锥形，扩散段烧蚀层（3）...

【专利技术属性】
技术研发人员：许丽丽，
申请(专利权)人：内蒙动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：内蒙古,15