固液火箭发动机环缝式塞式喷管制造技术

本发明专利技术公开了一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管,包括环喉罩、喷管压板、喷管壳体、塞锥和绝热板；所述环喉罩通过所述喷管压板安装在所述喷管壳体的出口端；所述喷管壳体内通过肋板安装有凸台；所述塞锥悬置在所述环喉罩的喉部内并与所述凸台连接；所述塞锥的外周面与所述环喉罩的喉部配合形成收敛段和扩张段；所述绝热板安装在所述喷管壳体的入口端，所述绝热板与所述肋板上设有相贯通的通槽。固液火箭发动机燃烧室内的高温高压燃气经由喷管壳体的入口端进入，燃气在收敛段逐渐加速，在环喉罩的喉部达到音速后流入扩张段并继续加速到超音速。适用于不同工作高度的固液火箭发动机。

Annular gap plug nozzle of solid rocket motor

The invention discloses a liquid rocket engine annular plug nozzle, nozzle ring, including laryngeal mask plate, nozzle shell, plug and insulation board; the ring laryngeal mask through the nozzle plate is installed at the outlet end of the nozzle body; the nozzle shell by the rib with the boss; the plug mounting ring in the throat of the laryngeal mask and connected with the boss; the plug with the outer peripheral surface of the ring of laryngeal mask throat is formed with the convergent section and expansion; the insulation board is installed at the entrance of the nozzle end of the housing, the the adiabatic plate and the plate is provided with a through groove communicated. High temperature and high pressure gas combustion chamber of solid rocket motor nozzle through the entrance end of the housing into the gas gradually accelerated in the convergent section, into the expansion section in the loop of laryngeal mask after the throat reaches the speed of sound and continue to accelerate to supersonic. A solid rocket motor suitable for different working heights.

【技术实现步骤摘要】
固液火箭发动机环缝式塞式喷管
本专利技术涉及火箭发动机领域，特别涉及一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管。
技术介绍
喷管作为火箭发动机的组成部分，是影响发动机性能的一个重要因素。火箭发动机的喷管一般为拉发尔喷管，用于将燃烧室内燃烧产生的高温高压燃气的热能转化为动能。高温高压燃气流经喷管时不断膨胀加速，最后以高速从喷管出口面排出，产生推力。现有的固体或者液体火箭发动机的喷管多为钟形喷管。传统的钟形喷管，由于其扩张比不能适应环境压力的变化，在火箭的发行过程中，会出现过膨胀或欠膨胀问题，使喷管的效率降低。与传统的钟形喷管相比，塞式喷管具有自动高度补偿特性，能在较大的工作高度范围内保持较高的喷管效率，适用于更大的工作高度范围。经过合理的设计和优化，与传统的钟形喷管相比，塞式喷管的结构更紧凑，尺寸更小，重量更轻。已有的塞式喷管的结构和形式都只针对固体或者液体火箭发动机，没有考虑在固液火箭发动机上的应用情况，不适用于固液火箭发动机。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管，以解决现有技术中存在的已有的塞式喷管的结构和形式都只针对固体或者液体火箭发动机，没有考虑在固液火箭本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管，其特征在于，包括环喉罩、喷管压板、喷管壳体、塞锥和绝热板；所述环喉罩通过所述喷管压板安装在所述喷管壳体的出口端；所述喷管壳体内通过肋板安装有凸台；所述塞锥悬置在所述环喉罩的喉部内并与所述凸台连接；所述塞锥的外周面与所述环喉罩的喉部配合形成收敛段和扩张段；所述绝热板安装在所述喷管壳体的入口端，所述绝热板与所述肋板上设有相贯通的通槽。

【技术特征摘要】
1.一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管，其特征在于，包括环喉罩、喷管压板、喷管壳体、塞锥和绝热板；所述环喉罩通过所述喷管压板安装在所述喷管壳体的出口端；所述喷管壳体内通过肋板安装有凸台；所述塞锥悬置在所述环喉罩的喉部内并与所述凸台连接；所述塞锥的外周面与所述环喉罩的喉部配合形成收敛段和扩张段；所述绝热板安装在所述喷管壳体的入口端，所述绝热板与所述肋板上设有相贯通的通槽。2.根据权利要求1所述的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，其特征在于，所述环喉罩的喉孔包括依次连接的半球形孔和通孔，所述塞锥包括依次连接的圆弧段和锥形段，所述圆弧段的端面与所述凸台连接，所述圆弧段的外周面与所述半球形孔相配合形成收敛段，所述锥形段伸出所述环喉罩的通孔，所述锥形段的外周面与所述通孔相配合形成扩张段。3.根据权利要求2所述的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，其特征在于，所述塞锥的圆弧段的端面上设有凹槽，所述塞锥的圆弧段的端面通过所述凹槽套设...

【专利技术属性】
技术研发人员：田辉，刘和东，张源俊，李承恩，于瑞鹏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11