一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构制造技术

本发明专利技术提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。

A structure of bottom heat protection and thermal seal used in the tail section of a missile

【技术实现步骤摘要】
一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构
本专利技术设计一种热防护与热密封结构，特别是适用于超声速巡航导弹固体发动机尾段底部的热防护与热密封结构，属于超声速巡航导弹固体发动机尾段底部防隔热设计

技术介绍
超声速巡航导弹以出色的“拦截、摧毁、机动、威胁”等各项战技能力，而具有极其重要的商业和军事应用价值。随着导弹飞行速度的不断提高，由气动加热引起的热环境变得越来越严酷，主要表现为气动加热温度越来越高，加热时间越来越持久。尤其是超声速巡航导弹固体发动机喷管的尾段底部始终承受固体发动机喷管火焰的高密度辐射热流加热，热环境条件极其严酷，尾段底部靠近喷管附件的温度高达1400℃～1600℃。在固体发动机工作时间段，发动机径向单边的膨胀变形约3mm，且发动机喷管出口端面相对于喷管喉部端面伸长约2.5mm，喷管径向单边的膨胀变形约1mm。尾段壳段内安装由舵机控制器、脱插控制器等仪器设备，工作温度要求为155℃以下。因此，超声速巡航导弹固体发动机尾段底部尾段用底部热防护结构，需满足热变形匹配、热防护以及热密封要求。内埋中程超声速空地导弹的尾段壳段外形包络Φ600mm×φ589mm×550mm，底部防热板的安装空间10.0mm，发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面1mm。助推段固体发动机工作时长约21s，最大辐射热流为508.88kW/m2。目前的尾段壳段的底部防热板多采用TR-42B防热涂层+金属基体的防热结构形式，该方法形式简单，仅适用于发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超大距离(L≥150mm)且底部防热板与发动机喷管无需密封措施的设计条件，不适用于发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超小距离(L＝1.0mm)的工作工况。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该结构采用层压高硅氧/酚醛防热板+金属基柔性石墨密封环+环形金属板实现发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超小距离下的动态热密封。本专利技术的技术解决方案是：一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，层压高硅氧/酚醛防热板为环形，其内径大于受热膨胀之后的发动机喷管外径，外径小于等于尾段金属壳体直径，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现对导弹尾部底部辐射热流的动态热防护和热密封。沿轴向方向，金属基柔性石墨密封环在凹槽内与高硅氧复合材料防热底板和环状金属底板之间均保留预设的轴向匹配间隙，所述轴向匹配间隙大于发动机喷管在轴向上的热膨胀变形量；沿径向方向，金属基柔性石墨密封环的环形平面的外径与环形凹槽的外径之间保留预设的径向匹配间隙，所述径向匹配间隙大于发动机喷管在径向上的热膨胀变形量。所述金属基柔性石墨密封环为柔性膨胀石墨加不锈钢套袜式丝网增强密封环。所述金属基柔性石墨密封环的制作过程为：(1)、采用纯度高于90％的天然鳞片石墨经复合酸化和高温膨化后制成柔性石墨板材，并将其加工成柔性石墨条或者柔性石墨带；(2)、采用Inconel600不锈钢丝与柔性石墨条或者柔性石墨带编织成石墨复合带；(3)、采用石墨复合带缠绕成密封圈；(4)、将密封圈在精密压制成型模具中一次压制成型。所述Inconel600丝的直径规格为Φ0.1mm～Φ0.2mm。所述金属基柔性石墨密封环与发动机喷管配合的环形密封面表面粗糙度为Ra1.6～Ra3.2。所述环状层压高硅氧/酚醛防热板厚度为6mm～7mm。所述环状金属底板厚度为3mm～4mm。环状层压高硅氧/酚醛防热板采用酚醛高硅氧布玻璃钢板BBS-CW116-86材料制成。环状金属底板采用不锈钢1Cr18Ni9Ti材料制成。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)、本专利技术通过环线膨胀系数和温升小于发动机喷管的金属基柔性石墨密封环对发动机喷管进行密封，保证了密封环随喷管变形，实现对辐射热流的热密封；(2)、本专利技术采用层压高硅氧/酚醛防热板用来放热，相对总体要求的温控上限155℃的指标要求，设计安全余量为69.0％，实现了高效的防隔热效果；(3)、本专利技术采用环形金属底板作为支撑板，整体结构在辐射加热和气动载荷的联合作用下，结构强刚度均满足总体指标要求，实现了“防热承载一体化”目标。附图说明图1为本专利技术导弹尾段用底部热防护与热密封结构示意图；图2为本专利技术实施例高硅氧/酚醛防热底板尺寸；图3(a)为本专利技术实施例金属柔性石墨密封环总体尺寸；图3(b)为本专利技术实施例金属柔性石墨密封环截面的详细尺寸；图3(c)为本专利技术实施例金属柔性石墨密封环的材料结构；图4(a)为本专利技术实施例环形金属底板总体尺寸；图4(b)为本专利技术实施例环形金属底板截面的详细尺寸；图4(c)为本专利技术实施例环形金属底板的脱插分离插孔示意图；图4(d)为本专利技术实施例环形金属底板的双耳托板自锁螺母铆接示意图；图5为本专利技术实施例底部热防护与热密封结构的各层温度曲线。具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明。尾段用热防护与热密封结构安装在固体发动机喷管的底部，用于底部辐射热流的防护和密封。针对超声速巡航导弹固体发动机喷管，下面介绍一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构的具体实施例。如图1所示，该热防护与热密封结构由环状层压高硅氧/酚醛防热板1、金属基柔性石墨密封环2和环状金属底板3组成。层压高硅氧/酚醛防热板1为环形，其内径大于受热膨胀之后的发动机喷管外径，外径小于等于尾段金属壳体直径，环状金属底板3内侧截面呈台阶状，环状金属底板3与层压高硅氧/酚醛防热板1固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环2由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环2的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环2与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板3方向延伸，环状金属底板3固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环2环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环2膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现对导弹尾部底部辐射热流的动态热防护和热密封。本实施例中，发动机喷管外径为Φ418mm，尾段金属壳体直径为Φ589mm。在固体发动机工作时间段，发动机径向单边的膨胀变形约3mm，且发动机喷管出口端面相对于喷管喉部端面伸长约2.5mm，喷管径向单边的膨胀变形约1mm。如图2所示，层压高硅氧/酚醛防热板1外形包络尺寸为Φ587mm×φ430mm×6mm，采用酚醛高硅氧布玻璃钢板BBS-CW116-86材料制成。外径与比尾段金属壳体外径小，与其保留1mm间隙，内径与助推发动机喷管之间保留5mm间隙。如图3(a)、图3(b)、图3(c)所示，金属基柔性石墨密封环2外形包络尺寸为Φ452mm本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于包括环状层压高硅氧/酚醛防热板(1)、金属基柔性石墨密封环(2)和环状金属底板(3)，层压高硅氧/酚醛防热板(1)为环形，其内径大于受热膨胀之后的发动机喷管外径，外径小于等于尾段金属壳体直径，环状金属底板(3)内侧截面呈台阶状，环状金属底板(3)与层压高硅氧/酚醛防热板(1)固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环(2)由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环(2)的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环(2)与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板(3)方向延伸，环状金属底板(3)固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环(2)环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环(2)膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现对导弹尾部底部辐射热流的动态热防护和热密封。

【技术特征摘要】
1.一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于包括环状层压高硅氧/酚醛防热板(1)、金属基柔性石墨密封环(2)和环状金属底板(3)，层压高硅氧/酚醛防热板(1)为环形，其内径大于受热膨胀之后的发动机喷管外径，外径小于等于尾段金属壳体直径，环状金属底板(3)内侧截面呈台阶状，环状金属底板(3)与层压高硅氧/酚醛防热板(1)固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环(2)由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环(2)的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环(2)与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板(3)方向延伸，环状金属底板(3)固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环(2)环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环(2)膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现对导弹尾部底部辐射热流的动态热防护和热密封。2.根据权利要求1所述的一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于：沿轴向方向，金属基柔性石墨密封环(2)在凹槽内与高硅氧复合材料防热底板(1)和环状金属底板(3)之间均保留预设的轴向匹配间隙，所述轴向匹配间隙大于发动机喷管在轴向上的热膨胀变形量；沿径向方向，金属基柔性石墨密封环(2)的环形平面的外径与环形凹槽的外径之间保留预设的径向匹配间隙，所述径向匹配间隙大于发动机喷管在径向上的热膨胀变形量。3.根据权利要求1所述的一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于：所述金属基柔性石墨密封...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈增奎，陈新民，尹立中，陈世立，张浩，范新中，卢鑫，陈松，石航，夏艳，梁祖典，于贺，雷豹，王宇锐，单亦姣，许俊伟，刘晓明，隗合怡，陈皓，李新田，刘珺怡，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11