一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管制造技术

一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，堵盖固定在固体火箭发动机内，并位于绝热件的扩张段锥面处。喉衬的内型面由收敛段斜面、喉径和扩张段斜面组成，并使收敛段斜面和扩张段斜面分别与喉径的两端表面圆弧过渡。绝热件的内型面包括收敛段、喉衬安装段和扩展段。收敛段的内表面为45°的锥面；喉衬安装段由锥面、圆柱面和定位面组成。本发明专利技术实现了喷管热防护结构的一体化设计，降低了喷管在发动机工作过程中的穿火风险；减少喷管热防护结构对接面，降低了发动机喷管内型面烧蚀情况，提高了喷管热防护可靠性，并使喉衬的受力更加合理，降低了喉衬碎裂风险，提高了结构可靠性。

A Solid Rocket Motor Nozzle with Integrated Thermal Protection Structure

The utility model relates to a solid rocket motor nozzle with an integrated thermal protection structure. The plug cap is fixed in the solid rocket motor and is located at the conical surface of the expansion section of the insulation. The inner surface of the laryngeal liner consists of convergent section incline, throat diameter and expansion section incline, and makes the convergent section incline and expansion section incline arc transition with the two ends of the throat diameter respectively. The inner shape of the insulation includes convergence section, throat lining installation section and expansion section. The inner surface of the convergence section is a conical surface of 45 degrees, and the installation section of the throat lining is composed of a conical surface, a cylindrical surface and a positioning surface. The invention realizes the integrated design of the nozzle thermal protection structure, reduces the risk of fire penetration of the nozzle in the working process of the engine, reduces the interface of the nozzle thermal protection structure, reduces the erosion of the nozzle surface, improves the reliability of the nozzle thermal protection, makes the stress of the throat lining more reasonable, reduces the risk of throat lining fragmentation, and improves the structural reliability.

【技术实现步骤摘要】
一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管
本专利技术属于固体火箭发动机
，涉及固体火箭发动机喷管方面的应用，用于降低固体火箭发动机喷管制造成本并提高发动机喷管工作可靠性。
技术介绍
固体火箭发动机的喷管是发动机的能量转换装置，通常位于发动机燃烧室尾部。常见固体火箭发动机喷管由喷管壳体、收敛段绝热件、喉衬、扩张段绝热件、喉部背衬以及堵盖等组成。它的主要作用是：1)根据药柱的燃烧面积，通过控制喷管喉部面积的大小来保证燃烧室具有一定的工作压强，使药柱正常燃烧；2)将药柱燃烧生成的燃气的热能转化为动能，燃气流经喷管时不断加速，最后以高速从喷管出口排出，产生推进弹体前进的反作用力---推力；3)改变推力方向，控制飞行器的飞行姿态。随着固体火箭发动机广泛应用于导弹、火箭、火箭橇助推器等多个领域，固体火箭发动机喷管的设计也得到充分改进。不同于液体火箭发动机的喷管，固体火箭发动机喷管是一种非冷却结构的喷管，更确切地说是一种消融冷却喷管。根据弹总体和发动机总体给定的喷管设计要求和限制条件，喷管设计通常分为三大部分，即气动设计、结构设计和热防护设计。喷管的气动设计包括型面设计、流畅计算及其他有关参数的计算。喷管的型面设计是选择收敛段、喉部和扩张段三部分的形状参数，以便使所设计的喷管具有最高的效率。喷管结构可分为两部分，分别为支撑结构和绝热、烧蚀结构。支撑结构的主要作用是支撑收敛段绝热层、烧蚀层、喉衬组件、扩张段绝热层和烧蚀层，并将它们组成整体、承受除热载荷外的全部载荷，此外，支撑结构还起到喷管与燃烧室连接的作用。绝热、烧蚀结构的主要作用是构成喷管的连续内型面，尽可能不改变或少改变气动设计的型面，保证支撑结构的温度控制在允许的范围内，以确保发动机安全、可靠地工作。经检索，专申请号为200910124936.4的专利技术创造中，公开了一种固体火箭发动机喷管扩张段复合缠绕结构。该专利技术创造提出了新的喷管扩张段热防护结构和加工工艺，提高了喷管扩张段的热防护可靠性，但存在成本较高，并且仅提高了固体火箭发动机喷管扩张段的热防护可靠性的不足。
技术实现思路
为克服现有技术中存在的成本高、整体热防护可靠性差的不足，本专利技术提出了一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管。本专利技术包括喷管壳体、喉衬、绝热件和堵盖。其中，在所述喷管壳体内表面圆柱段和锥段粘贴绝热件，在绝热件内表面的圆柱段表面和锥段表面粘贴有喉衬。所述堵盖固定在固体火箭发动机内，并位于所述绝热件的扩张段锥面处，该堵盖前端面的扩张比为3.5。该喉衬的内型面由收敛段斜面、喉径和扩张段斜面组成，并使所述收敛段斜面和扩张段斜面分别与喉径的两端表面圆弧过渡。所述喷管壳体的内孔分为入口段、收敛段和支撑段，所述支撑段内型面为圆柱面，在所述支撑段的孔口处有径向的定位凸台。所述喷管壳体入口段的内径为120mm，收敛段的收敛半角为45°，支撑段的内径为81mm。所述定位凸台的高度为3mm，宽度为5mm。所述绝热件的内型面包括收敛段、喉衬安装段和扩展段。所述收敛段的内表面为45°的锥面；所述喉衬安装段由锥面、圆柱面和定位面组成，其中的锥面与所述收敛段衔接，圆柱面与扩展段之间由于不同内径差所形成的端面为定位面。所述扩展段处的外圆周表面的端口处有与所述定位凸台配合的定位止口。所述喉衬的外圆周表面粘贴在所述绝热件的喉衬安装段上，并使该喉衬的内端面与所述绝热件上的定位面贴合。所述喉衬的外表面与绝热件喉衬安装段的型面相适应。本项目通过对发动机喷管结构进行改进，在不改变喷管总装工艺的情况下，实现了喷管热防护结构(包括收敛段绝热件、背衬和扩张段绝热件等)一体化设计。本专利技术所述的喷管改进过程如下：1)将喷管壳体扩张段由锥形面改为圆柱面，调节圆柱段直径，保证扩张段绝热件尺寸余量；2)将喷管收敛段绝热件、背衬、扩张段绝热件设计为一体结构，将收敛段绝热件与喉衬配合面由轴线配合面改为径向配合面；3)将石墨喉衬外形面按改进后与绝热件配合面进行改进，喷管整体内型面保持不变。与现有发动机喷管相比，本专利技术具有以下优点：1)本专利技术提出的喷管热防护结构实现了包括收敛段绝热件、背衬和扩张段绝热件等喷管热防护结构一体化设计，减少了零部件数量及加工工序，降低了喷管制造成本；2)本专利技术的喷管热防护结构为一个整体，现有喷管多个绝热件之间的对接面在发动机工作过程中容易形成气流通道而导致喷管穿火，一体化设计的喷管热防护结构则没有穿火通道，降低了喷管在发动机工作过程中的穿火风险；3)本专利技术减少了喷管热防护结构对接面，降低了发动机喷管内型面烧蚀情况，提高了喷管热防护可靠性；4)本专利技术提出的喷管喉衬外形面由锥面和圆柱面组成，在发动机工作时，喉衬受高温加热后可以沿轴向膨胀，使喉衬的受力更加合理，降低了喉衬碎裂风险；5)本专利技术提出的喷管壳体尾部设计有定位凸台，对喷管热防护结构有效地进行定位，与现有喷管扩张段粘结至喷管壳体相比，提高了结构可靠性。本专利技术则提出了一种喷管收敛段、扩张段以及喉部背衬等一体化设计的热防护结构，降低了喷管成本并提高了喷管热防护可靠性。以某型发动机为例。改进前发动机喷管为传统喷管设计结构，如图1所示。改进后的发动机喷管采用了热防护结构一体化设计喷管，如图2所示。改进后的喷管壳体1扩展段外形面为圆柱面，实现了绝热件7从喷管壳体收敛段安装并粘贴与喷管壳体内型面；改进后的绝热件7的外形面与壳体1内型面匹配，内形面取消了收敛段限位面，实现了绝热件7的一体化设计。改进后的喉衬3外形面与绝热件7内型面匹配，内型面由锥面和圆柱面组成，实现了喉衬3从绝热件收敛段安装并粘贴至内型面；。为验证本专利技术的效果，通过地面试验对改进后的发动机喷管绝热层烧蚀进行测量和评估，并统计了喷管制造加工成本，结果表明，本专利技术显著降低了发动机制造成本并提高了发动机喷管工作可靠性。具体表现在：1)采用热防护结构一体化设计喷管内型面烧蚀凹点随着对接面数量由3处减少至2处。一般喷管对接面处烧蚀较为严重，主要是由于不同材料烧蚀率不同，气流在对接面处易形成涡流，致使对接面处较其他部位烧蚀严重。改进后喷管内型面平均烧蚀率由0.2mm/s减小至0.18mm/s，降低了发动机喷管内型面烧蚀情况，提高了喷管工作可靠性；2)发动机喷管零件数量由6个减少至4个，改进前喷管热防护结构包括收敛段绝热件2、喉部背衬4、和扩张段绝热件5，改进后喷管热防护结构为一体化设计的绝热件7。同时主要加工工序由9道减少至5道，主要加工工序对比见表1。经成本核算统计，发动机喷管制造成本降低了约30％。表1工序序号改进前改进后备注1壳体加工壳体加工2收敛段绝热件加工绝热件加工3收敛段绝热件粘接绝热件粘接4喉衬加工喉衬加工5喉衬粘接喉衬粘接6喉部背衬加工7喉部背衬粘接8扩张段绝热件加工9扩张段绝热件粘接附图说明图1是现有技术的结构示意图。图2是本专利技术的结构示意图。图中：1.喷管壳体；2.收敛段绝热件；3.喉衬；4.喉部背衬；5.扩张段绝热件；6.堵盖；7.绝热件。具体实施方式本实施例是一种热防护结构一体化的某型号固体火箭发动机喷管，包括喷管壳体1、喉衬3、绝热件7和堵盖6。其中，在所述喷管壳体内表面圆柱段和锥段粘贴绝热件7，在绝热件7内表面的圆柱段和锥段粘贴有喉衬3。所述堵盖6固定在固体火箭发动机内，并位于所述绝热件7的扩张本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，其特征在于，包括喷管壳体、喉衬、绝热件和堵盖；其中，在所述喷管壳体内表面圆柱段和锥段粘贴绝热件，在绝热件内表面的圆柱段表面和锥段表面粘贴有喉衬；所述堵盖固定在固体火箭发动机内，并位于所述绝热件的扩张段锥面处，该堵盖前端面的扩张比为3.5；该喉衬的内型面由收敛段斜面、喉径和扩张段斜面组成，并使所述收敛段斜面和扩张段斜面分别与喉径的两端表面圆弧过渡。

【技术特征摘要】
1.一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，其特征在于，包括喷管壳体、喉衬、绝热件和堵盖；其中，在所述喷管壳体内表面圆柱段和锥段粘贴绝热件，在绝热件内表面的圆柱段表面和锥段表面粘贴有喉衬；所述堵盖固定在固体火箭发动机内，并位于所述绝热件的扩张段锥面处，该堵盖前端面的扩张比为3.5；该喉衬的内型面由收敛段斜面、喉径和扩张段斜面组成，并使所述收敛段斜面和扩张段斜面分别与喉径的两端表面圆弧过渡。2.如权利要求1所述热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，其特征在于，所述喷管壳体的内孔分为入口段、收敛段和支撑段，所述支撑段内型面为圆柱面，在所述支撑段的孔口处有径向的定位凸台。3.如权利要求2所述热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，其特征在于，所述喷管壳体入口段的内...

【专利技术属性】
技术研发人员：张斐，李天祥，蒙鹤，刘虎，郭峰，王峰，宋建兴，
申请(专利权)人：西安航天化学动力厂，
类型：发明
国别省市：陕西,61