一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬制造技术

本实用新型专利技术涉及一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。本实用新型专利技术解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题和降低喷管结构质量，保护喉衬主体材料，从而大大降低发动机喷管喉衬部位的烧蚀，同时降低喷管结构质量，满足高性能固体火箭发动机对喷管喉衬低烧蚀率、高可靠性的技术需求。需求。需求。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬


[0001]本技术涉及固体火箭发动机喷管领域，具体涉及一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬。

技术介绍

[0002]喷管喉衬是固体火箭发动机的关键部件，其工作环境极其恶劣，面临高温、高压及高速气流冲刷的极端力热载荷环境，其抗烧蚀性能直接影响发动机的性能。由于固体火箭发动机的喷管采用被动热防护方式，在发动机工作过程中喷管喉衬存在一定的烧蚀，导致固体火箭发动机的性能损失。尤其是随着固体火箭发动机工作压强不断提高，对喉衬材料的力学性能和耐烧蚀性能要求越来越高。目前，固体火箭发动机常用的低烧蚀喉衬材料主要有难熔金属、碳/碳 (C/C)复合材料。难熔金属由于密度高，不利于降低发动机结构质量，限制了其发展与应用。多维编织C/C复合材料具有良好的抗烧蚀性能，但其烧蚀率将随燃烧室压强的升高大大增加。喉衬采用单一材料或结构已难以满足喷管低烧蚀率、高可靠性的技术需求。

技术实现思路

[0003]本技术提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题和降低喷管结构质量。
[0004]为了解决上述技术问题，本技术提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：
[0005]喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；
[0006]多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；
[0007]其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。
[0008]进一步地，所述喉衬主体采用多维编织碳/碳复合材料或石墨材料。
[0009]进一步地，所述金属散热环的几何构型为薄壁圆环或圆筒。
[0010]进一步地，所述金属散热环采用锆、钼、镍、铁、钛或钨渗铜材料制备。
[0011]本技术上述一个或多个技术方案，至少具有如下一种或多种技术效果：
[0012]本技术提供了一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。通过上述固体火箭发动机低烧蚀喉衬解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题。采用喉衬主体间隔嵌入多个散热环的复合结构，高温燃气流经喷管喉衬的过程中，散热环材料受热形成液相在喉衬表面形成液体薄层，并向下游扩散或进
一步气化吸热。通过散热环的固态
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液态
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气态的相变过程带走一部分热量，起到了
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发汗冷却
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作用，保护喉衬主体材料，从而大大降低发动机喷管喉衬部位的烧蚀，同时降低喷管结构质量，满足高性能固体火箭发动机对喷管喉衬低烧蚀率、高可靠性的技术需求。
附图说明
[0013]图1、本技术实施例一的结构示意图；
[0014]图2、为本技术实施例二的结构示意图；
[0015]其中：1、为喉衬主体，2、为散热环。
具体实施方式
[0016]本技术实施例提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题和降低喷管结构质量。
[0017]本技术实施例中的技术方案，总体结构如下：
[0018]所述固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。通过上述固体火箭发动机低烧蚀喉衬解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题。采用喉衬主体间隔嵌入多个散热环的复合结构，高温燃气流经喷管喉衬的过程中，散热环材料受热形成液相在喉衬表面形成液体薄层，并向下游扩散或进一步气化吸热。通过散热环的固态
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液态
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气态的相变过程带走一部分热量，起到了
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发汗冷却
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作用，保护喉衬主体材料，从而大大降低发动机喷管喉衬部位的烧蚀，同时降低喷管结构质量，满足高性能固体火箭发动机对喷管喉衬低烧蚀率、高可靠性的技术需求。
[0019]下面结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部所得实施例。基于本技术的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0020]实施例一
[0021]如图1所示，本技术提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，请参考附图1，所述固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体和多个金属散热环。所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。
[0022]具体而言，所述喉衬主体的几何构型根据喷管对喉衬的设计要求进行设计，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构，通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构，并使喷管内型面保持连续且由喉衬主体材料与散热环材料间隔排布。
[0023]进一步地，所述喉衬主体采用多维编织碳/碳复合材料或石墨材料。
[0024]进一步地，所述金属散热环的几何构型为薄壁圆环或圆筒。
[0025]进一步地，所述金属散热环采用锆、钼、镍、铁、钛或钨渗铜材料制备。
[0026]具体而言，所述散热环2的几何构型为薄壁圆环，采用高熔点或高熔点、低沸点材料，如锆、钼、镍、铁、钛、钨渗铜等。所述散热环2装配嵌入到喉衬主体1的凹槽中，其内孔型面和端面与喉衬主体凹槽配合，外圆型面根据喷管几何型面设计要求进行设计。为方便安装，散热环2可由2个半圆环或4个四分之一圆环装入喉衬主体后组合而成。
[0027]发动机高温燃气流经喷管喉衬的过程时，散热环材料受热形成液相在喉衬内表面形成液体薄层，并向下游扩散或进一步气化吸热，通过散热环材料的固态
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液态
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气态的相变过程带走热量，起到了
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发汗冷却
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作用，降低发动机喷管喉衬主体部位材料的烧蚀。
[0028]实施例二
[0029]如图2所示，在实施例一原理的基础上，为进一步简化结构与组装本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，其特征在于，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。2.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐朝启，陈志安，张瑞庭，李薇，王立民，宋明纲，
申请(专利权)人：内蒙动力机械研究所，
类型：新型
国别省市：