长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置制造方法及图纸

本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，喉栓体的前端由隔热套前端的喉栓体伸出孔伸出。本申请可以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。提高产品的可靠性。提高产品的可靠性。

【技术实现步骤摘要】
长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置


[0001]本申请涉及固体火箭发动机
，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高，被广泛应用于导弹动力系统。固体火箭发动机能量管理技术作为固体火箭发动机的重要发展方向，能够根据武器系统需求实现固体火箭发动机能的量最优分配，实现推力大小和方向的实时调节，对增加导弹射程，提高机动能力和实战能力，实现导弹武器系统跨越式发展具有重要意义。
[0003]固体火箭变推力发动机通过改变固体火箭发动机的压强，实现对固体火箭发动机的推力大小的实时调节，实现固体火箭发动机的能量管理和导弹任务相关联，提高导弹灵活性，满足多任务需求。
[0004]相比涡流阀式发动机、熄火式发动机、凝胶膏体推进剂发动机等，喉栓式固体火箭发动机具有流动损失较小，控制精度较高，结构可实现性高，工程化应用性更强。但是，同时需解决喉栓支撑结构的热防护、耐烧蚀和动密封等问题。
[0005]如图1所示，喉栓式推力可调固体火箭发动机主要由装药燃烧室110、喉栓120及其支撑机构130、喷管140等主要组件组成。传统的喉栓式推力可调固体火箭发动机的喉栓横穿整个装药燃烧室，需针对装药燃烧室和装药结构进行适应性改进，同时由于喉栓及其支撑结构悬臂过长，所以支撑结构的根部的振动较大；再之喉栓是该类固体火箭发动机中工作载荷最为恶劣和苛刻的部件，现有的喉栓及其支撑机构难以实现超过100s的固体火箭发动机长时间工作的需求，难以承受长时间高温下传热和冲刷。因此，如何解决喉栓及其支撑机构长时间隔热和热稳定性问题，并针对长时间高温工作进行设计变得尤为重要。

技术实现思路

[0006]有鉴于此，本申请提供了一种长时间工作的固体发动机及其喉栓装置，以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。
[0007]为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：
[0008]一种长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；其中，喉栓体的前段用于伸向喷管喉部，喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套，并且作动力传递连与喉栓体杆同轴布置，作动力传递连杆的后端用于连接至外部驱动电机或驱动系统；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且滑动支撑套与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，并且隔热套的后端开口，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，用于从侧面固定至装药燃烧室的收敛段或者长尾喷管的直管段，隔热套的前端具有
贯通内外的喉栓体伸出孔，喉栓体的前端由喉栓体伸出孔伸出，以伸向喷管喉部。
[0009]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体具有由其后端向内凹的中空槽，以在中空槽内容纳气体。
[0010]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的后段的周面上开设有隔热槽，以在隔热槽内容纳气体。
[0011]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的后段的周面上开设有多个隔热槽，多个隔热槽被分为两组，每一组隔热槽均匀分布在同一圆周上。
[0012]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的前端呈锥面。
[0013]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓热阻套包括：侧向热阻套和轴向热阻盖，侧向热阻套套装至喉栓体的后段，轴向热阻盖贴合至喉栓体的后端，并且轴向热阻盖封闭侧向热阻套后端的开口。
[0014]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，侧向热阻套和轴向热阻盖均采用陶瓷基材料。
[0015]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，滑动支撑套和固定支撑套之间设置密封槽，密封槽内设置有密封圈。
[0016]一种长时间工作的固体火箭发动机，包括：装药燃烧室和喷管，喷管与装药燃烧室连接，还包括：上述任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至装药燃烧室的收敛段。
[0017]如上所述的长时间工作的固体火箭发动机，其中，优选的是，喷管为长尾喷管，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至长尾喷管的直管段。
[0018]有益效果：
[0019]1、本申请通过侧向支撑对固体火箭发动机的喉栓装置进行支撑，整个作动机构位于固体火箭发动机内，且无需改变装药燃烧室装药的设计，采用短尺寸喉栓体和支撑结构，减小喉栓支撑根部因振动带来的载荷。
[0020]2、本申请采用整体式隔热套结构，作为喉栓作动机构外围热防护结构，降低整个活动结构内部温度，提高长工时下喉栓作动结构工作可靠性。
[0021]3、本申请采用难熔金属与碳/碳或陶瓷基复合材料结构设计，喉栓体前后采用“阻热结构”，降低燃气通过喉栓体的传热量。
[0022]4、本申请采用耐高温动密封+多重密封结构设计，采用氟硅橡胶基密封，作为经过充分“阻热”后内部活动机构的动密封材料。
[0023]5、本申请在喉栓体采用隔热槽设计和局部中空设计，在保证结构强度的前提下，进一步降低局部导热率，特别是针对超过150s长工时发动机，进一步提高喉栓系统工作可靠性。
附图说明
[0024]为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0025]图1是现有技术中的喉栓式推力可调固体火箭发动机的结构示意图；
[0026]图2是本申请实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓伸出状态的示意图；
[0027]图3是本申请实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓缩回状态的示意图；
[0028]图4是本申请实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的结构示意图。
[0029]其中，110
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装药燃烧室、120
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喉栓、130
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支撑机构、140
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喷管、200
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长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置、210
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作动力传递连杆、220
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固定支撑套、230
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滑动支撑套、231
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密封槽、240
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隔热套、250
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喉栓体、251
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中空槽、252
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隔热槽、2本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；其中，喉栓体的前段用于伸向喷管喉部，喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套，并且作动力传递连与喉栓体杆同轴布置，作动力传递连杆的后端用于连接至外部驱动电机或驱动系统；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且滑动支撑套与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，并且隔热套的后端开口，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，用于从侧面固定至装药燃烧室的收敛段或者长尾喷管的直管段，隔热套的前端具有贯通内外的喉栓体伸出孔，喉栓体的前端由喉栓体伸出孔伸出，以伸向喷管喉部。2.根据权利要求1所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体具有由其后端向内凹的中空槽，以在中空槽内容纳气体。3.根据权利要求2所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体的后段的周面上开设有隔热槽，以在隔热槽内容纳气体。4.根据权利要求3所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体的后段的周面上开设有多个隔热槽，多个隔热槽被分为两组，每一组隔热槽均匀分布在同一圆周上。5...

【专利技术属性】
技术研发人员：赖谋荣，金蔚，郑才浪，汤浩，
申请(专利权)人：北京中科宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：