本发明专利技术涉及一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，包括前铝合金层、后高温绝热层和喷管内型面，所述前铝合金层为均匀厚度的锥形结构，其内锥形斜面构成了粘接面，与后高温绝热层粘接；所述后高温绝热层为均匀厚度的锥形结构，其外锥形斜面构成粘接面，与前铝合金层配合粘接；前铝合金层和后高温绝热层通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖；所述喷管内型面为锥形斜面，通过粘接剂将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接，实现对发动机密封。本发明专利技术实现舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。的实战能力和作战效能。的实战能力和作战效能。
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖
[0001]本专利技术涉及一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，属于固体火箭发动机
技术介绍
[0002]喷管作为发动机的能量转换装置，它使高温燃气的热能转换为燃气的动能，从而产生推力。而堵盖是喷管的关键部件之一，其主要作用是迅速建立发动机点火压强，缩短点火延迟时间，提高点火可靠性，同时起密封防潮作用，避免发动机内部药柱及药盒受潮，确保推进剂及点火要正常工作，其良好的密封性能是检验整个发动机密封性能的首要前提，同时发动机工作时，喷管堵盖的打开压强又是影响发动机工作性能的关键环节。
[0003]现有发动机尾喷管堵盖主要有金属堵盖、橡胶堵盖和复合堵盖几种结构形式。金属堵盖主要特点是结构简单，工艺性好，工作性能稳定，可靠性高。橡胶堵盖结构的主要特点是发动机工作初期能够完全烧溶，喷出物小，不会击伤外部设备。复合堵盖为复合材料堵盖，有一定的承载温度载荷的能力，但有微量的透气性，长期贮存密封性不佳。
[0004]目前有些固体火箭发动机需要在高空400℃以上高温环境点火，喷管堵盖需要随飞行器一定时间内承载高温环境载荷和在长期贮存条件下保持密封性，现有各类喷管堵盖无法使用工况。
技术实现思路
[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，实现舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
[0006]本专利技术解决技术的方案是：
[0007]一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，包括前铝合金层、后高温绝热层和喷管内型面，
[0008]所述前铝合金层为均匀厚度的锥形结构，其内锥形斜面构成了粘接面，与后高温绝热层粘接；
[0009]所述后高温绝热层为均匀厚度的锥形结构，其外锥形斜面构成粘接面，与前铝合金层配合粘接；
[0010]前铝合金层和后高温绝热层通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖；
[0011]所述喷管内型面为锥形斜面，通过粘接剂将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接，实现对发动机密封。
[0012]进一步的，堵盖能够在高温环境工况下承受正向和反向0.03
‑
0.05MPa载荷。
[0013]进一步的，前铝合金层通过铝合金材料旋压成型，为堵盖提供支撑和粘接面。
[0014]进一步的，后高温绝热层采用三元乙丙橡胶耐高温绝热层，为堵盖承载高温载荷。
[0015]进一步的，前铝合金层和后高温绝热层通过硅胶进行粘接固化形成堵盖。
[0016]进一步的，前铝合金层厚度为1
‑
2mm。
[0017]进一步的，后高温绝热层厚度为2
‑
4mm。
[0018]进一步的，耐高温堵盖包括小端和大端。
[0019]进一步的，小端直径30
‑
50mm，大端直径为50
‑
70mm。
[0020]进一步的，锥角为15
‑
20
°
。
[0021]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0022](1)本专利技术堵盖能够在高温环境工况下承受正向和反向载荷，正常稳定的工作；
[0023](2)堵盖结构形式简单，工艺操作方便，长期贮存条件下能够保持密封性。
附图说明
[0024]图1为本专利技术结构示意图。
具体实施方式
[0025]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0026]本专利技术提供的一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，如图1所示，包括，前铝合金层1，后高温绝热层2，喷管内型面3。
[0027]所述前铝合金层1为均匀厚度的锥形碗状结构，其内锥形斜面构成了粘接面，与后高温绝热层粘接；
[0028]所述后高温绝热层2为为均匀厚度的锥形碗状结构，其外锥形斜面构成粘接面，与前铝合金层配合粘接；
[0029]前铝合金层1和后高温绝热层2通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖。
[0030]所述喷管内型面3为锥形斜面，通过粘接剂将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接。
[0031]前铝合金层1厚度为1
‑
2mm，后高温绝热层2厚度为2
‑
4mm通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖；包括小端和大端，小端直径30
‑
50mm，大端直径为50
‑
70mm；
[0032]所述喷管内型面3为锥形斜面，锥角为15
‑
20
°
，通过粘接剂JW
‑
1将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接，实现对发动机密封。
[0033]堵盖能够在高温环境工况下承受正向和反向0.03
‑
0.05MPa载荷，正常稳定的工作。
[0034]该结构已在该型号中应用，以某直径300mm发动机为例，根据总体任务书，明确了发动机的总体设计状态，确定了喷管的内型面，同时根据总体对于堵盖要承受内外压和400℃环境温度的要求，适应性地采用耐高温堵盖的结构形式，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了数十次地面试车及飞行试验，结构可靠，密封有效，满足总体要求。
[0035]本专利技术虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本专利技术，任何本领域技术人员在不脱离本专利技术的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和
技术实现思路
对本专利技术技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本专利技术技术方案的内容，依据本专利技术的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本专利技术技术方案的保护范围。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，其特征在于，包括前铝合金层(1)、后高温绝热层(2)和喷管内型面(3)，所述前铝合金层(1)为均匀厚度的锥形结构，其内锥形斜面构成了粘接面，与后高温绝热层(2)粘接；所述后高温绝热层(2)为均匀厚度的锥形结构，其外锥形斜面构成粘接面，与前铝合金层(1)配合粘接；前铝合金层(1)和后高温绝热层(2)通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖；所述喷管内型面(3)为锥形斜面，通过粘接剂将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接，实现对发动机密封。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，其特征在于，堵盖能够在高温环境工况下承受正向和反向0.03
‑
0.05MPa载荷。3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，其特征在于，前铝合金层通过铝合金材料旋压成型，为堵盖提供支撑和粘接面。4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖，其特征在于，后高温绝热层采用三元乙丙橡...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨大望，汤飘平，陆一智，杨明，陈沛然，
申请(专利权)人：上海新力动力设备研究所，
类型：发明
国别省市：
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