CN104696109A - 一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构 - Google Patents

一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构 Download PDF

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Abstract

一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，包括：尾环、扩散段绝热层；扩散段绝热层位于尾喷管外表面；采用螺钉固定在所述扩散段绝热层与尾环；尾环径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。本发明公开了一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加出口处绝热层的厚度，提高了尾喷管工作可靠性；针对总体提出的可烧蚀燃气舵的设计，有效地进行了密封，对尾喷管出口火焰与舵机舱段内进行了隔离，保护了舵机舱段内的设备。

Description

一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构
 
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构。
 
背景技术
尾喷管是发动机结构中的重要部件之一，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。同时，它又是燃气流量的控制装置，能使燃烧室内建立一定的工作压力。
在发动机尾喷管设计中，为使发动机具有较好的性能，在满足总体要求的前提下，应在结构设计时保持适当的膨胀比和良好的型面，并要着重解决喷管效率和热防护的问题。
图1是现有的固体火箭发动机扩散段密封结构示意图，主要是常规的径向密封结构形式，包括：位于扩散段表面的扩散段绝热层02，套在扩散段绝热层02表面的尾环01，将所述尾环01固定在扩散段绝热层02上的螺钉03。常规径向结构形式存在的问题主要是在金属尾环外表面通过外部结构进行径向密封时，轴向没有定位，在装配过程中密封圈在轴向方向易产生位移，这样就可能造成密封圈的意外受损，不能保证整体密封的效果。
 
发明内容
本发明的目的在于针对上述存在的问题，一种固体火箭发动机扩散段出口密封结构，该密封结构可控制密封圈的轴向位移，并防止扩散段出口的火焰回火，以保护舵机舱段中的电子设备，提高发动机工作的可靠性。 
为了解决本发明的上述技术问题，本发明提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，包括：尾环、扩散段绝热层；扩散段绝热层位于尾喷管外表面；采用螺钉固定在所述扩散段绝热层与尾环；尾环径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。
进一步，扩散段绝热层的表面具有与所述尾环匹配的第一台阶面，所述尾环的底面贴在所述第一台阶面的一个表面；所述第一台阶面较高表面与所述尾环的外表面齐平，所述尾环和扩散段绝热层在圆周方向均布四个对应位置的方槽，用于装配使用。
本发明由于采用了优化的径向密封结构方式，与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1）尾环在径向采用底槽结构，缩短了轴向距离，从而可充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加出口处扩散段绝热层的厚度，提高了尾喷管工作可靠性；
2）针对总体提出的可烧蚀燃气舵的设计，采用密封圈径向密封，有效地对舵机舱进行了密封，对扩散段出口火焰与舵机舱段内进行了隔离，保护了舵机舱段内的设备。
 
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是现有固体火箭发动机尾喷管出口密封结构的示意图；
图2为本发明实施例提供的固体火箭发动机尾管喷出口密封结构的示意图。
 
具体实施方式
参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。
图2是本发明固体火箭发动机扩散段密封结构的示意图，所述密封结构用于扩散段与舵机舱之间的密封，包括：扩散段绝热层2，所述扩散段绝热层2位于尾喷管外表面；采用螺钉3固定在所述扩散段绝热层2与尾环1；所述尾环1径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。
所述扩散段绝热层2的表面具有与所述尾环1匹配的第一台阶面（未标识），所述尾环1的底面贴在所述第一台阶面的一个表面；所述第一台阶面较高表面与所述尾环1的外表面齐平。同时在尾环1和扩散段绝热层在圆周方向均布四个对应位置的方槽，用于装配使用
扩散段绝热层2和尾环1之间先采用SW-2胶粘接，再采用8个M4的内六角螺钉3进行周向固定。根据总体要求，必须保证舵机舱段内的电子设备远离高温燃气流，同时，轴向机械尺寸受到严格的限制，故采用优化的径向密封结构方式。
根据总体下达的机械接口协调要求，确定了扩散段出口的结构尺寸。同时因为结构尺寸的限制，在燃烧室壳体后分离面需与舵机舱段对接，即尾管外侧均为舵机舱的内部空间，其电子设备无法承受高温燃气的侵蚀，故需在扩散段出口处设计密封结构进行密封。因为考虑到装配时密封圈轴向位移的控制，故在金属尾环1的径向上加工一个宽度7mm、深度3.5mm的底槽，用于对密封圈的轴向位移进行限制。若扩散段出口处不采用优化的径向密封的结构形式，在总体采用可烧蚀燃气舵的前提下，密封圈轴向会产生攒动，导致回火将会非常严重，并对舵机舱内的电子产品造成损伤，这样将直接影响导弹整体的可靠性。若采用优化的径向密封结构形式，可有效的控制密封圈的轴向位置，并对扩散段出口处的燃气与舵机舱中的电子产品进行隔离，这样在轴向尺寸严格控制的情况下，可大大提高舵机舱段的密封效果。
以直径230mm发动机为例，采用扩散段优化密封结构，根据总体要求，确定了尾喷管出口处的结构尺寸，故在尾喷管出口处进行适应性设计，采取了径向密封结构形式，即在尾环1上加工径向底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈。同时在尾环1和扩散段绝热层2在圆周方向均布四个对应位置的方槽，用于装配使用尾环1采用30CrMnSiA合金钢制造，扩散段绝热层2材料采用高硅氧玻璃钢。尾环1外壁用8个M4的内六角螺钉在周向加固绝热层，与后舱段的密封组件进行轴向定位，满足了机械尺寸要求的同时实现了密封。该结构已在该型号中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了多次地面及飞行试验，结构可靠，满足总体要求。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，包括：尾环、扩散段绝热层；
所述扩散段绝热层位于尾喷管外表面；采用螺钉固定在所述扩散段绝热层与尾环；
所述尾环径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层的表面具有与所述尾环匹配的第一台阶面，所述尾环的底面贴在所述第一台阶面的一个表面；所述第一台阶面较高表面与所述尾环的外表面齐平。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述尾环和扩散段绝热层在圆周方向均布四个对应位置的方槽，用于装配使用。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述尾环的材料为30CrMnSiA合金钢。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述底槽的宽度为7mm，深度3.75mm。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层的材料为高硅氧玻璃钢。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层和尾环先采用SW-2 胶粘接，再采用8个M4的内六角螺钉进行周向固定。
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