CN106014689B - 一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构 - Google Patents

Abstract

本发明中公开一种适用于氧化剂头部直流喷注长时间工作固液火箭发动机的头部热防护及装配结构，在发动机头部的直流喷注面板与环形点火器间，安装高硅氧‑酚醛材料的环形绝热板。其中，绝热板采用错位反向沉头孔的方式利用螺栓分别连接喷注面板和点火器，并在沉头孔中螺栓头处销入高硅氧‑酚醛绝热销进行隔热保护。本发明利用液体氧化剂在发动机头腔中的流动对喷注面板进行冷却，同时结合高硅氧‑酚醛环形绝热板对冷却效果相对较差的喷注面板边缘进行隔热防护。在装配中，采用错位反向沉头孔的方式，利用圆柱头螺栓分别将点火器和喷注面板与环形绝热板连接，另外采用绝热销对螺栓头进行隔热，可以对发动机头部形成有效热防护。

Description

一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构

技术领域

本发明涉及火箭发动机的热防护领域，具体来说，是一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，适用于液体氧化剂头部喷注的长时间工作固液火箭发动机，经特殊设计的发动机热防护方案可以利用固液火箭发动机的独有特点巧妙对发动机喷注面板形成良好的热防护效果。

背景技术

固液火箭发动机是一种采用固体燃料药柱和液体氧化剂作为推进剂组合的新型火箭动力推进系统。因其氧化剂和燃料物相不同，分开贮存的独特特点，固液火箭发动机拥有诸多传统的固体火箭发动机和液体火箭发动机所不具备的优势。特别是与固体火箭发动机相比，其推进剂能量特性较高，安全性好，易实现推力调节和多次启动。虽然相比于固体火箭发动机，固液火箭发动机有燃速相对较低的缺点，但是该特性反过来也使得固液火箭发动机易于实现长时间工作，非常适合作为长时间巡航飞行器的动力系统，这是传统的固体火箭发动机较难胜任的。

固液火箭发动机的固体燃料药柱特性使其适合用作长时间工作的巡航飞行器驱动装置，由于固液火箭发动机工作过程中，燃烧室内会产生极度高温高压的极端恶劣环境，这将对发动机长时间工作中的可靠热防护提出很大的挑战。特别是固液火箭发动机采用了液体氧化剂，通常采用头部喷注的方式将液体氧化剂输送进入燃烧室中，这使得发动机的头部无法像传统的固体火箭发动机前封头处一样，简单的采用绝热层将壳体与高温燃气隔离开即可。因此，在长时间工作固液火箭发动机中，发动机头部热防护是一项必须有效解决但是难度很高的关键技术。

在固液火箭发动机工作过程当中，氧化剂输送系统将液体氧化剂输送进入发动机氧化剂头腔中，在头腔被液体氧化剂充满之后，在输送系统压力的作用下，头腔内的液体氧化剂通过喷注面板上的诸多直流喷注孔高速喷注进入发动机燃烧室中。发动机直流喷注面板上喷注孔的分布范围应尽量扩大，在发动机头腔中的喷注孔分布区域内，液体氧化剂会不断流动。由于固液火箭发动机的液体氧化剂在输送系统贮箱中贮存的状态通常为常温或者低温，因此发动机头腔内不断流动的液体氧化剂可以对发动机的喷注面板起到良好的吸热冷却作用，该冷却效果与液体火箭发动机中的再生冷却效果非常类似；但由于发动机头腔的边缘区域液体氧化剂流动性较差，因此冷却效果较差。

发明内容

为了解决上述问题，本发明采用在发动机头部的直流喷注面板与环形点火器间，安装高硅氧-酚醛材料的环形绝热板，有效降低发动机燃烧室内的高温燃气对喷注面板过量传热，从而对发动机的头部形成良好热防护效果的固液火箭发动机头部热防护结构，非常适用于采用氧化剂头部直流喷注的长时间工作固液火箭发动机。

本发明的优点在于：

1、本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，采用高硅氧-酚醛环形绝热板对发动机的喷注面板边缘区域进行隔热防护，该区域的液体氧化剂冷却效果较差，容易发生过热，而采用环形结构绝热板既不会影响氧化剂的直流喷注，又可以对喷注面板形成良好的热防护效果，与氧化剂冷却效果结合可以长时间保证发动机头部温度在较低范围内；

3、本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，绝热板采用错位反向沉头孔的方式利用螺栓分别连接发动机喷注面板和点火器，并在沉头孔中螺栓头上方销入高硅氧-酚醛绝热销进行隔热保护，这种结构可以保证发动机的喷注面板边缘区域和燃烧室内高温燃气之间不会通过任何高热导率材料快速传热，有效提高了绝热板的隔热效果。

附图说明

图1为本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构整体示意图；

图2为本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构中绝热层俯视结构图；

图3为本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构中绝热层侧剖图。

图中：

1-直流喷注面板 2-环形点火器 3-环形绝热板

4-圆柱头螺栓A 5-圆柱头螺栓B 6-绝热销A

7-绝热销B 8-上沉头孔 9-下沉头孔

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

本发明长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，在发动机头部的直流喷注面板1与环形点火器2间，安装高硅氧-酚醛材料的环形绝热板3，如图1所示。若采用常见的长螺栓连接方式，将环形点火器2连同环形绝热板3直接使用螺栓旋入直流喷注面板1上的螺纹孔中，则由于金属螺栓的热导率较高，发动机燃烧室内的高温燃气将很可能通过金属螺栓将热量快速传递到直流喷注面板1上。特别是在长时间工作的固液火箭发动机中，由于环形点火器2的壳体很难保持结构完整，通常采用烧蚀式设计，在环形点火器2壳体烧蚀后，长螺栓一定会直接暴露在高温燃气中，甚至可能被高温燃气直接熔化。

因此本发明通过下述方案实现环形绝热板的安装，具体为：

如图2、图3所示，在绝热板上下表面周向上分别均匀设计有上沉头孔8与下沉头孔9，且上沉头孔8与下沉头孔9交错布置，位于环形绝热板3外缘处的分度圆上。通过圆柱头螺栓A4穿过上沉头孔8后，与环形点火器2外缘连接法兰上对应位置开设的螺纹孔螺纹连接固定，实现环形绝热板3与环形点火器2间的固定。同样通过圆柱头螺栓B5穿过绝热板3下沉头孔9后，与直流喷注面板1外缘周向设计的螺纹孔螺纹连接固定，实现绝热板3与直流喷注面板1间的固定。

上述圆柱头螺栓A4的头部完全沉入上沉头孔8内，使圆柱头螺栓A4的头部与环形绝热板3上表面间形成空腔A，空腔A内插入绝热销A6并固定，且使绝热销A6的外端面与环形绝热板3上表面齐平。圆柱头螺栓B5的头部完全沉入下沉头孔9内，使圆柱头螺栓B5的头部与环形绝热板3下表面间形成空腔B，绝热销B7穿过环形点火器2外缘连接法兰上对应位置开设的通孔后，插入空腔B内并固定；且使绝热销B7的外端面与环形点火器2外缘连接法兰端面齐平。上述绝热销A6与绝热销B7同样采用高硅氧-酚醛材料制成。由此，保证了直流喷注面板1的外边缘不与任何高热导率的材料直接接触。

由此，采用高硅氧-酚醛绝热材料制成的环形绝热板3对直流喷注面板1的边缘区域进行隔热防护，防止发动机燃烧室内的高温燃气向直流喷注面板1过量传热。采用环形绝热板3不会影响到发动机头部的氧化剂直流喷注，不会给发动机的头部结构增加过高的复杂度，同时还能针对性的对喷注面板1热防护的薄弱环节进行保护，结合喷注面板1中心部分液体氧化剂流动吸热的冷却作用对发动机头部形成良好的热防护效果。可以起到非常好的绝热效果，保证在固液火箭发动机较长工作时间内发动机头部温度不会上升过高。

Claims (3)

1.一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，其特征在于：在发动机头部的直流喷注面板与环形点火器间，安装高硅氧-酚醛材料的环形绝热板；

环形绝热板的安装方式为：

在绝热板上下表面周向上分别均匀设计有上沉头孔与下沉头孔，且上沉头孔与下沉头孔交错布置，位于环形绝热板外缘处的分度圆上；通过螺栓穿过上沉头孔与下沉头孔，分别固定连接环形点火器与直流喷注面板；同时通过绝热销插入上沉头孔与下沉头孔，将上沉头孔与下沉头孔封堵。

2.如权利要求1所述一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，其特征在于：上沉头孔内的绝热销外端面与环形绝热板上表面齐平；下沉头孔内的绝热销外端面与环形点火器外缘端面齐平。

3.如权利要求1所述一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构，其特征在于：上述绝热销同样采用高硅氧-酚醛材料制成。