CN109184959A - 一种无纬布针刺喉衬喷管 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种无纬布针刺喉衬喷管，包括喷管壳体、喉衬以及绝热层，喷管壳体入口设有喉衬，喉衬与喷管壳体之间设有绝热层；喉衬为分段结构，分段部位在柱段结构往喷管出口方向3mm～5mm范围内，喉衬长度与柱段结构厚度比值为3.11～3.5；所述喉衬采用无纬布针刺C/C复合材料制成。本发明生产周期短、效率高、成本低，具备良好的力学性能。

Description

一种无纬布针刺喉衬喷管
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机喷管技术领域，具体涉及一种无纬布针刺喉衬喷管。
背景技术
喉衬是固体发动机喷管的关键部件，承受高温高压燃气的冲刷，工作环境十分恶劣，喉衬附近的对流换热强度是整个喷管结构中最为剧烈的，因内部温度梯度不均，一旦热应力超过强度极限，将导致喉衬破碎飞出，同时，与喉衬相关的试车故障占整个发动机故障的50％以上。因此，喉衬对喷管的质量尤为重要。
喉衬对材料的选用极其严格，指标要求主要体现在以下方面：力学性能、热物理性能、抗烧蚀性能，其中力学性能关系喉衬的结构完整性和烧蚀形貌；热物理性能涵盖材料的导热性能、热容、热胀系数等；抗烧蚀性能包括机械剥蚀、化学烧蚀等，其大小直接影响发动机的内弹道设计。
随着固体战术导弹的发展，发动机工作压强更高、时间更长，喷管喉衬规模更大，以往首选的T705石墨材料，由于性能偏低、数据波动大、内部缺陷多等原因，已不能满足使用要求，战略导弹采用的碳/碳复合材料造价极其昂贵，生产周期约201天，导致喉衬的生产效率低下，使喷管难以适应战术导弹大批量生产的需要。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种无纬布针刺喉衬喷管，生产周期短、效率高、成本低，具备良好的力学性能。
本发明的具体实施方案如下：
一种无纬布针刺喉衬喷管，包括喷管壳体、喉衬以及绝热层，所述喷管壳体入口设有喉衬，所述喉衬与喷管壳体之间设有绝热层；所述喉衬为分段结构，分段部位在柱段结构往喷管出口方向3mm～5mm范围内，喉衬长度与柱段结构厚度比值为3.11～3.5；所述喉衬采用无纬布针刺C/C复合材料制成。
进一步地，所述绝热层包括固定体绝热层、背壁绝热层以及扩张段绝热层；
所述固定体绝热层粘接在喷管壳体外壁与喉衬之间，所述背壁绝热层粘接在喷管壳体内壁与喉衬小端外壁之间，同时，固定体绝热层内壁与背壁绝热层外壁粘接；所述扩张段绝热层设置在喷管扩张段内壁与喉衬之间，扩张段绝热层内壁与喉衬内壁圆滑过渡。
进一步地，所述绝热层与喉衬采用迷宫结构密封；
喉衬前段外壁设有两个台阶结构，固定体绝热层粘接在喷管壳体外壁与喉衬前段第一个台阶之间，背壁绝热层粘接在喷管壳体内壁与喉衬前段第二个台阶之间。
进一步地，所述固定体绝热层材料为高硅氧布/酚醛，所述背壁绝热层材料是模压石棉/酚醛，所述扩张段绝热层材料为碳布/酚醛、高硅氧布/酚醛复合材料，高硅氧布/酚醛与喷管扩张段内壁粘接，高硅氧布/酚醛外壁粘接碳布/酚醛；所述高硅氧布/酚醛与背壁绝热层粘接，碳布/酚醛与高硅氧布/酚醛的粘接部位正对喉衬后段端面，碳布/酚醛与喉衬后段端面距离0.05mm～0.2mm。
有益效果：
1、本发明喉衬采用无纬布针刺C/C复合材料，新材料制备方便、造价低廉、生产周期短，同时喉衬采取分段结构，降低结构热应力，具备良好的力学性能，使喷管完成度高，质量好，能够适应当前固体发动机高压强、长时间、大过载的工况。
2、本发明考虑到不同部位受热不同，有针对性的在不同部位设置不同绝热层。
3、本发明绝热层与喉衬采用迷宫结构密封，密封效果好。
4、本发明碳布/酚醛与喉衬后段端面距离0.05mm～0.2mm，为碳布/酚醛在高温下膨胀预留余量，避免材料的损坏。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是喉衬的结构示意图。
其中，1-固定体绝热层，2-背壁绝热层，3-喉衬，4-扩张段绝热层，5-密封圈，6-喷管壳体，7-喉衬前段，8-喉衬后段，9-柱段结构。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种无纬布针刺喉衬喷管，如图1所示，包括固定体绝热层1、背壁绝热层2、喉衬3、扩张段绝热层4、密封圈5以及喷管壳体6。
如图2所示，喉衬3为分段结构，分为喉衬前段7和喉衬后段8，分段部位在柱段结构9往喷管出口方向3mm～5mm范围内，即L3在3mm～5mm范围内，可以有效的降低喉衬3的轴向应力，从而大大提高喉衬3的安全裕量。喉衬3长度与柱段结构9厚度比值为3.11～3.5，即L2/L1，柱段结构9为喉衬3内壁水平的一段竖直柱体，柱段结构9的厚度为竖直方向上的长度。
喉衬3材料选择无纬布针刺C/C复合材料，低成本的预制体结构，以纯液相增密方式，完成C/C复合材料的快速复合增密。和最低档的整体毡C/C复合材料相比，成本降低了33.2％。针刺预制体将无纬布、碳纤维网胎交替叠层后针刺，增加了连续性较好的无纬布，纤维体积含量从8％～11％提高到了24％～26％，提高了制品的力学、热物理性能，并能使80％的碳纤维垂直于燃气取向，不会因基体被烧蚀而导致碳纤维脱落现象，有利于降低喉衬3烧蚀率，通过发动机地面热试车考核，满足使用要求，是性价比较高的预制体。
全程采用液相浸渍致密，大大缩短致密的工艺周期，提高生产效率。在织物密度较低、常压碳化增密效率较高的阶段(密度≤1.40g/cm3)，采用纯沥青常压浸渍碳化增密；制品密度较高时采用高压碳化工艺提高强度的手段快速增密到工艺要求的密度，然后进行石墨化处理，稳定沥青炭结构。可显著提高致密效率，大幅缩短工艺周期，明显降低工艺成本，整个喉衬3生产周期约134天，如表1所示。
表1三种材料的生产周期对比情况
无纬布针刺C/C复合材料改善了轴、径向纤维含量，材料力学性能、抗烧蚀性能获得显著提升，由于预制体组织结构紧密规整，便于机械化生产，可大幅降低成本并实现批量化生产，是我国战术导弹喉衬材料发展的最新方向之一。
无纬布针刺C/C复合材料具有成型快速、工艺简单、性能优异的特点，其生产周期短、性能优异，特别适合大批量生产的战术发动机对喉衬材料的要求，无纬布针刺C/C复合材料的应用对固体火箭发动机喷管技术进步将产生积极效果。
喷管入口设有喉衬3，喉衬3与喷管壳体6之间设有绝热层，绝热层包括固定体绝热层1、背壁绝热层2以及扩张段绝热层4。
绝热层与喉衬3采用迷宫结构密封，喉衬前段7外壁设有两个台阶结构，固定体绝热层1粘接在喷管壳体6外壁与喉衬前段7第一个台阶之间，背壁绝热层2粘接在喷管壳体6内壁与喉衬前段7第二个台阶之间，同时，固定体绝热层1内壁与背壁绝热层2外壁粘接。扩张段绝热层4设置在喷管扩张段内壁与喉衬后段8之间，扩张段绝热层4内壁与喉衬后段8内壁圆滑过渡。密封圈5设置在扩张段绝热层4与喷管扩张段内壁之间。
密封圈5材料为橡胶，喷管壳体6材料为钛合金。固定体绝热层1外壁与火接触，所以采用了抗烧蚀的高硅氧布/酚醛；背壁绝热层2不直接与火接触，因此采用了成本低廉的模压石棉/酚醛；扩张段绝热层4材料为碳布/酚醛、高硅氧布/酚醛复合材料，高硅氧布/酚醛与喷管扩张段内壁粘接，高硅氧布/酚醛外壁粘接碳布/酚醛，碳布/酚醛直接接触喷管入口处的火，抗烧蚀能力好，且高硅氧布/酚醛与背壁绝热层2粘接，碳布/酚醛与高硅氧布/酚醛的粘接部位正对喉衬后段8端面，碳布/酚醛与喉衬后段8端面距离0.05mm～0.2mm。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种无纬布针刺喉衬喷管，其特征在于，包括喷管壳体、喉衬以及绝热层，所述喷管壳体入口设有喉衬，所述喉衬与喷管壳体之间设有绝热层；所述喉衬为分段结构，分段部位在柱段结构往喷管出口方向3mm～5mm范围内，喉衬长度与柱段结构厚度比值为3.11～3.5；所述喉衬采用无纬布针刺C/C复合材料制成。
2.如权利要求1所述的无纬布针刺喉衬喷管，其特征在于，所述绝热层包括固定体绝热层、背壁绝热层以及扩张段绝热层；
所述固定体绝热层粘接在喷管壳体外壁与喉衬之间，所述背壁绝热层粘接在喷管壳体内壁与喉衬小端外壁之间，同时，固定体绝热层内壁与背壁绝热层外壁粘接；所述扩张段绝热层设置在喷管扩张段内壁与喉衬之间，扩张段绝热层内壁与喉衬内壁圆滑过渡。
3.如权利要求2所述的无纬布针刺喉衬喷管，其特征在于，所述绝热层与喉衬采用迷宫结构密封；
喉衬前段外壁设有两个台阶结构，固定体绝热层粘接在喷管壳体外壁与喉衬前段第一个台阶之间，背壁绝热层粘接在喷管壳体内壁与喉衬前段第二个台阶之间。
4.如权利要求2所述的无纬布针刺喉衬喷管，其特征在于，所述固定体绝热层材料为高硅氧布/酚醛，所述背壁绝热层材料是模压石棉/酚醛，所述扩张段绝热层材料为碳布/酚醛、高硅氧布/酚醛复合材料，高硅氧布/酚醛与喷管扩张段内壁粘接，高硅氧布/酚醛外壁粘接碳布/酚醛；所述高硅氧布/酚醛与背壁绝热层粘接，碳布/酚醛与高硅氧布/酚醛的粘接部位正对喉衬后段端面，碳布/酚醛与喉衬后段端面距离0.05mm～0.2mm。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110608109A (zh) * 2019-10-09 2019-12-24 上海新力动力设备研究所 一种喷管结构
CN111122767A (zh) * 2019-11-29 2020-05-08 南京理工大学 一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置
CN112324595A (zh) * 2020-11-03 2021-02-05 西安航天动力技术研究所 一种前摆心柔性喷管用去腻子化热防护结构
CN117028079A (zh) * 2023-10-08 2023-11-10 北京星河动力装备科技有限公司 喷流装置、火箭动力装置以及火箭

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101157564A (zh) * 2007-09-13 2008-04-09 北京航空航天大学 用炭纳米纤维增强炭/炭构件的方法
CN104496506A (zh) * 2014-11-21 2015-04-08 青岛麦特瑞欧新材料技术有限公司 一种C/C-TaC-ZrB2陶瓷基复合材料及其制备方法
CN106050477A (zh) * 2016-07-28 2016-10-26 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法
CN106762230A (zh) * 2016-11-22 2017-05-31 湖北三江航天江北机械工程有限公司 固体火箭发动机非潜入式喷管及制造方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101157564A (zh) * 2007-09-13 2008-04-09 北京航空航天大学 用炭纳米纤维增强炭/炭构件的方法
CN104496506A (zh) * 2014-11-21 2015-04-08 青岛麦特瑞欧新材料技术有限公司 一种C/C-TaC-ZrB2陶瓷基复合材料及其制备方法
CN106050477A (zh) * 2016-07-28 2016-10-26 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法
CN106762230A (zh) * 2016-11-22 2017-05-31 湖北三江航天江北机械工程有限公司 固体火箭发动机非潜入式喷管及制造方法

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110608109A (zh) * 2019-10-09 2019-12-24 上海新力动力设备研究所 一种喷管结构
CN111122767A (zh) * 2019-11-29 2020-05-08 南京理工大学 一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置
CN112324595A (zh) * 2020-11-03 2021-02-05 西安航天动力技术研究所 一种前摆心柔性喷管用去腻子化热防护结构
CN117028079A (zh) * 2023-10-08 2023-11-10 北京星河动力装备科技有限公司 喷流装置、火箭动力装置以及火箭
CN117028079B (zh) * 2023-10-08 2024-02-20 北京星河动力装备科技有限公司 喷流装置、火箭动力装置以及火箭

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