CN109667682A - 一种固体火箭发动机弯管的绝热组件 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，将弯管的绝热组件设计成两个模压硬质绝热管空间对接的形式，其中一个绝热管由规则的空心圆柱和球壳部分组成，另一个绝热管为圆柱状，有利于设计加工；两个绝热管分别从弯管的上下开口放入，同时，第二绝热管的上端设计成翻边，可直接卡在弯管的金属配合面，方便绝热组件安装；翻边向外延伸一部分，增加绝热组件抗烧蚀能力。
Description
技术领域
本发明属于固体推进技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机弯管的绝热组件。
背景技术
为确保载人飞船发射过程中航天员的生命安全，运载火箭上增加了一个专门的逃逸系统，为满足特定的使用要求，逃逸主发动机需采用倒置斜喷管形式，即喷管出口方向与燃烧室内气流流动方向相反，且喷管轴线和燃烧室轴线成一定的夹角，这就需要在燃烧室上设计一弯管结构用于与喷管相连接。弯管部位作为高温燃气流的转折和加速之处，其绝热结构承受的热环境条件十分恶劣，绝热层冲刷烧蚀十分严重。
目前的一种绝热方式为硬质配合软质绝热层进行手工铺贴，但软质绝热层的烧蚀率大，无法抵抗弯管处恶劣的冲刷环境，而硬质绝热层抗烧蚀性能虽优于软质绝热层，但弯管处型面比较复杂，硬质绝热层生片粘贴性较差，在气囊加压固化过程具有一定的流动性，会导致绝热层厚度不均，有的地方甚至会低于设计下限，精度要求无法满足。
模压绝热件是由模具保证尺寸，可以很好地保证精度，但弯管部位复杂的内型面导致单件模压件无法安装。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，可以实现固体火箭发动机燃烧室弯管部位的绝热结构设计，并且方便加工和安装。
一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，包括第一绝热管(2)和第二绝热管(3)；所述第一绝热管(2)从弯管(1)的前开口放入，所述第二绝热管(3)从弯管(1)的后开口放入；
所述第一绝热管(2)包括一体模压成型的空心圆柱部分和球壳部分；空心圆柱下端与弯管(1)的后开口平齐，上端开口为斜切面，上端最高点延伸到弯管(1)外侧的第一弯折处①，最低点延伸到弯管(1)内侧的第一弯折处③；球壳部分衔接于空心圆柱上端的以最高点为中点的半圆弧，并一直延伸到弯管(1)外侧的第二弯折处②；则第一绝热管(2)的上端开口形状为上端半圆及下端半椭圆形状；
所述第二绝热管(3)为圆柱状，下开口与第一绝热管(2)的上端开口对接，即开口形状与第一绝热管(2)的上端开口对应；第二绝热管(3)的上开口设有向外的翻边，可卡在弯管(1)的后开口边沿上。
本发明具有如下有益效果：
本发明将弯管的绝热组件设计成两个模压硬质绝热管空间对接的形式，其中一个绝热管由规则的空心圆柱和球壳部分组成，另一个绝热管为圆柱状，有利于设计加工；两个绝热管分别从弯管的上下开口放入，同时，第二绝热管的上端设计成翻边，可直接卡在弯管的金属配合面，方便绝热组件安装；翻边向外延伸一部分，增加绝热组件抗烧蚀能力。
附图说明
图1为本发明的绝热组件安装在弯管中的剖面图；
图2(a)为第一绝热管的剖面图；图2(b)为第一绝热管的外观图；
图3(a)为第二绝热管的主视图；图3(b)为第二绝热管的左视图；图3(c)为第二绝热管的外观图；
图4(a)为第一绝热管与第二绝热管配合间隙图；图4(b)为图4(a)的A-A剖面图；
其中，1-弯管，2-第一绝热管，3-第二绝热管。
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。
逃逸主发动机压强高、推力大，弯管1部位瞬时承受的燃气流冲刷严重，因此，本发明奖弯管1的绝热组件设计成由模压硬质的第一绝热管2和第二绝热管3空间装配而成。第一绝热管2从弯管1的前开口放入，第二绝热管3从弯管1的后开口放入。
如图1所示，第一绝热管2包括一体模压成型的空心圆柱和球壳部分；空心圆柱下端与弯管1的后开口平齐，上端开口为斜切面，上端的最高点延伸到弯管1外侧的第一弯折处①，最低点延伸到弯管1内侧的第一弯折处③；球壳部分衔接于空心圆柱上端的以最高点为中点的半圆弧，并且一直延伸到弯管1外侧的第二弯折处②；则第一绝热管2的上端开口形状为上端半圆及下端半椭圆形状；
第二绝热管3为圆柱状，下开口与第一绝热管2的上端开口对接，即开口形状与第一绝热管2的上端开口对应，形状也是上端半圆及下端半椭圆形状；第二绝热管3的上开口设有向外的翻边，可卡在弯管1的后开口边沿上。
如图2(a)和2(b)所示，第一绝热管2的厚度s由烧蚀率公式s＝a(安全系数)*r(烧蚀率)*t(工作时间)计算，对接面的上半部分圆形以O为圆心，外径b由弯管1内径决定，内径b＇＝b-s，与空心圆柱的夹角为x°，对接面上设置配合台阶，深度一般s-5＞h＞5；对接面下半部分半椭圆形的外轮廓以O为圆心,与竖直方向的夹角z°＜10°,计算出长轴半径a＇，内轮廓是以O＇为圆心的椭圆，圆心O＇与圆心O的距离c＜20，确定长轴半径a＜a＇-c，计算出对接面与竖直方向的夹角y°。本实施例中，第一绝热管2的厚度s＝2*3mm/s*3s＝18mm，外径b＝105mm，内径b＇＝105mm-18mm＝87mm，与空心圆柱夹角为35°，配合台阶深度一般h＝8mm；对接面下半部分椭圆形的外轮廓以O为圆心，与竖直方向的夹角6°,计算出长轴半径为175mm，内轮廓是以O＇为圆心的椭圆,圆心O＇与圆心O的距离为10mm，确定长轴半径为160mm，计算出对接面与竖直方向的夹角5°。
如图3(a)、(b)和(c)所示，第二绝热管3的厚度t由烧蚀率公式计算，与第一绝热管2的配合尺寸分别为c、b、b＇、h、a、a＇、z°和y°，翻边与弯管1后开口边沿的金属配合面的曲面半径分别为k、m、n。本实施例中，第二绝热管3的厚度t＝2*4mm/s*3s＝24mm由烧蚀率公式计算，与第一绝热管2的配合尺寸分别为10mm、105mm、87mm、8mm、175mm、160mm、6°和5°，翻边与金属配合面的曲面半径分别为60mm、350mm、330mm。
如图4(a)和(b)所示，两个绝热管的对接面的装配间隙Δ1、Δ2、Δ3、Δ4应保证在0mm～2mm范围内，本实施例的装配间隙要求如下：
a)对接面E、F紧密贴合(0.1mm的塞尺不能塞进即可)；
b)间隙Δ1在范围0mm～0.2mm内；
c)间隙Δ2在范围0.265mm～0.692mm内；
b)第二绝热管3与弯管1的径向间隙Δ3在范围0mm～1.8mm内；径向间隙Δ4在范围0mm～1.6mm内。
通过地面试验验证，使用第一绝热管2+第二绝热管3的装配式空间对接绝热结构设计，可将弯管处的烧蚀率从7-8mm/s降至3-4mm/s，大大提高了绝热的可靠性和安全性，说明本发明设计的绝热组件是可行的。
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 (1)
1.一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，其特征在于，包括第一绝热管(2)和第二绝热管(3)；所述第一绝热管(2)从弯管(1)的前开口放入，所述第二绝热管(3)从弯管(1)的后开口放入；
所述第一绝热管(2)包括一体模压成型的空心圆柱部分和球壳部分；空心圆柱下端与弯管(1)的后开口平齐，上端开口为斜切面，上端最高点延伸到弯管(1)外侧的第一弯折处①，最低点延伸到弯管(1)内侧的第一弯折处③；球壳部分衔接于空心圆柱上端的以最高点为中点的半圆弧，并一直延伸到弯管(1)外侧的第二弯折处②；则第一绝热管(2)的上端开口形状为上端半圆及下端半椭圆形状；
所述第二绝热管(3)为圆柱状，下开口与第一绝热管(2)的上端开口对接，即开口形状与第一绝热管(2)的上端开口对应；第二绝热管(3)的上开口设有向外的翻边，可卡在弯管(1)的后开口边沿上。
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