CN110080909A - 一种固体火箭发动机的喷管 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层、扩散段绝热层和壳体承力层，壳体承力层包括抵接于收敛段绝热层的第一段以及与第一段相连的第二段，第二段与扩散段绝热层相连，第一段的外壁凸设有粘结头，粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。本发明采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体的装配台阶，简化了装配工艺流程，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。

Description

一种固体火箭发动机的喷管
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机制造技术领域，具体涉及一种一种固体火箭发动机的喷管。
背景技术
质量比是表征固体火箭发动机性能的关键参数，追求高质量比是航天动力技术发展一致追求的目标。通常，对于固体火箭发动机，质量比对运载火箭的运载能力或导弹的射程影响更大，因此需进一步减少固体火箭发动机的消极质量，提高质量比。
燃烧室壳体和喷管作为固体火箭发动机的关键部件，占据了固体火箭发动机消极质量中的绝大部分，传统喷管(如图1所示)的喷管壳体支承喷管的烧蚀绝热结构，承受强度载荷并实现与发动机燃烧室的连接。传统的喷管包括收敛段绝热层10＇、喉衬11＇、背衬12＇、扩散段绝热层13＇和喷管壳体14＇，堵盖15＇设在收敛段绝热层10＇，一般喷管壳体14＇选用高强度钢及钛合金等金属材料，且与发动机燃烧室采用法兰16＇连接，需要一定的后开口尺寸要求(厚度及直径)，造成燃烧室壳体后封头与喷管壳体结构尺寸较大，发动机消极质量进一步降低较为困难。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机的喷管，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层、扩散段绝热层和壳体承力层，所述壳体承力层包括抵接于所述收敛段绝热层的第一段以及与所述第一段相连的第二段，所述第二段与所述扩散段绝热层相连，所述第一段的外壁凸设有粘结头，所述粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，所述第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。
在上述技术方案的基础上，所述第一段的厚度大于所述第二段的厚度。
在上述技术方案的基础上，所述壳体承力层还包括缓冲层，所述缓冲层套设于所述粘结头外，所述缓冲层远离所述第二段一侧的部分延伸至所述粘结头和所述收敛段绝热层之间，所述缓冲层靠近所述收第二段一侧的部分延伸至覆盖于所述第一段。
在上述技术方案的基础上，所述喷管还包括堵盖，所述堵盖设于所述扩散段绝热层上。
本发明还提供一种固体火箭发动机，其包括：
如上述所述的喷管；
燃烧室壳体，所述第一段的外壁与所述燃烧室壳体相抵接；
燃烧室绝热层，所述粘结头的两侧分别与所述燃烧室壳体的内壁和所述燃烧室绝热层粘接相连。
在上述技术方案的基础上，所述第一段的厚度大于所述第二段的厚度。
在上述技术方案的基础上，所述壳体承力层还包括缓冲层，所述缓冲层套设于所述粘结头外，所述缓冲层远离所述第二段一侧的部分延伸至所述粘结头和所述收敛段绝热层之间，所述缓冲层靠近所述收第二段一侧的部分延伸至覆盖于所述第一段，且所述第一段的外壁与所述燃烧室壳体之间通过所述缓冲层相抵接，所述粘结头的两侧分别通过所述缓冲层与所述燃烧室壳体的内壁和所述燃烧室绝热层粘接相连。
在上述技术方案的基础上，所述喷管还包括堵盖，所述堵盖设于所述扩散段绝热层上。
在上述技术方案的基础上，其特征在于，其包括以下步骤：
将所述第一段的外壁与所述燃烧室壳体相抵接；
将所述粘结头的两侧分别与所述燃烧室壳体的内壁和所述燃烧室绝热层粘接相连形成预成型发动机；
将所述预成型发动机进行缠绕成型。
在上述技术方案的基础上，所述喷管还包括堵盖，所述堵盖设于所述扩散段绝热层上，
所述成型方法包括：将所述预成型发动机进行缠绕成型之后，将所述堵盖安装于所述扩散段绝热层上。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明的固体火箭发动机的喷管中的粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。本发明采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体的装配台阶，简化了装配工艺流程，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。
附图说明
图1为传统的固体火箭发动机的喷管的结构示意图；
图2为本发实施例中固体火箭发动机的喷管的结构示意图；
图3为本发实施例中固体火箭发动机的结构示意图；
图4为本发实施例中固体火箭发动机的完整结构示意图。
图中：10＇-收敛段绝热层，11＇-喉衬，12＇-背衬，13＇-扩散段绝热层，14＇-喷管壳体，15＇-堵盖，16＇-法兰，1-收敛段绝热层，2-扩散段绝热层，3-壳体承力层，30-第一段，31-第二段，32-粘结头，33-缓冲层，4-燃烧室壳体，5-燃烧室绝热层，6-堵盖，7-喉衬， 8-背衬。
具体实施方式
以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。
实施例1：
参见图2所示，本发明实施例1提供一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、壳体承力层3、喉衬7和背衬8，喉衬7和背衬8均设于收敛段绝热层1和扩散段绝热层2之间，背衬8设于喉衬7和壳体承力层3之间，收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、喉衬7和背衬8均与壳体承力层3的内壁相连。壳体承力层3包括抵接于收敛段绝热层1的第一段30以及与第一段30相连的第二段31，第二段31与背衬8和扩散段绝热层2均相连，第一段 30的外壁凸设有粘结头32，粘结头32的两侧分别用于与燃烧室壳体 4的内壁和燃烧室绝热层5粘接相连，第一段30的外壁用于与燃烧室壳体4相抵接。粘结头32的设计根据燃烧室壳体4和燃烧室绝热层5相适配设计，本发明实施例1采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体4的装配台阶，简化了装配工艺流程，且本发明实施例1中的壳体承力层3结构厚度大大减薄，且其主要作为喷管装配过程中的装配基准，并保证喷管装配过程中在轴向压配力下的结构强度，不需承担喷管工作过程中的主要承载功能，有效降低了结构质量，从而达到喷管轻质化目的，满足高质量比、高比冲固体火箭发动机的研制需要。
进一步的，第一段30的厚度大于第二段31的厚度。设计燃烧室壳体4时，只需要保证燃烧室壳体4的一端抵接于第一段30的外壁上，减小了喷管的尺寸以及保证了粘结头32与燃烧室壳体4的一体化装配连接。
进一步的，壳体承力层3还包括缓冲层33，缓冲层33套设于粘结头32外，缓冲层33远离第二段31一侧的部分延伸至粘结头32和收敛段绝热层1之间，延伸至粘结头32和收敛段绝热层1之间的部分缓冲层33主要起到缓冲粘结头32和收敛段绝热层1之间的应力的作用；缓冲层33靠近收第二段31一侧的部分延伸至覆盖于第一段 30，此时，缓冲层33作为燃烧室壳体4以及燃烧室绝热层5与粘结头32之间的过渡层，主要起到缓冲燃烧室壳体4以及燃烧室绝热层 5与粘结头32之间应力的作用。
进一步的，喷管还包括堵盖6，堵盖6设于扩散段绝热层2上，堵盖6与扩散段绝热层2的内壁相连，由于本发明实施例1中喷管与燃烧室先进行粘结装配再缠绕成型，缠绕成型之后堵盖6只能安装在扩散段绝热层2内壁上。
如图3-4所示，本发明实施例2提供了一种固体火箭发动机，其包括：
本发明实施例1中的喷管，喷管包括收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、壳体承力层3、喉衬7和背衬8，喉衬7和背衬8均设于收敛段绝热层1和扩散段绝热层2之间，背衬8设于喉衬7和壳体承力层3之间，收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、喉衬7和背衬8均与壳体承力层3的内壁相连。壳体承力层3包括抵接于收敛段绝热层1 的第一段30以及与第一段30相连的第二段31，第二段31与背衬8 和扩散段绝热层2均相连，第一段30的外壁凸设有粘结头32。
燃烧室壳体4，第一段30的外壁与燃烧室壳体4相抵接，第一段30的外壁与燃烧室壳体4粘接相连；
燃烧室绝热层5，粘结头32的两侧分别与燃烧室壳体4的内壁和燃烧室绝热层5粘接相连。
实施例2：
本发明实施例2中的喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体 4的装配台阶，简化了装配工艺流程，且本发明实施例2中的壳体承力层3结构厚度大大减薄，且其主要作为喷管装配过程中的装配基准，并保证喷管装配过程中在轴向压配力下的结构强度，不需承担喷管工作过程中的主要承载功能，有效降低了结构质量，从而达到喷管轻质化目的，满足高质量比、高比冲固体火箭发动机的研制需要。
进一步的，第一段30的厚度大于第二段31的厚度。设计燃烧室壳体4时，只需要保证燃烧室壳体4的一端抵接于第一段30的外壁上，减小了喷管的尺寸以及保证了粘结头32与燃烧室壳体4的一体化装配连接。
进一步，壳体承力层3还包括缓冲层33，缓冲层33套设于粘结头32外，缓冲层33远离第二段31一侧的部分延伸至粘结头32和收敛段绝热层1之间，缓冲层33靠近收第二段31一侧的部分延伸至覆盖于第一段30，且第一段30的外壁与燃烧室壳体4之间通过缓冲层 33相抵接，粘结头32的两侧分别通过缓冲层33与燃烧室壳体4的内壁和燃烧室绝热层5粘接相连。其中，延伸至粘结头32和收敛段绝热层1之间的部分缓冲层33主要起到缓冲粘结头32和收敛段绝热层1之间的应力的作用；而且缓冲层33还作为燃烧室壳体4以及燃烧室绝热层5与粘结头32之间的过渡层，主要起到缓冲燃烧室壳体 4以及燃烧室绝热层5与粘结头32之间应力的作用。
进一步的，喷管还包括堵盖6，堵盖6设于扩散段绝热层2上，堵盖6与扩散段绝热层2的内壁相连，由于本发明实施例1中喷管与燃烧室先进行粘结装配再缠绕成型，缠绕成型之后堵盖6只能安装在扩散段绝热层2内壁上。
如图2-4所示，本发明实施例3提供一种如实施例2中的固体火箭发动机的成型方法，其包括以下步骤：
将第一段30的外壁与燃烧室壳体4相抵接；
将粘结头32的两侧分别与燃烧室壳体4的内壁和燃烧室绝热层 5粘接相连形成预成型发动机；
将预成型发动机进行缠绕成型。
实施例3：
本发明实施例3中的喷管的喉径为φ56mm，出口外径φ200mm，喷管包括收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、壳体承力层3、喉衬7 和背衬8，喉衬7和背衬8均设于收敛段绝热层1和扩散段绝热层2 之间，背衬8设于喉衬7和壳体承力层3之间，收敛段绝热层1、扩散段绝热层2、喉衬7和背衬8均与壳体承力层3的内壁相连。壳体承力层3包括抵接于收敛段绝热层1的第一段30以及与第一段30相连的第二段31，第二段31与背衬8和扩散段绝热层2均相连，第一段30的外壁凸设有粘结头32。粘结头32的尺寸与燃烧室壳体4的尺寸相适配，方便喷管和燃烧室一体化缠绕。优选的，在粘结头32 与燃烧室壳体4以及燃烧室绝热层5之前设置缓冲层33，用于缓和工作过程中的应力。本发明实施例3的具体实施方式如下：
1)喉衬7采用碳/碳复合材料、背衬8采用高硅氧纤维增强/酚醛树脂模压材料、收敛段绝热层1采用碳纤维增强/酚醛树脂模压材料，扩散段绝热层2采用碳布/高硅氧布复合缠绕材料；壳体承力层3采用铝合金材料，厚度为1～2mm，主要作为喷管装配基准；
2)首先将扩散段绝热层2与壳体承力层3粘接，再将喉衬7和背衬8压配成喉衬体，将喉衬体与收敛段绝热层1一起与壳体承力层 3粘接成型；
3)将喷管组装后，以粘结头32的尺寸和结构为基准，模压缓冲层33，缓冲层33材料采用三元乙丙橡胶；
4)缓冲层33模压完成后，将第一段30的外壁与燃烧室壳体4 相抵接，将粘结头32的两侧分别与燃烧室壳体4的内壁和燃烧室绝热层5粘接相连形成预成型发动机；
5)将预成型发动机套装到缠绕芯模上，并将预成型发动机缠绕成型；
6)将预成型发动机进行缠绕成型之后，将堵盖6安装于扩散段绝热层2上，堵盖6采用铝堵盖。
本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层(1)、扩散段绝热层(2)和壳体承力层(3)，其特征在于，所述壳体承力层(3)包括抵接于所述收敛段绝热层(1)的第一段(30)以及与所述第一段(30)相连的第二段(31)，所述第二段(31)与所述扩散段绝热层(2)相连，所述第一段(30)的外壁凸设有粘结头(32)，所述粘结头(32)的两侧分别用于与燃烧室壳体(4)的内壁和燃烧室绝热层(5)粘接相连，所述第一段(30)的外壁用于与燃烧室壳体(4)相抵接。
2.如权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述第一段(30)的厚度大于所述第二段(31)的厚度。
3.如权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述壳体承力层(3)还包括缓冲层(33)，所述缓冲层(33)套设于所述粘结头(32)外，所述缓冲层(33)远离所述第二段(31)一侧的部分延伸至所述粘结头(32)和所述收敛段绝热层(1)之间，所述缓冲层(33)靠近所述收第二段(31)一侧的部分延伸至覆盖于所述第一段(30)。
4.如权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述喷管还包括堵盖(6)，所述堵盖(6)设于所述扩散段绝热层(2)上。
5.一种固体火箭发动机，其特征在于，其包括：
如权利要求1所述的喷管；
燃烧室壳体(4)，所述第一段(30)的外壁与所述燃烧室壳体(4)相抵接；
燃烧室绝热层(5)，所述粘结头(32)的两侧分别与所述燃烧室壳体(4)的内壁和所述燃烧室绝热层(5)粘接相连。
6.如权利要求5述的固体火箭发动机，其特征在于，所述第一段(30)的厚度大于所述第二段(31)的厚度。
7.如权利要求5述的固体火箭发动机，其特征在于，所述壳体承力层(3)还包括缓冲层(33)，所述缓冲层(33)套设于所述粘结头(32)外，所述缓冲层(33)远离所述第二段(31)一侧的部分延伸至所述粘结头(32)和所述收敛段绝热层(1)之间，所述缓冲层(33)靠近所述收第二段(31)一侧的部分延伸至覆盖于所述第一段(30)，且所述第一段(30)的外壁与所述燃烧室壳体(4)之间通过所述缓冲层(33)相抵接，所述粘结头(32)的两侧分别通过所述缓冲层(33)与所述燃烧室壳体(4)的内壁和所述燃烧室绝热层(5)粘接相连。
8.如权利要求5述的固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管还包括堵盖(6)，所述堵盖(6)设于所述扩散段绝热层(2)上。
9.一种如权利要求5所述的固体火箭发动机的成型方法，其特征在于，其包括以下步骤：
将所述第一段(30)的外壁与所述燃烧室壳体(4)相抵接；
将所述粘结头(32)的两侧分别与所述燃烧室壳体(4)的内壁和所述燃烧室绝热层(5)粘接相连形成预成型发动机；
将所述预成型发动机进行缠绕成型。
10.权利要求9述的成型方法，其特征在于，所述喷管还包括堵盖(6)，所述堵盖(6)设于所述扩散段绝热层(2)上，
所述成型方法包括：将所述预成型发动机进行缠绕成型之后，将所述堵盖(6)安装于所述扩散段绝热层(2)上。
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