CN110805505B - 一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，包括前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、喉衬、扩张段绝热层等部分，绝热层组件整体为刚性全包覆式结构形式，前封头绝热层与燃烧室绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，燃烧室绝热层与喷管绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，喷管绝热层与扩张段绝热层之间采用“L”形搭接结构连接。本发明绝热层组件通过应用刚性全包覆式绝热层组件，提高了火箭发动机的冲量质量比和工作可靠性，缩短了绝热层组件的制备时间，减轻了火箭发动机的冗余质量，易于进行批量化生产，质量一致性好，只需1名装配人员便可完成装配，适用于Φ200.0mm直径以内、长尾喷管长度在150.0mm以内的铝合金固体火箭发动机。

Description

一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件
技术领域
本发明属于固体火箭发动机领域，涉及一种刚性全包覆式绝热层，主要应用在铝合金长尾喷管固体火箭发动机的热防护材料上。
背景技术
固体火箭发动机热防护绝热层材料一般采用弹性热防护材料，比如：丁腈橡胶、三元乙丙橡胶以及硅橡胶等材料，其中三元乙丙橡胶具有密度低、隔热性好、力学性能优良等优点，是目前国内外广泛使用的固体火箭发动机绝热材料。
由于铝合金材料的力学性能对温度的变化非常敏感，因此，铝合金固体火箭发动机对绝热层的要求非常高，一旦局部绝热层出现缺陷，轻则导致发动机烧穿，重则引起发动机解体、爆炸。目前，铝合金火箭发动机一般采用三元乙丙材料制作各结构件的绝热层，受限于弹性热防护材料的特性，各结构件绝热层之间的连接都是“面对面”形式，密封效果较差，在发动机工作时，不同零部件绝热层的连接部位在高温高压燃气的作用下，容易受压变形引起“蹿火”现象、造成密封失效，最终使发动机工作异常。
为解决这一问题，铝合金固体火箭发动机壳体组件，往往设计为外螺纹连接方式，这种结构密封性较好，且工艺性好。但这使得发动机外径增大、加重了发动机的冗余质量。此外，在发动机部件必须设计为内螺纹连接结构的条件下，采用弹性热防护材料制备绝热层的部件，在结构连接部位密封效果极不可靠，会大幅降低工作可靠性。
综上所述，现有铝合金固体火箭发动机绝热层组件存在应用范围较窄、工作可靠性低等缺点，迫切需要一种高可靠性、适用性广的铝合金固体火箭发动机绝热层组件。
发明内容
为了解决现有铝合金固体火箭发动机绝热层组件的不足，本发明提供了一种刚性全包覆式绝热层组件，能够广泛适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机热防护领域。
为了解决上述技术问题，本发明所采用的方案如下：
一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，包括前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、喉衬、扩张段绝热层，前封头绝热层与燃烧室绝热层之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果，燃烧室绝热层与喷管绝热层之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果，喷管绝热层与扩张段绝热层之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果，喉衬通过内嵌方式与喷管绝热层与扩张段绝热层连接。
所述的前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、扩张段绝热层材料可以是模压高硅氧纤维/酚醛，还可以是模压碳纤维/酚醛。
所述的喉衬材料不仅可以是石墨，还可以是钨渗铜材料、模压碳纤维、酚醛材料。
所述的前封头绝热层前端外轮廓几何结构，不仅可以为三心碟形样式，还可以是平板形样式、椭球形样式或球形等样式。
所述的燃烧室绝热层后端外轮廓几何结构，不仅可以为三心碟形样式，还可以是平板形样式、椭球形样式或球形等样式。
所述的前封头绝热层与燃烧室绝热层之间的“L”形搭接结构长度为10.0mm～20.0mm。
所述的燃烧室绝热层与喷管绝热层之间的“L”形搭接结构长度为5.0mm～10.0mm。
所述的喷管绝热层与扩张段绝热层之间采用“L”形搭接结构长度为8.0mm～14.0mm。
所述的喉衬长度为25.0mm～35.0mm。
本发明的优点：(1)绝热层组件为全包覆形式，高温高压燃气被封闭在绝热层组件之内，有效避免了燃气与铝合金壳体的直接接触；(2)绝热层组件材料为刚性热防护材料，可以进行高精度机械加工；(3)绝热层组件成型工艺为“模压+精密机械加工”方式，可以进行批量化、自动化生产，绝热层组件各部件之间有良好的互换性；(4)装配工艺性好，最少仅需一名装配人员，即可实现快速、精准装配，适用于Φ200.0mm直径以内、长尾喷管长度在150.0mm以内的铝合金固体火箭发动机。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
图1是本发明的装配示意图。图中1.前封头绝热层，2.燃烧室绝热层，3.喷管绝热层，4.喉衬，5.扩张段绝热层。
图2是前封头绝热层剖视图。
图3是燃烧室绝热层剖视图。
图4是喷管绝热层剖视图。
图5是喉衬剖视图。
图6是扩张段绝热层剖视图。
具体实施方式
下面结合附图1～6对本发明作进一步描述。
图1所示，本发明为一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件的装配示意图。绝热层组件整体为刚性全包覆式结构形式，该绝热层组件包括前封头绝热层1、燃烧室绝热层2、喷管绝热层3、喉衬4、扩张段绝热层5等。前封头绝热层1与燃烧室绝热层2之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果，燃烧室绝热层2与喷管绝热层3之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果，喷管绝热层3与扩张段绝热层5之间采用“L”形搭接结构连接来达到密封效果。喉衬4通过内嵌方式与喷管绝热层3与扩张段绝热层5连接
具体制备步骤为：
1)利用模压工艺制备高硅氧——酚醛树脂材料；
2)根据图纸对各部件进行粗车，粗车零件包括：前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、喉衬、扩张段绝热层等，使外轮廓满足技术要求；
3)对铝合金壳体的粘接面进行喷砂；
4)利用环氧树脂将前封头绝热层与前封头零件粘接为前封头组件
5)利用环氧树脂将燃烧室绝热层与燃烧室零件粘接为燃烧室组件；
5)利用环境树脂将喷管绝热层、喉衬以及扩张段绝热层粘接为一体，再与喷管零件粘接为喷管组件；
6)按照图纸对粘接好的前封头组件、燃烧室组件、喷管组件等进行精车，使其满足技术要求；
7)对粘接好的前封头组件、燃烧室组件、喷管组件之间进行试装配；
8)在喷管组件“L”形搭接面涂抹隔热腻子，然后与燃烧室组件装配；
9)在前封头组件“L”形搭接面涂抹隔热腻子，然后与燃烧室组件装配。
本发明经某型号长尾喷管铝合金发动机试验，工作时间＞3.0s，达到设计时间，工作结束后发动机壳体结构完整、外表面无过热现象。
本说明书的实施例所述的内容仅仅是对发明构思的实现形式的列举，仅作说明用途。本发明的保护范围不应当被视为仅限于本实施例所陈述的具体形式，本发明的保护范围也及于本领域的普通技术人员根据本发明构思所能想到的等同技术手段。

Claims (9)

1.一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，包括前封头绝热层(1)、燃烧室绝热层(2)、喷管绝热层(3)、喉衬(4)、扩张段绝热层(5)，其特征在于：前封头绝热层(1)与燃烧室绝热层(2)之间采用“L”形搭接结构连接，燃烧室绝热层(2)与喷管绝热层(3)之间采用“L”形搭接结构连接，喷管绝热层(3)与扩张段绝热层(5)之间采用“L”形搭接结构连接，喉衬(4)通过内嵌方式与喷管绝热层(3)与扩张段绝热层(5)连接；将前封头绝热层与前封头零件粘接为前封头组件；将燃烧室绝热层与燃烧室零件粘接为燃烧室组件；将喷管绝热层、喉衬以及扩张段绝热层粘接为一体，再与喷管零件粘接为喷管组件；在喷管组件“L”形搭接面涂抹隔热腻子，然后与燃烧室组件装配；在前封头组件“L”形搭接面涂抹隔热腻子，然后与燃烧室组件装配。
2.根据权利要求1所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：前封头绝热层(1)、燃烧室绝热层(2)、喷管绝热层(3)、扩张段绝热层(5)材料均为模压高硅氧纤维/酚醛或模压碳纤维/酚醛材料。
3.根据权利要求1或2所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：前封头绝热层(1)前端外轮廓几何结构为三心碟形样式、平板形样式、椭球形样式或球形样式。
4.根据权利要求1或2所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：燃烧室绝热层(2)后端外轮廓几何结构为三心碟形样式、平板形样式、椭球形样式或球形样式。
5.根据权利要求1所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：前封头绝热层(1)与燃烧室绝热层(2)之间的“L”形搭接结构长度为10.0mm～20.0mm。
6.根据权利要求1所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：燃烧室绝热层(2)与喷管绝热层(3)之间的“L”形搭接结构长度为5.0mm～10.0mm。
7.根据权利要求1所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：喷管绝热层(3)与扩张段绝热层(5)之间采用“L”形搭接结构长度为8.0mm～14.0mm。
8.根据权利要求1所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：喉衬(4)材料为石墨、钨渗铜材料或模压碳纤维/酚醛材料。
9.根据权利要求1或8所述的一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，其特征在于：喉衬(4)长度为25.0mm～35.0mm。
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