CN117145655B - 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 - Google Patents
一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117145655B CN117145655B CN202311407026.3A CN202311407026A CN117145655B CN 117145655 B CN117145655 B CN 117145655B CN 202311407026 A CN202311407026 A CN 202311407026A CN 117145655 B CN117145655 B CN 117145655B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- sealing ring
- tail
- engine
- spray pipe
- flexible
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims abstract description 200
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims abstract description 15
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims abstract description 107
- 229920002379 silicone rubber Polymers 0.000 claims abstract description 16
- 238000002679 ablation Methods 0.000 claims description 6
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 3
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 11
- 239000004945 silicone rubber Substances 0.000 abstract description 10
- 239000000835 fiber Substances 0.000 abstract description 7
- 108010066057 cabin-1 Proteins 0.000 description 15
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 11
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N phenol group Chemical group C1(=CC=CC=C1)O ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 4
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- BKUKXOMYGPYFJJ-UHFFFAOYSA-N 2-ethylsulfanyl-1h-benzimidazole;hydrobromide Chemical compound Br.C1=CC=C2NC(SCC)=NC2=C1 BKUKXOMYGPYFJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000005340 laminated glass Substances 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 239000002004 ayurvedic oil Substances 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- -1 phenolic aldehyde Chemical class 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
- F02K9/343—Joints, connections, seals therefor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
本发明公开了一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，主要由尾舱、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板、发动机喷管组成。柔性密封环采用纤维增强硅橡胶材料制备，结构形式为带圆环形翻边的U型密封环结构，其一侧通过密封环压板与尾舱连接，另一侧与发动机喷管粘接；弹尾防热板安装到位后，柔性密封环的圆环形翻边和密封环压板在弹尾防热板的圆环形凹槽内。导弹贮运状态下，可实现尾舱结构密封，为尾舱提供良好的贮存环境；发动机工作状态下，柔性密封环可适应发动机喷管沿轴向伸长、径向热膨胀变形和径向摆动，实现发动机喷管与尾舱的动态防热密封。
Description
技术领域
本发明属于高超声速导弹结构设计领域，具体涉及发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构。
背景技术
尾舱是指安装于火箭发动机后裙的舱段，发动机喷管贯穿其中，舱内贴壁安装有控制设备和执行机构。发动机工作时后封头会带动发动机喷管沿轴向伸长，同时发动机喷管也会产生热膨胀变形和径向摆动。工程研究表明，某燃烧室直径1000mm、喷管直径600mm的复合材料壳体发动机在工作时，发动机喷管后端面沿轴向伸长量约为15mm，沿径向产生单边约１mm的热膨胀变形，径向摆动幅度可达5mm。若发动机喷管与尾舱的防热密封结构设计不合理，一方面无法保证尾舱在贮运状态下的密封性，影响导弹的长贮性能，另一方面发动机工作的高温燃气会流经喷管与尾舱间的缝隙窜入舱段内，导致舱内设备、电缆及执行机构等高温失效。此外，发动机喷管的径向摆动还会导致喷管外壁尾舱发生碰撞，影响尾舱舱内设备和执行机构的可靠性，严重的情况下还会导致发动机喷管损坏而引发飞行事故。
授权公告号为CN107664465B的发明专利提供了一种导弹尾段的热防护与热密封结构，主要由层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封圈和环状金属底板组成，其中金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在防热板和金属底板形成的环形凹槽之内，环形壁面向内侧套在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环在凹槽两侧预留大于发动机喷管轴向伸长量的轴向匹配间隙，在径向预留大于发动机喷管在径向上的热膨胀变形量的径向匹配间隙。对于径向摆动幅度较大的发动机喷管，该方案预留的用于适应热膨胀变形量的径向匹配间隙无法适应发动机喷管的径向摆动。
申请公布号为CN115143847A的发明专利在发动机喷管和尾舱之间设置了金属密封环，在喷管与金属密封环之间采用橡胶密封圈实现密封，在弹尾防热板与尾舱配合的一侧设计有凹陷，刚性密封环的翻边卡入此凹陷，并且能够随喷管整体在弹尾防热板与尾舱间的局部凹陷区内滑动，从而防止发动机喷管振动传递至尾舱。该方案金属密封环与发动机喷管之间预留的间隙需要有效压缩橡胶密封圈实现密封，其间隙值难以适应发动机喷管长时间工作的热膨胀变形；对于径向摆动幅度较大的发动机喷管而言，要适应发动机喷管大幅度的径向摆动，其弹尾防热板内圈与发动机喷管外壁之间预留的间隙会暴露内部的金属密封环，金属密封环在发动机尾焰的作用下温度过高，从而导致与之接触的密封圈失效。
上述现有技术均未考虑发动机喷管与尾舱之间间隙径向振动的影响，从而导致密封失效或发生碰撞，引发飞行事故。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，包括尾舱、发动机喷管、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板及螺钉；所述发动机喷管嵌套设置于尾舱内，尾舱与发动机喷管共轴；所述尾舱底面为圆环形；发动机喷管突出于尾舱底面所在平面；发动机喷管外壁以尾舱底面所在平面为分割面设置柱段台阶，柱段台阶之间设置倒角；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间设置间隙；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙设置柔性密封环；所述柔性密封环由U形密封圈和圆环形翻边一体化组成；所述圆环形翻边与U形密封圈一侧密封唇连接，形成““形；柔性密封环U形密封圈开口朝向发动机喷管喷射的方向；柔性密封环U形密封圈位于尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙内；柔性密封环圆环形翻边与尾舱底面内环边缘处贴合；所述柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面直径最小的柱状台阶间为粘接；柔性密封环圆环形翻边上设置若干密封环压板；密封环压板为扇环形；密封环压板扇环形的内径和外径分别与圆环形翻边内径和外径相同；密封环压板上设置若干沉头孔，密封环压板使用螺钉通过设置在尾舱底面内环边缘设置的若干密封圈安装螺孔将柔性密封环固定于尾舱底面；所述尾舱底面上设置弹尾防热板；所述弹尾防热板为圆环形平板；弹尾防热板外圆半径与内圆半径之差不大于尾舱底面圆环外圆半径与内圆半径之差；弹尾防热板内圆处设置圆环形凹槽；尾舱底面外圆和内圆之间设置若干防热板安装螺孔；弹尾防热板上设置若干沉头孔；弹尾防热板通过螺钉与尾舱固定连接；弹尾防热板安装后，柔性密封环圆环形翻边和密封环压板在弹尾防热板的圆环形凹槽内。
所述尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小柱状台阶之间的间隙距离大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。
所述弹尾防热板与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶之间预留的间隙值大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。
所述弹尾防热板圆环形凹槽外圆半径与内圆半径之差不小于柔性密封环圆环形翻边的内圆半径与外圆半径之差。
所述弹尾防热板圆环形凹槽深度不小于密封环压板和柔性密封圈圆环形翻边厚度之和。
所柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面柱状台阶间为硅橡胶粘接。
所述柔性密封环的外形尺寸主要包括厚度t、圆环形翻边宽度LY、柔性密封环U型密封圈高度H、柔性密封环U型密封圈宽度W、直径最小的柱段台阶的直径d1、粘接面宽度LZ；所述粘接面宽度的计算方法为：
LZ≥（W2+d1·W）· Pmax/（2·d1·τ）,
其中Pmax表示导弹发射或发动机工作时作用在弹尾的最大压强，τ表示粘接剂的剪切强度。
所述柔性密封环U型密封圈宽度W小于尾舱后端框与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶的间隙值。
所述柔性密封环的厚度t为柔性密封环在发动机工作热环境下的烧蚀量的4倍以上。
所述柔性密封环U型密封圈高度H与柔性密封环U型密封圈宽度W一半的和与发动机喷管在工作时沿轴向伸长量相等。
所述弹尾防热板的材料为非金属热防护材料。
所述非金属热防护材料为层压玻璃纤维/酚醛板或层压高硅氧/酚醛板。
所述柔性密封环材料为改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶。
本发明的有益效果在于，首先在导弹贮运状态下，柔性密封环的一侧通过密封环压板压紧于尾舱后端面，另一侧粘接于发动机喷管外壁预留的柱段台阶上，实现了尾舱结构密封性，为尾舱提供良好的贮存环境，有利于导弹的长贮；其次，发动机工作状态下，由于柔性密封环结构刚度弱，粘接于发动机喷管外壁面后可通过变形来适应发动机喷管的热膨胀变形；柔性密封环U形密封圈一侧粘接面随发动机喷管沿轴向伸长，将U型密封环部分从尾舱后端框与发动机喷管柱段台阶之间的间隙中拉出，发动机喷管外壁与尾舱后端框和弹尾防热板之间预留的间隙可保证发动机喷管不会和尾舱后端框发生碰撞；本发明所述方案在适应发动机喷管轴向伸长、热膨胀变形和径向摆动的同时，也能保证发动机喷管与尾舱的密封性，阻止发动机尾焰进入尾舱；最后，柔性密封环采用改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶材料，能够抵抗发动机尾焰的烧蚀，同时在发动机喷管外壁面设置的两个柱段台阶，直径较大的柱段台阶可作为屏障，防止尾焰直接作用到柔性密封环的粘接面，提高了粘接面的抗烧蚀性能。
附图说明
图1为火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构图；
图2为火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构截面图；
图3为火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构局部放大图；
图4为隐藏弹尾防热板及其安装螺钉后的柔性防热密封结构；
图5为隐藏弹尾防热板及其安装螺钉后的柔性防热密封结构局部放大图；
图6为柔性密封环结构示意图；
图7为柔性密封环截面尺寸图；
图8为柔性防热密封结构在发动机工作状态下的结构形式示意图。
图中：1为尾舱；2为弹尾防热板；3为防热板安装螺钉；4为密封环压板；5为密封环安装螺钉；6为柔性密封环；7发动机喷管；8为柔性密封环厚度t；9为柔性密封环翻边宽度LY；10为柔性密封环U型密封圈高度H；11为柔性密封环U型密封圈宽度W；12为粘接面宽度LZ；13为直径最小的柱段台阶的直径d1；14为直径最大柱段台阶的直径d2。
具体实施方式
本发明所采用的技术方案是：
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，包括尾舱、发动机喷管、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板及螺钉；所述发动机喷管嵌套设置于尾舱内，尾舱与发动机喷管共轴；所述尾舱底面为圆环形；发动机喷管突出于尾舱底面所在平面；发动机喷管外壁以尾舱底面所在平面为分割面设置柱段台阶，柱段台阶之间设置倒角；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间设置间隙；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙设置柔性密封环；所述柔性密封环由U形密封圈和圆环形翻边一体化组成；所述圆环形翻边与U形密封圈一侧密封唇连接，形成““形；柔性密封环U形密封圈开口朝向发动机喷管喷射的方向；柔性密封环U形密封圈位于尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙内；柔性密封环圆环形翻边与尾舱底面内环边缘处贴合;所述柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面直径最小的柱状台阶间为粘接；柔性密封环圆环形翻边上设置若干密封环压板；密封环压板为扇环形；密封环压板扇环形的内径和外径分别与圆环形翻边内径和外径相同；密封环压板上设置若干沉头孔，密封环压板使用螺钉通过设置在尾舱底面内环边缘设置若干密封圈安装螺孔将柔性密封环固定于尾舱底面；所述尾舱底面上设置弹尾防热板；所述弹尾防热板为圆环形平板；弹尾防热板外圆半径与内圆半径之差不大于尾舱底面圆环外圆半径与内圆半径之差；弹尾防热板内圆处设置圆环形凹槽；尾舱底面外圆和内圆之间设置若干防热板安装螺孔；弹尾防热板上设置若干沉头孔；弹尾防热板通过螺钉与尾舱固定连接；弹尾防热板安装后，柔性密封环圆环形翻边和密封环压板在弹尾防热板的圆环形凹槽内。
所述尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小柱状台阶之间的间隙距离大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。
所述弹尾防热板与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶之间预留的间隙值大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。
所述弹尾防热板圆环形凹槽外圆半径与内圆半径之差不小于柔性密封环圆环形翻边的内圆半径与外圆半径之差。
所述弹尾防热板圆环形凹槽深度不小于密封环压板和柔性密封圈圆环形翻边厚度之和。
所柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面柱状台阶间为硅橡胶粘接。
所述柔性密封环的外形尺寸主要包括厚度t、圆环形翻边宽度LY、柔性密封环U型密封圈高度H、柔性密封环U型密封圈宽度W、内径d1、粘接面宽度LZ；所述粘接面宽度的计算方法为：
LZ≥（W2+d1·W）· Pmax/（2·d1·τ）,
其中Pmax表示导弹发射或发动机工作时作用在弹尾的最大压强，τ表示粘接剂的剪切强度。
所述柔性密封环U型密封圈宽度W小于尾舱后端框与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶的间隙值。
所述柔性密封环的厚度t为柔性密封环在发动机工作热环境下的烧蚀量的4倍以上。
所述柔性密封环U型密封圈高度H与柔性密封环U型密封圈宽度W一半的和与发动机喷管在工作时沿轴向伸长量相等。
所述弹尾防热板的材料为非金属热防护材料。
所述非金属热防护材料为层压玻璃纤维/酚醛板或层压高硅氧/酚醛板。
所述柔性密封环材料为改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶。
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
为使本发明的目的、内容和有益效果更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步的详述。应当理解，此处所描述的实施实例仅为解释本发明，并不限定本发明。
参照图1-3所示，本发明的实施例提供的一种用于火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，主要由尾舱1、弹尾防热板2、防热板安装螺钉3、密封环压板4、密封环安装螺钉5、柔性密封环6和发动机喷管7等组成。所述尾舱1的后端框为圆环形结构，后端面设置有三圈螺纹孔，其中靠近内侧的一圈螺纹孔用于安装柔性密封环6，靠近外侧的两圈螺纹孔用于安装弹尾防热板2。所述发动机喷管7外壁靠近出口处设置有两个柱段台阶，其中直径较小的柱段台阶的直径为d1、宽度为LC1，直径较大的柱段台阶的直径为d2、宽度为LC2，柱段台阶之间通过倒角过渡。所述弹尾防热板2为高硅氧/酚醛复合材料加工成的圆环形平板结构，其与尾舱1的安装面一侧设置有圆环形凹槽，另一侧设置有两圈沉头安装孔。参照图1-3、图6-7和图8所示，所述柔性密封环6为改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶材料模压成的带圆环形翻边的U型密封圈结构，圆环形翻边与U型密封环之间采用圆角过渡，圆环形翻边上设置有一圈安装孔；U型密封环部分的内径与发动机喷管的直径较小的柱段外径相等，均为d1。所述密封环压板4为扇环形平板结构，即可视为将整个圆环结构均匀切割成若干个压板，并在一侧加工出若干个安装沉头孔，其宽度与柔性密封环6的圆环形翻边宽度相等，均为LY。
参照图1-3和图4-5所示，所述发动机喷管7嵌套安装于尾舱1的内部，与尾舱后端框之间预留的间隙L1大于发动机喷管7在工作状态下径向热膨胀量与径向最大径向摆动量的和。所述柔性密封环6通过多组密封环压板4和密封环安装螺钉5安装在尾舱1的后端框上，通过密封环压板4压缩使其产生形变而实现尾舱1与柔性密封环6的密封；柔性密封环6的U型密封环内圈通过硅橡胶粘接在发动机喷管7的直径较小的柱段上，而直径较大的柱段台阶可作为屏障，保护柔性密封环6的粘接面避免直接受到发动机高温燃气的冲刷。所述弹尾防热板2通过防热板安装螺钉3安装在尾舱1的后端面上，弹尾密封环2与发动机喷管7外壁直径较大的柱段台阶之间的间隙为L2；弹尾防热板2安装到位后，密封环压板4正好位于弹尾防热板2靠近内侧的圆环形凹槽内。
以某型喷管外壁柱段外径d1为600mm的固体火箭发动机为实施例，根据设计分析和地面静试获得发动机在工作时喷管沿轴向伸长量为15mm，沿径向的单边热膨胀变形量为1mm，发动机工作时的径向摆动量为5mm。基于以上数据，所述发动机喷管7与尾舱1的间隙值L1设计值应不小于6mm，本实施例在考虑一定安全余量后，发动机喷管7与尾舱1的间隙值L1取10mm，发动机喷管7与弹尾防热板2的间隙值L2也为10mm。发动机喷管7柱段台阶的高度差（d2-d1）/2取值为4mm，即发动机喷管外径d2为608mm，直径较大的柱段台阶的宽度LC2为15mm。所述柔性密封环6的材料选择玻璃纤维增强硅橡胶材料，根据发动机工作时喷管与尾舱缝隙处的热环境和热响应分析，通过计算得到柔性密封环6的烧蚀量为0.25mm，综合考虑密封性要求和安全系数后，将柔性密封环6的厚度t设计为1.5mm。根据本发明要求，柔性密封环6的宽度W应小于10mm，本实施例在设计时取8mm，则其高度H值为11mm。导弹发射时尾舱1和发动机喷管7受到的压强最大至Pmax为1.5MPa，硅橡胶的粘接强度为2MPa，得到粘接面宽度LZ应大于3mm，在考虑一定安全余量后取6mm。
参照图1-3所示，在导弹贮运状态下，柔性密封环6一侧通过密封环压板4固定在尾舱1后端面上，另一侧通过硅橡胶粘接在发动机喷管7的外壁上，显然能够实现尾舱的密封，为尾舱提供良好的贮存环境，有利于导弹的长贮。
参照图8所示，在发动机点火工作后，发动机喷管7会沿轴向伸长15mm，此时发动机喷管7的直径较大的柱段台阶已完全突出弹尾防热板2，柔性密封环6的内圈粘接在发动机喷管7的外壁上并随发动机喷管7沿轴向伸长，并将U型密封环部分从尾舱1的后端框与发动机喷管7柱段台阶之间的间隙中拉出，且柔性密封环6始终保持与尾舱1和发动机喷管7的连接。由于柔性密封环6的结构刚度较弱，既不会限制发动机喷管7沿径向的膨胀，也不会限制发动机喷管的径向摆动，既能保证发动机喷管与尾舱的密封性，也能防止发动机尾焰进入尾舱。对于本发明所述实施例的发动机，发动机喷管1沿轴向伸长后，发动机喷管7与尾舱1后端框的间隙值变为10mm，弹尾防热板2与柔性密封环6的粘接边内侧面的间隙为12.5mm，而发动机喷管的径向热膨胀变形和径向摆动量的和为6mm，该间隙值能够保证尾舱1和发动机喷管7之间不会发生接触碰撞而相互影响，且有足够的安全余量。
Claims (8)
1.一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：包括尾舱、发动机喷管、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板及螺钉；所述发动机喷管嵌套设置于尾舱内，尾舱与发动机喷管共轴；尾舱底面为圆环形；发动机喷管突出于尾舱底面所在平面；发动机喷管外壁以尾舱底面所在平面为分割面设置柱段台阶，柱段台阶之间设置倒角；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间设置间隙；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙设置柔性密封环；所述柔性密封环由U形密封圈和圆环形翻边一体化组成；所述圆环形翻边与U形密封圈一侧密封唇连接；柔性密封环U形密封圈开口朝向发动机喷管喷射的方向；柔性密封环U形密封圈位于尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙内；柔性密封环圆环形翻边与尾舱底面内环边缘处贴合；所述柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面直径最小的柱状台阶间为粘接；柔性密封环圆环形翻边上设置若干密封环压板；密封环压板为扇环形；密封环压板扇环形的内径和外径分别与圆环形翻边内径和外径相同；密封环压板上设置若干沉头孔，密封环压板使用螺钉通过设置在尾舱底面内环边缘设置的若干密封圈安装螺孔将柔性密封环固定于尾舱底面；所述尾舱底面上设置弹尾防热板；所述弹尾防热板为圆环形平板；弹尾防热板外圆半径与内圆半径之差不大于尾舱底面圆环外圆半径与内圆半径之差；弹尾防热板内圆处设置圆环形凹槽；尾舱底面外圆和内圆之间设置若干防热板安装螺孔；弹尾防热板上设置若干沉头孔；弹尾防热板通过螺钉与尾舱固定连接；弹尾防热板安装后，柔性密封环圆环形翻边和密封环压板在弹尾防热板的圆环形凹槽内；所述的尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小柱状台阶之间的间隙距离大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和；弹尾防热板与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶之间预留的间隙值大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：弹尾防热板圆环形凹槽外圆半径与内圆半径之差不小于柔性密封环圆环形翻边的内圆半径与外圆半径之差。
3.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：弹尾防热板圆环形凹槽深度不小于密封环压板和柔性密封圈圆环形翻边厚度之和。
4.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：所述柔性密封环U形密封圈与发动机喷管外侧面柱状台阶间为硅橡胶粘接。
5.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：所述柔性密封环的外形尺寸主要包括厚度t、圆环形翻边宽度LY、柔性密封环U型密封圈高度H、柔性密封环U型密封圈宽度W、发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶的直径d1、粘接面宽度LZ；所述粘接面宽度的计算方法为：
LZ≥(W2+d1·W)·Pmax/(2·d1·τ),
其中Pmax表示导弹发射或发动机工作时作用在弹尾的最大压强，τ表示粘接剂的剪切强度。
6.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：所述柔性密封环U型密封圈宽度W小于尾舱后端框与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶的间隙值。
7.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：所述柔性密封环的厚度t为柔性密封环在发动机工作热环境下的烧蚀量的4倍以上。
8.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，其特征在于：所述柔性密封环U型密封圈高度H与柔性密封环U型密封圈宽度W一半的和与发动机喷管在工作时沿轴向伸长量相等。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311407026.3A CN117145655B (zh) | 2023-10-27 | 2023-10-27 | 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311407026.3A CN117145655B (zh) | 2023-10-27 | 2023-10-27 | 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117145655A CN117145655A (zh) | 2023-12-01 |
| CN117145655B true CN117145655B (zh) | 2024-03-19 |
Family
ID=88897114
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311407026.3A Active CN117145655B (zh) | 2023-10-27 | 2023-10-27 | 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117145655B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117380415B (zh) * | 2023-12-11 | 2024-02-23 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种可用于宽温域环境的柔壁喷管及其控制方法 |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102943883A (zh) * | 2012-11-23 | 2013-02-27 | 四川中自尾气净化有限公司 | 一种弹性密封定位装置 |
| RU2478535C1 (ru) * | 2011-11-16 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя |
| CN104696109A (zh) * | 2013-12-10 | 2015-06-10 | 上海新力动力设备研究所 | 一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构 |
| CN105464839A (zh) * | 2014-09-29 | 2016-04-06 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置 |
| CN105547505A (zh) * | 2016-01-05 | 2016-05-04 | 西安航天动力技术研究所 | 一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置 |
| CN107664465A (zh) * | 2017-08-21 | 2018-02-06 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构 |
| CN109488771A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-03-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 快速拆装分瓣迷宫式热密封结构 |
| CN112343737A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种运载火箭 |
| CN115143847A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-10-04 | 西安现代控制技术研究所 | 一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构 |
| CN218914091U (zh) * | 2022-09-20 | 2023-04-25 | 南京全凌密封件有限公司 | 一种自紧式w形金属密封环 |
| CN116066258A (zh) * | 2022-12-29 | 2023-05-05 | 上海新力动力设备研究所 | 一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9016695B2 (en) * | 2011-08-02 | 2015-04-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine exhaust nozzle divergent flap seal |
-
2023
- 2023-10-27 CN CN202311407026.3A patent/CN117145655B/zh active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478535C1 (ru) * | 2011-11-16 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя |
| CN102943883A (zh) * | 2012-11-23 | 2013-02-27 | 四川中自尾气净化有限公司 | 一种弹性密封定位装置 |
| CN104696109A (zh) * | 2013-12-10 | 2015-06-10 | 上海新力动力设备研究所 | 一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构 |
| CN105464839A (zh) * | 2014-09-29 | 2016-04-06 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置 |
| CN105547505A (zh) * | 2016-01-05 | 2016-05-04 | 西安航天动力技术研究所 | 一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置 |
| CN107664465A (zh) * | 2017-08-21 | 2018-02-06 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构 |
| CN109488771A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-03-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 快速拆装分瓣迷宫式热密封结构 |
| CN112343737A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种运载火箭 |
| CN115143847A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-10-04 | 西安现代控制技术研究所 | 一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构 |
| CN218914091U (zh) * | 2022-09-20 | 2023-04-25 | 南京全凌密封件有限公司 | 一种自紧式w形金属密封环 |
| CN116066258A (zh) * | 2022-12-29 | 2023-05-05 | 上海新力动力设备研究所 | 一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 周磊 ; 马聪慧 ; 张亮 ; .整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究.弹箭与制导学报.2011,第31卷(第2期),第139-141页. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117145655A (zh) | 2023-12-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN117145655B (zh) | 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构 | |
| EP2336500B1 (en) | Method of manufacturing an inlet assembly for an aircraft engine | |
| CN111810318B (zh) | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 | |
| US6044641A (en) | Locking system for an aircraft jet engine thrust reverser door including a plurality of locking devices arranged to prevent deformation of the thrust reverser door | |
| CN115143847A (zh) | 一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构 | |
| EP3254953B1 (en) | Thermal insulaton blanket | |
| CN109488771B (zh) | 快速拆装分瓣迷宫式热密封结构 | |
| CN107529585B (zh) | 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板 | |
| CN110259608B (zh) | 一种固体姿轨控发动机喷管堵盖 | |
| US11905839B2 (en) | Attachment of an acoustic shroud to a housing shell for an aircraft turbine engine | |
| CN110630404B (zh) | 一种双脉冲固体发动机 | |
| CN210738695U (zh) | 一种固体冲压发动机喷管堵盖结构 | |
| US10113447B2 (en) | Fan casing arrangement for a gas turbine engine | |
| US20130192215A1 (en) | Thermal insulation of rocket engines | |
| CN213392422U (zh) | 一种固体火箭发动机及火箭 | |
| CN116066258A (zh) | 一种固体火箭发动机喷管耐高温堵盖 | |
| CN113606057A (zh) | 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的轴向滑动式隔板 | |
| CN117145654B (zh) | 一种可适应喷管变形的低成本弹尾防热密封结构 | |
| CN212079476U (zh) | 一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭 | |
| US20210054762A1 (en) | Gas turbine engine fan bumper | |
| CN114876673B (zh) | 一种低成本耐烧蚀嵌入式喷管及其加工方法 | |
| CN218467729U (zh) | 一种长时间小推力喷管扩散段 | |
| CN114753943B (zh) | 一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置 | |
| CN212272411U (zh) | 一种飞行器侧推发动机的密封型防爆堵盖 | |
| CN115142988A (zh) | 一种长时间小推力喷管扩散段 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |