CN210714882U - 一种火箭发动机喷管 - Google Patents

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卢颖
陈伟
马超
舒畅
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Chongqing One Space Aerospace Technology Co Ltd
Beijing Zero One Space Electronics Co Ltd
Beijing Zero One Space Technology Research Institute Co Ltd
Chongqing Zero One Space Technology Group Co Ltd
Xian Zero One Space Technology Co Ltd
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Shenzhen Zero One Space Electronics Co ltd
Chongqing One Space Aerospace Technology Co Ltd
Beijing Zero One Space Technology Research Institute Co Ltd
Chongqing Zero One Space Technology Group Co Ltd
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Abstract

本申请提供一种火箭发动机喷管，包括收敛段绝热层，扩张段绝热层，设置在收敛段绝热层和扩张段绝热层之间的连接段绝热层，以及设置在收敛段绝热层、连接段绝热层和扩张段绝热层外侧的壳体。本申请的一种火箭发动机喷管，喉衬采用穿刺碳‑碳材料，相比现有喷管喉衬采用的细编材料，成本大大降低，且喉衬的生产周期大大缩短；收敛段绝热层和扩张段绝热层均采用碳纤维/酚醛材料，相比现有喷管所采用的缠绕材料，成本大大降低，同时收敛段绝热层和扩张段绝热层均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，避免了缠绕过程中内、外型面易出现缺陷的影响，减少了CT检测，进一步降低了成本以及生产周期。

Description

一种火箭发动机喷管
技术领域
本申请涉及火箭制造技术领域，尤其涉及一种火箭发动机喷管。
背景技术
现有火箭发动机喷管的设计，针对同级别过载时采用缠绕结构，该结构不仅工艺较复杂，周期相对较长，成本较高，而且缠绕过程中，内、外型面易出现缺陷，后期仍需进行CT探伤。
发明内容
本申请为解决上述技术问题而提供一种火箭发动机喷管。
本申请所采取的技术方案是：一种火箭发动机喷管，其特征在于，包括收敛段绝热层，扩张段绝热层，设置在收敛段绝热层和扩张段绝热层之间的连接段绝热层，以及设置在收敛段绝热层、连接段绝热层和扩张段绝热层外侧的壳体，所述连接段绝热层包括喉衬和背壁绝热层，所述喉衬内侧面为向内凸起的弧形面，所述喉衬内侧面一端与收敛段绝热层内侧面平滑连接，一端与扩张段绝热层内侧面平滑连接，所述背壁绝热层设置在喉衬与壳体之间，所述收敛段绝热层和扩张段绝热层均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，所述喉衬采用穿刺碳-碳材料。
进一步的，所述壳体包括设置在收敛段绝热层外部的第一段壳体，设置在扩张段绝热层外部的第二段壳体，以及设置在第一段壳体与第二段壳体之间的第三段壳体，所述第二段壳体完全包覆在扩张段绝热层外侧，所述背壁绝热层设置在第三段壳体内。
进一步的，所述喉衬包括与收敛段绝热层相连的第一弧段和与扩张段绝热层相连的第二弧段，所述第二弧段的直径大于第一弧段的直径。
进一步的，所述喷管还包括堵盖，所述堵盖设置在收敛段绝热层靠近喉衬一侧。
进一步的，所述扩张段绝热层与第二段壳体之间设有第一弹性绝热密封圈。
进一步的，所述收敛段绝热层与第一段壳体之间设有第二弹性绝热密封圈。
进一步的，所述喉衬与收敛段绝热层之间设有第三弹性绝热密封圈，所述喉衬与扩张段绝热层之间设有第四弹性绝热密封圈。
本申请具有的优点和积极效果是：本申请的一种火箭发动机喷管，喉衬采用穿刺碳-碳材料，相比现有喷管喉衬采用的细编材料，成本大大降低，且喉衬的生产周期大大缩短；收敛段绝热层和扩张段绝热层均采用碳纤维/酚醛材料，相比现有喷管所采用的缠绕材料，成本大大降低，同时收敛段绝热层和扩张段绝热层均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，避免了缠绕过程中内、外型面易出现缺陷的影响，减少了CT检测，进一步降低了成本以及生产周期。
除了上面所描述的本申请解决的技术问题、构成技术方案的技术特征以及由这些技术方案的技术特征所带来的优点之外，本申请所能解决的其他技术问题、技术方案中包含的其他技术特征以及这些技术特征所带来的优点，将在下文中结合附图作进一步详细的说明。
附图说明
图1是本申请实施例提供的一种火箭发动机喷管结构示意图；
图2是本申请实施例提供的壳体结构示意图；
图3是本申请实施例提供的喉衬结构示意图；
图4是本申请实施例提供的堵盖结构示意图；
图5是本申请实施例提供的第一弹性绝热密封圈结构示意图；
图6是本申请实施例提供的第二弹性绝热密封圈结构示意图；
图7是本申请实施例提供的第三弹性绝热密封圈和第四性绝热密封圈结构示意图。
图中：1收敛段绝热层；2扩张段绝热层；3连接段绝热层；310喉衬；311第一弧段；312第二弧段；320背壁绝热层；4壳体；410第一段壳体；420第二段壳体；430第三段壳体；5堵盖；6第一弹性绝热密封圈；7第二弹性绝热密封圈；8第三弹性绝热密封圈；9第四弹性绝热密封圈
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
如图1所示，一种火箭发动机喷管，其特征在于，包括收敛段绝热层1，扩张段绝热层2，设置在收敛段绝热层1和扩张段绝热层2之间的连接段绝热层3，以及设置在收敛段绝热层1、连接段绝热层3和扩张段绝热层2外侧的壳体4，所述连接段绝热层3包括喉衬310和背壁绝热层320，所述喉衬310内侧面为向内凸起的弧形面，所述喉衬310内侧面一端与收敛段绝热层1内侧面平滑连接，一端与扩张段绝热层2内侧面平滑连接，所述背壁绝热层320设置在喉衬310与壳体4之间，所述收敛段绝热层1和扩张段绝热层2均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，所述喉衬310采用穿刺碳-碳材料。
本实施例中，壳体4为喷管的承力结构，收敛段绝热层1、扩张段绝热层2和连接段绝热层3设置在壳体4内侧壁上，构成了喷管的内部绝热通道，本实施例中，连接段绝热层3包括喉衬310和背壁绝热层320，喉衬310内侧面向内凸起，呈弧形面，喉衬310内侧面一端与收敛段绝热层1内侧面平滑连接，一端与扩张段绝热层2内侧面平滑连接，保证了气流的顺畅，背壁绝热层320设置在喉衬310与壳体4之间，大大提高了连接段的绝热性能，本实施例中，喉衬310采用穿刺碳-碳材料，相比现有喷管喉衬310采用的细编材料，成本大大降低，且喉衬310的生产周期大大缩短；收敛段绝热层1和扩张段绝热层2均采用碳纤维/酚醛材料，相比现有喷管所采用的缠绕材料，成本大大降低，同时收敛段绝热层1和扩张段绝热层2均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，避免了缠绕过程中内、外型面易出现缺陷的影响，减少了CT检测，进一步降低了成本以及生产周期。
如图2所示，在一优选实施例中，所述壳体4包括设置在收敛段绝热层1外部的第一段壳体410，设置在扩张段绝热层2外部的第二段壳体420，以及设置在第一段壳体410与第二段壳体420之间的第三段壳体430，所述第二段壳体420完全包覆在扩张段绝热层2外侧，所述背壁绝热层320设置在第三段壳体430内。
本实施例中，壳体4包括第一段壳体410，第二段壳体420，以及第三段壳体430，第一段壳体410抵接在收敛段绝热层1外侧，第二段壳体420抵接在扩张段绝热层2外侧，第三段壳体430抵接在背壁绝热层320外侧，本实施例中，第二段壳体420完全包覆扩张段绝热层2，大大增加了喷管的固有频率，减少了冲击振动对喷管的影响。
如图3所示，在一优选实施例中，所述喉衬310包括与收敛段绝热层1相连的第一弧段311和与扩张段绝热层2相连的第二弧段312，所述第二弧段312的直径大于第一弧段311的直径。本实施例中，喉衬310设有第一弧段311和第二弧段312，第一弧段311与收敛段绝热层1内侧面相连，第二弧段312与扩张段绝热层2相连，第二弧段312的直径大于第一弧段311的直径，喉衬310的双弧形结构，大大提高了喷管的效率。
如图4所示，在一优选实施例中，所述喷管还包括堵盖5，所述堵盖5设置在收敛段绝热层1靠近喉衬310一侧。本实施例中，喷管还设有堵盖5，堵盖5设置在收敛段绝热层1靠近喉衬310一侧，本实施例中，收敛段绝热层1和扩张段绝热层2均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，便于将堵盖5设置在收敛段绝热层1上，相比现有的堵盖5设置在扩张段绝热层2，减小了发动机点火时堵盖5与喷管形成的瞬时密封容器的容积，便于发动机迅速建压，缩短了点火时间。
如图5所示，在一优选实施例中，所述扩张段绝热层2与第二段壳体420之间设有第一弹性绝热密封圈6。本实施例中，扩张段绝热层2与第二段壳体420之间设有第一弹性绝热密封圈6，避免了热气流沿连接段绝热层3与扩张段绝热层2之间的缝隙进入扩张段绝热层2与壳体4之间破坏扩张段绝热层2与壳体4之间的稳固性。
如图6所示，在一优选实施例中，所述收敛段绝热层1与第一段壳体410之间设有第二弹性绝热密封圈7。本实施例中，收敛段绝热层1与第一段壳体410之间设有第二弹性绝热密封圈7，避免了热气流沿连接段绝热层3与收敛段绝热层1之间的缝隙进入收敛段绝热层1与壳体4之间破坏扩张段绝热层2与壳体4之间的稳固性。
如图7所示，在一优选实施例中，所述喉衬310与收敛段绝热层1之间设有第三弹性绝热密封圈8，所述喉衬310与扩张段绝热层2之间设有第四弹性绝热密封圈9。本实施例中，喉衬310与收敛段绝热层1之间设有第三弹性绝热密封圈8，喉衬310与扩张段绝热层2之间设有第四弹性绝热密封圈9，第三弹性绝热密封圈8和第四弹性绝热密封圈9相配合，大大提高了收敛段绝热层1和扩张段绝热层2与喉衬310之间的密封性，避免热气流沿缝隙进入收敛段绝热层1与壳体4之间，以及扩张段绝热层2与壳体4之间，大大提高了喷管的稳定性。
以上对本申请的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本申请的较佳实施例，不能被认为用于限定本申请的实施范围。凡依本申请的申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本申请的专利涵盖范围之内。

Claims (7)

1.一种火箭发动机喷管，其特征在于，包括收敛段绝热层(1)，扩张段绝热层(2)，设置在收敛段绝热层(1)和扩张段绝热层(2)之间的连接段绝热层(3)，以及设置在收敛段绝热层(1)、连接段绝热层(3)和扩张段绝热层(2)外侧的壳体(4)，所述连接段绝热层(3)包括喉衬(310)和背壁绝热层(320)，所述喉衬(310)内侧面为向内凸起的弧形面，所述喉衬(310)内侧面一端与收敛段绝热层(1)内侧面平滑连接，一端与扩张段绝热层(2)内侧面平滑连接，所述背壁绝热层(320)设置在喉衬(310)与壳体(4)之间，所述收敛段绝热层(1)和扩张段绝热层(2)均采用碳纤维/酚醛材料模压制成，所述喉衬(310)采用穿刺碳-碳材料。
2.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述壳体(4)包括设置在收敛段绝热层(1)外部的第一段壳体(410)，设置在扩张段绝热层(2)外部的第二段壳体(420)，以及设置在第一段壳体(410)与第二段壳体(420)之间的第三段壳体(430)，所述第二段壳体(420)完全包覆在扩张段绝热层(2)外侧，所述背壁绝热层(320)设置在第三段壳体(430)内。
3.如权利要求2所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述喉衬(310)包括与收敛段绝热层(1)相连的第一弧段(311)和与扩张段绝热层(2)相连的第二弧段(312)，所述第二弧段(312)的直径大于第一弧段(311)的直径。
4.如权利要求3所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述喷管还包括堵盖(5)，所述堵盖(5)设置在收敛段绝热层(1)靠近喉衬(310)一侧。
5.如权利要求4所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述扩张段绝热层(2)与第二段壳体(420)之间设有第一弹性绝热密封圈(6)。
6.如权利要求5所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述收敛段绝热层(1)与第一段壳体(410)之间设有第二弹性绝热密封圈(7)。
7.如权利要求6所述的一种火箭发动机喷管，其特征在于，所述喉衬(310)与收敛段绝热层(1)之间设有第三弹性绝热密封圈(8)，所述喉衬(310)与扩张段绝热层(2)之间设有第四弹性绝热密封圈(9)。
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