CN115142988A - 一种长时间小推力喷管扩散段 - Google Patents

Abstract

本发明涉及固体火箭发动机喷管技术领域，具体涉及一种长时间小推力喷管扩散段。包括：喷管壳体、背壁绝热层、前热沉环、中热沉环、后热沉环、挡环、后绝热层、扩散段及喉衬，所述背壁绝热层位于喷管壳体内侧；所述前热沉环，中热沉环及后绝热层和所述的背壁绝热层相邻设置；所述喉衬位于所述前热沉环和所述中热沉环的内侧；所述扩散段沿燃气的流动方向分别与所述中热沉环、所述后热沉环及所述喉衬衬相邻设置；所述后热沉环分别与所述后绝热层及所述扩散段相邻设置；所述挡环位于喷管尾端。本发明适用于工作时间在百秒以上的固体火箭发动机，提高固体火箭发动机推进剂比冲；改善扩散段处烧蚀情况，提高固体火箭发动机整体可靠性。

Description

一种长时间小推力喷管扩散段

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机喷管技术领域，具体涉及一种长时间小推力喷管扩散段。

背景技术

固体火箭发动机喷管扩散段是喷管的重要组成部分，扩散段绝热层的耐烧蚀稳定性取决于烧蚀层质量，烧蚀层稳定性差可导致发动机工作及导弹飞行失败。通常扩散段材料有碳布/酚醛缠绕制品、碳纤维/酚醛模压制品、碳/碳复合材料等。

采用上述材料的扩散段主要用于工作时间在几秒至几十秒的固体火箭发动机，工作时间在百秒以上时，扩散段处烧蚀严重，推进剂比冲下降。

现有固体火箭发动机喷管扩散段在百秒以上长时间工作时烧蚀严重、推进剂比冲下降。

发明内容

本发明要解决的技术问题

本发明提供一种长时间小推力喷管扩散段，以解决现有长时间工作的固体火箭发动机扩散段烧蚀严重，推进剂比冲下降明显等问题。

为解决技术问题本发明采用的技术方案

一种长时间小推力喷管扩散段，包括：喷管壳体4、背壁绝热层1、前热沉环2、中热沉环3、后热沉环5、挡环6、后绝热层7、扩散段8及喉衬9，所述背壁绝热层1位于喷管壳体4内侧；所述前热沉环2，中热沉环3及后绝热层7沿燃气的流动方向和所述的背壁绝热层1相邻设置；所述喉衬9位于背壁绝热层1内侧，所述前热沉环2和所述中热沉环3的内侧，所述背壁绝热层1至喉衬9的内型面为收敛型面；所述扩散段8位于所述喷管壳体4内侧，沿燃气的流动方向分别与所述中热沉环3、所述后热沉环5及所述喉衬9衬相邻设置，所述喉衬9至所述扩散段8的内型面为扩散型面；所述后热沉环5位于喷管壳体4内侧，沿燃气流动方向分别与所述后绝热层7及所述扩散段8相邻设置；所述挡环6位于喷管尾端，挡环6用于喷管轴向支撑。

进一步地，所述背壁绝热层1、前热沉环2、中热沉环3、喷管壳体4、后热沉环5、挡环6、后绝热层7、扩散段8、喉衬9各配合面间用胶粘剂粘接。

进一步地，所述喷管壳体4与挡环6通过螺纹连接。

进一步地，相邻的所述前热沉环2，中热沉环3及后绝热层7之间为台阶面设置。

进一步地，所述前热沉环2、中热沉环3及热沉环5材料选用碳/碳复合材料。

进一步地，所述喷管壳体4、挡环6材料选用结构钢。

进一步地，所述扩散段8及喉衬9材料选为钨渗铜。

本发明获得的有益效果

本发明提供一种长时间小推力喷管扩散段，结构简单、材料成熟，适用于工作时间在百秒以上的固体火箭发动机，既可以提高固体火箭发动机推进剂比冲，又可以改善扩散段处烧蚀情况，提高固体火箭发动机整体可靠性。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1：一种长时间小推力喷管扩散段机构示意图；

其中：1-背壁绝热层，2-前热沉环，3-中热沉环，4-喷管壳体，5-后热沉环6-挡环，7-后绝热层，8-扩散段，9-喉衬。

具体实施方式

一种长时间小推力喷管扩散段，包括：喷管壳体4、背壁绝热层1、前热沉环2、中热沉环3、后热沉环5、挡环6、后绝热层7、扩散段8及喉衬9，所述背壁绝热层1位于喷管壳体4内侧；所述前热沉环2，中热沉环3及后绝热层7沿燃气的流动方向和所述的背壁绝热层1相邻设置；所述喉衬9位于背壁绝热层1内侧，所述前热沉环2和所述中热沉环3的内侧，所述背壁绝热层1至喉衬9的内型面为收敛型面；所述扩散段8位于所述喷管壳体4内侧，沿燃气的流动方向分别与所述中热沉环3、所述后热沉环5及所述喉衬9相邻设置，所述喉衬9至所述扩散段8的内型面为扩散型面；所述后热沉环5位于喷管壳体4内侧，沿燃气流动方向分别与所述后绝热层7及所述扩散段8相邻设置；所述挡环6位于喷管尾端，挡环6用于喷管轴向支撑。

进一步地，所述背壁绝热层1、前热沉环2、中热沉环3、喷管壳体4、后热沉环5、挡环6、后绝热层7、扩散段8、喉衬9各配合面间用胶粘剂粘接。所述喷管壳体4与挡环6通过螺纹连接。相邻的所述前热沉环2，中热沉环3及后绝热层7之间为台阶面设置。所述前热沉环2、中热沉环3及热沉环5材料选用碳/碳复合材料。所述喷管壳体4、挡环6材料选用结构钢。所述扩散段8及喉衬9材料选为钨渗铜。

为使本发明所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本发明所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。

如图1所示，工作时燃气从前热沉环2、喉衬9、扩散段8高速排出，从而产生轴向推力。

如图1所示，前热沉环2、中热沉环3、热沉环5起热沉作用，将喉衬9、扩散段8处热量导出，从而改善喉衬9、扩散段8处工作环境。

如图1所示，背壁绝热层1、后绝热层7起绝热作用，降低喷管壳体4、挡环6处工作温度。

如图1所示，喷管壳体4用于承受喷管内燃气的压力。

如图1所示，挡环6用于喷管轴向支撑。

具体实施时，背壁绝热层1、前热沉环2、中热沉环3、喷管壳体4、后热沉环5、挡环6、后绝热层7、扩散段8、喉衬9各配合面间用胶粘剂粘接，喷管壳体4与挡环6间通过螺纹连接。背壁绝热层1、后绝热层7材料选用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品。前热沉环2、中热沉环3、热沉环5材料选用碳/碳复合材料。喷管壳体4、挡环6材料选用结构钢。扩散段8、喉衬9材料选用钨渗铜，钨渗铜材料在工作过程中不烧蚀。

某型号固体火箭发动机，工作时间不小于150s，平均推力1000N～1200N，喷管扩散段采用上述形式，已完成环境试验及高、低、常温地面试车试验、飞行试验考核，均工作正常。

Claims (7)

1.一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于，包括：喷管壳体(4)、背壁绝热层(1)、前热沉环(2)、中热沉环(3)、后热沉环(5)、挡环(6)、后绝热层(7)、扩散段(8)及喉衬(9)，所述背壁绝热层(1)位于喷管壳体(4)内侧；所述前热沉环(2)，中热沉环(3)及后绝热层(7)沿燃气的流动方向和所述的背壁绝热层(1)相邻设置；所述喉衬(9)位于背壁绝热层(1)内侧，所述前热沉环(2)和所述中热沉环(3)的内侧，所述背壁绝热层(1)至喉衬(9)的内型面为收敛型面；所述扩散段(8)位于所述喷管壳体(4)内侧，沿燃气的流动方向分别与所述中热沉环(3)、所述后热沉环(5)及所述喉衬(9)相邻设置，所述喉衬(9)至所述扩散段(8)的内型面为扩散型面；所述后热沉环(5)位于喷管壳体(4)内侧，沿燃气流动方向分别与所述后绝热层(7)及所述扩散段(8)相邻设置；所述挡环(6)位于喷管尾端，挡环(6)用于喷管轴向支撑。

2.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：所述背壁绝热层(1)、前热沉环(2)、中热沉环(3)、喷管壳体(4)、后热沉环(5)、挡环(6)、后绝热层(7)、扩散段(8)、喉衬(9)各配合面间用胶粘剂粘接。

3.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：所述喷管壳体(4)与挡环(6)通过螺纹连接。

4.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：相邻的所述前热沉环(2)，中热沉环(3)及后绝热层(7)之间为台阶面设置。

5.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：所述前热沉环(2)、中热沉环(3)及热沉环(5)材料选用碳/碳复合材料。

6.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：所述喷管壳体(4)、挡环(6)材料选用结构钢。

7.根据权利要求1所述的一种长时间小推力喷管扩散段，其特征在于：所述扩散段(8)及喉衬(9)材料选为钨渗铜。

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