[發明專利]固體火箭發動機非潛入式噴管及制造方法

有效

• 申請號: 201611031907.X
• 申請日: 2016-11-22
• 公開（公告）號: CN106762230B
• 公開（公告）日: 2018-10-02
• 發明（設計）人: 周生攀;劉朝暉;徐明亮;田豐華
• 申請（專利權）人: 湖北三江航天江北機械工程有限公司
• 主分類號: F02K9/97
• 分類號: F02K9/97;F02K9/96;B23P15/00
• 代理公司: 武漢開元知識產權代理有限公司 42104
• 代理人: 胡鎮西;李滿

本發明涉及一種固體火箭發動機非潛入式噴管，它的噴管回轉體殼體內側壁的前段與收斂段絕熱層的外側壁固定連接，噴管回轉體殼體內側壁的中段與絕熱環外側壁固定連接，噴管回轉體殼體內側壁的后段與擴散段回轉體絕熱層的外側壁固定連接，回轉體喉襯的外側壁與絕熱環的內側壁固定連接，收斂段絕熱層的后端與絕熱環和回轉體喉襯的前端固定連接，絕熱環和回轉體喉襯的后端與擴散段回轉體絕熱層的前端固定連接；回轉體喉襯的外層喉襯由N塊子外層喉襯塊周向粘結而成，回轉體喉襯的內層喉襯由N塊子內層喉襯塊周向粘結而成，相鄰的兩塊子外層喉襯塊之間填充耐燒蝕密封膩子，相鄰的兩塊子內層喉襯塊之間也填充耐燒蝕密封膩子。本發明的產品一致性較好。

技術領域

本發明涉及火箭發動機技術領域，具體涉及一種固體火箭發動機非潛入式噴管及制造方法。

背景技術

固體火箭發動機的噴管是通過控制排氣膨脹使燃燒室產生的燃氣能量有效地轉換為動能，給飛行器提供推力的部位。喉襯位于噴管喉部，其燒蝕狀態最苛刻，喉襯內型面受高溫、高壓、高速且含有侵蝕性粒子的熱流沖刷燒蝕而損傷，表現為喉徑擴大，表面粗糙不平，型面不規整等。尤其在發動機點火瞬間，喉襯從常溫以大于2000℃/s速度驟然升溫，產生極大的溫度梯度和熱應力，易使喉襯出現裂紋或碎裂，將直接影響發動機的推力和效率，甚至失去工作能力。喉襯的結構及材料選擇成為固體火箭發動機工作成敗的關鍵。目前國內外固體火箭發動機喉襯材料主要有：難熔金屬、石墨、碳碳復合材料、增強塑料、陶瓷基復合材料等。

由于國內外固體火箭發動機技術的飛速發展，大直徑、大流量固體火箭發動機應用越來越多，但對于喉襯來講，由于制作工藝及設備的限制，喉襯達到某種瓶頸尺寸時，會極大的增加工藝難度、復雜性，成型后的產品質量較差，可能存在滲碳不均勻、富碳區較多、材料強度離散度大等缺陷，且產品的一致性難以保證，同時帶來較高昂的成本代價。

發明內容

本發明的目的在于提供一種固體火箭發動機非潛入式噴管及制造方法，該非潛入式噴管的產品一致性較好，生產成本低。

為解決上述技術問題，本發明公開的一種固體火箭發動機非潛入式噴管，其特征在于：它包括噴管回轉體殼體、擴散段回轉體絕熱層、絕熱環、回轉體喉襯和收斂段絕熱層，其中，噴管回轉體殼體內側壁的前段與收斂段絕熱層的外側壁固定連接，噴管回轉體殼體內側壁的中段與絕熱環外側壁固定連接，噴管回轉體殼體內側壁的后段與擴散段回轉體絕熱層的外側壁固定連接，回轉體喉襯的外側壁與絕熱環的內側壁固定連接，收斂段絕熱層的后端與絕熱環和回轉體喉襯的前端固定連接，絕熱環和回轉體喉襯的后端與擴散段回轉體絕熱層的前端固定連接；

所述回轉體喉襯的外層喉襯由N塊子外層喉襯塊周向粘結而成，回轉體喉襯的內層喉襯由N塊子內層喉襯塊周向粘結而成，相鄰的兩塊子外層喉襯塊之間填充耐燒蝕密封膩子，相鄰的兩塊子內層喉襯塊之間也填充耐燒蝕密封膩子。

進一步地，每塊子外層喉襯塊與對應的子內層喉襯塊之間填充膠粘劑。

進一步地，所述收斂段絕熱層的后端包裹住回轉體喉襯的前端。

進一步地，所述相鄰的兩塊子外層喉襯塊之間的連接處與相鄰的兩塊子內層喉襯塊之間的連接處成錯開分布。

進一步地，所述回轉體喉襯的外側壁與絕熱環的內側壁之間填充膠粘劑。

進一步地，所述N為3～7。

一種上所述固體火箭發動機非潛入式噴管的制造方法，其特征在于，它包括如下步驟：

步驟1：將規則長方體喉襯塊，在數控銑床上銑加工成要求的N塊子外層喉襯塊和N塊子內層喉襯塊；

步驟2：利用粘接機將N塊子外層喉襯塊和N塊子內層喉襯塊拼裝成回轉體喉襯；

步驟3：按照常規車加工方法，將噴管回轉體殼體、擴散段回轉體絕熱層、絕熱環和收斂段絕熱層機加工成型；