[發明專利]一種適用于鋁合金長尾噴管固體火箭發動機的絕熱層組件

有效

• 申請號: 201911116927.0
• 申請日: 2019-11-15
• 公開（公告）號: CN110805505B
• 公開（公告）日: 2021-08-20
• 發明（設計）人: 邢鵬濤;王中;馬宇;舒慧明;朱佳佳;李瑞鋒;古呈輝;李宏巖;時藝娟;許云志;劉萌;劉建利;朱國偉
• 申請（專利權）人: 西安近代化學研究所
• 主分類號: F02K9/34
• 分類號: F02K9/34;F02K9/97
• 代理公司: 中國兵器工業集團公司專利中心 11011
• 代理人: 王曉娜

本發明公開了一種適用于鋁合金長尾噴管固體火箭發動機的絕熱層組件，包括前封頭絕熱層、燃燒室絕熱層、噴管絕熱層、喉襯、擴張段絕熱層等部分，絕熱層組件整體為剛性全包覆式結構形式，前封頭絕熱層與燃燒室絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接，燃燒室絕熱層與噴管絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接，噴管絕熱層與擴張段絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接。本發明絕熱層組件通過應用剛性全包覆式絕熱層組件，提高了火箭發動機的沖量質量比和工作可靠性，縮短了絕熱層組件的制備時間，減輕了火箭發動機的冗余質量，易于進行批量化生產，質量一致性好，只需1名裝配人員便可完成裝配，適用于Φ200.0mm直徑以內、長尾噴管長度在150.0mm以內的鋁合金固體火箭發動機。

技術領域

本發明屬于固體火箭發動機領域，涉及一種剛性全包覆式絕熱層，主要應用在鋁合金長尾噴管固體火箭發動機的熱防護材料上。

背景技術

固體火箭發動機熱防護絕熱層材料一般采用彈性熱防護材料，比如：丁腈橡膠、三元乙丙橡膠以及硅橡膠等材料，其中三元乙丙橡膠具有密度低、隔熱性好、力學性能優良等優點，是目前國內外廣泛使用的固體火箭發動機絕熱材料。

由于鋁合金材料的力學性能對溫度的變化非常敏感，因此，鋁合金固體火箭發動機對絕熱層的要求非常高，一旦局部絕熱層出現缺陷，輕則導致發動機燒穿，重則引起發動機解體、爆炸。目前，鋁合金火箭發動機一般采用三元乙丙材料制作各結構件的絕熱層，受限于彈性熱防護材料的特性，各結構件絕熱層之間的連接都是“面對面”形式，密封效果較差，在發動機工作時，不同零部件絕熱層的連接部位在高溫高壓燃氣的作用下，容易受壓變形引起“躥火”現象、造成密封失效，最終使發動機工作異常。

為解決這一問題，鋁合金固體火箭發動機殼體組件，往往設計為外螺紋連接方式，這種結構密封性較好，且工藝性好。但這使得發動機外徑增大、加重了發動機的冗余質量。此外，在發動機部件必須設計為內螺紋連接結構的條件下，采用彈性熱防護材料制備絕熱層的部件，在結構連接部位密封效果極不可靠，會大幅降低工作可靠性。

綜上所述，現有鋁合金固體火箭發動機絕熱層組件存在應用范圍較窄、工作可靠性低等缺點，迫切需要一種高可靠性、適用性廣的鋁合金固體火箭發動機絕熱層組件。

發明內容

為了解決現有鋁合金固體火箭發動機絕熱層組件的不足，本發明提供了一種剛性全包覆式絕熱層組件，能夠廣泛適用于鋁合金長尾噴管固體火箭發動機熱防護領域。

為了解決上述技術問題，本發明所采用的方案如下：

一種適用于鋁合金長尾噴管固體火箭發動機的絕熱層組件，包括前封頭絕熱層、燃燒室絕熱層、噴管絕熱層、喉襯、擴張段絕熱層，前封頭絕熱層與燃燒室絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接來達到密封效果，燃燒室絕熱層與噴管絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接來達到密封效果，噴管絕熱層與擴張段絕熱層之間采用“L”形搭接結構連接來達到密封效果，喉襯通過內嵌方式與噴管絕熱層與擴張段絕熱層連接。

所述的前封頭絕熱層、燃燒室絕熱層、噴管絕熱層、擴張段絕熱層材料可以是模壓高硅氧纖維/酚醛，還可以是模壓碳纖維/酚醛。

所述的喉襯材料不僅可以是石墨，還可以是鎢滲銅材料、模壓碳纖維、酚醛材料。

所述的前封頭絕熱層前端外輪廓幾何結構，不僅可以為三心碟形樣式，還可以是平板形樣式、橢球形樣式或球形等樣式。

所述的燃燒室絕熱層后端外輪廓幾何結構，不僅可以為三心碟形樣式，還可以是平板形樣式、橢球形樣式或球形等樣式。

所述的前封頭絕熱層與燃燒室絕熱層之間的“L”形搭接結構長度為10.0mm～20.0mm。

所述的燃燒室絕熱層與噴管絕熱層之間的“L”形搭接結構長度為5.0mm～10.0mm。

所述的噴管絕熱層與擴張段絕熱層之間采用“L”形搭接結構長度為8.0mm～14.0mm。