一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭的制作方法

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭。

背景技术：

随着固体火箭发动机的发展，发动机的种类越来越多样化，发动机的结构设计显得愈发重要。其中发动机喷管是固体火箭发动机的重要部件之一，用于将发动机燃烧室中的高温高压燃气进行膨胀加速排出做工，为火箭提供所需的推力。

现有技术中公开了一种固体火箭发动机喷管，其包括收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层和喷管壳体，各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶互相衔接密封组装。其中由于喉衬轴向两端分别受到与其相邻的收敛段绝热层和扩散段绝热层的夹持，当固体火箭发动机试车时，喉衬自身受热后发生膨胀，由于喉衬的沿膨胀方向的两侧都受到了约束，使得喉衬内部热应力得不到释放，导致喉衬出现环向断裂、局部区域蹦块或冲掉等现象。

技术实现要素：

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的发动机喷管中的喉衬在受热后由于热应力得不到释放而导致损坏的缺陷，从而提供一种发动机喷管。

一种发动机喷管，其为回转体结构，包括：

喷管壳体；

绝热层，其位于所述喷管壳体的内侧；

背衬，其位于所述喷管壳体的内侧,且沿燃气的流动方向和所述绝热层相邻设置；

喉衬，其分别位于所述绝热层的内侧、所述背衬的内侧，所述绝热层至喉衬的内型面为收敛型面；

扩散段，其位于所述喷管壳体的内侧，且沿燃气的流动方向分别和所述背衬、所述喉衬相邻设置，所述喉衬至所述扩散段的内型面为扩散型面；

其中所述喉衬和所述绝热层之间设置有相邻连接面，所述相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离，大于或等于所述相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离。

进一步地，所述相邻连接面上的任意一点距离所述喷管壳体的轴线的距离均相等。

进一步地，所述背衬的端部嵌设于所述绝热层内。

进一步地，所述喉衬包括多个彼此搭接的喉衬本体，多个所述喉衬本体沿所述燃气的流动方向相邻设置。

进一步地，相邻的所述喉衬本体之间设置有台阶面。

进一步地，所述绝热层和所述喉衬两者之间的相邻连接面上的第一连接点处的对流换热强度不大于所述喉衬上的最近点处的对流换热强度的三分之一；

所述第一连接点是指所述绝热层和所述喉衬两者之间的相邻连接面上最远离所述扩散段的点；

所述最近点是指所述喉衬上最靠近所述喷管的回转轴线的点。

进一步地，所述第一连接点处的收敛比大于等于2且小于等于5，其中所述收敛比是指所述第一连接点处的半径和所述最近点处的半径之比。

进一步地，所述喷管中的各部件之间的轴向配合间隙为0.08±0.04毫米，径向配合间隙不大于0.1毫米。

一种固体火箭发动机，包括：

燃烧室，其内设置有适于放置推进剂装药的容纳腔；

点火装置，其位于所述燃烧室内，所述点火装置具有燃气通道；

如上述的发动机喷管，其和所述燃气通道连通设置，所述推进剂装药经所述点火装置点燃成为燃气后通过所述燃气通道进入所述发动机喷管内。

一种固体火箭，包括：

整流罩舱；

若干子级，其连接于所述整流罩舱，至少其中一个所述子级内设有如上述的固体火箭发动机；

尾翼，其连接于所述子级。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的一种发动机喷管，其为回转体结构，包括：喷管壳体；绝热层，其位于所述喷管壳体的内侧；背衬，其位于所述喷管壳体的内侧,且沿燃气的流动方向和所述绝热层相邻设置；喉衬，其分别位于所述绝热层的内侧、所述背衬的内侧，所述绝热层至喉衬的内型面为收敛型面；扩散段，其位于所述喷管壳体的内侧，且沿燃气的流动方向分别和所述背衬、所述喉衬相邻设置，所述喉衬至所述扩散段的内型面为扩散型面；其中所述喉衬和所述绝热层之间设置有相邻连接面，所述相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离，大于或等于所述相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离。此结构的一种发动机喷管，通过上述设置，放开了对喉衬的轴向约束，能够降低轴向拉应力，当高温燃气经过喉衬时，喉衬会因温度过高而膨胀时，绝热层并未限制喉衬的膨胀，从而避免了现有技术中因绝热层限制喉衬膨胀而导致喉衬断裂等的情况出现，以确保结构的安全性；以及可增加收敛比，使得第一连接点远离喷管的回转轴线设置，即远离喉衬上的最近点设置，由于喉衬上的最近点处的燃气的流速最高，使得远离喉衬上的最近点越远可降低了燃气的流速，以减小对绝热层和喉衬两者之间的相邻连接面的烧蚀，以提高结构的可靠性。

2.本发明提供的一种发动机喷管，所述背衬的端部嵌设于所述绝热层内。此结构的一种发动机喷管，通过上述设置，尽可能地增大了绝热层的厚度，由于固体火箭发动机的径向高过载会对加大对绝热层的烧蚀，但是由于绝热层的厚度较厚而能确保绝热层不会被烧蚀穿透。

3.本发明提供的一种发动机喷管，所述喉衬包括多个彼此搭接的喉衬本体，多个所述喉衬本体沿所述燃气的流动方向相邻设置。此结构的一种发动机喷管，通过上述设置，当高温燃气经过时，喉衬本体发生膨胀后，绝热层和与其相邻的喉衬本体两者之间的摩擦力增大，可阻挡其他喉衬本体因温度降低收缩时朝向发动机燃烧室内脱落的情况出现。

4.本发明提供的一种发动机喷管，相邻的所述喉衬本体之间设置有台阶面。此结构的一种发动机喷管，通过上述设置，便于定位安装喉衬本体。

5.本发明提供的一种固体火箭发动机，包括：燃烧室，其内设置有适于放置推进剂装药的容纳腔；点火装置，其位于所述燃烧室内，所述点火装置具有燃气通道；如上述的发动机喷管，其和所述燃气通道连通设置，所述推进剂装药经所述点火装置点燃成为燃气后通过所述燃气通道进入所述发动机喷管内。此结构的一种固体火箭发动机，由于包括上述的发动机喷管，为此自然而然地具有因包括上述的发动机喷管所带来的优点。

6.本发明提供的一种固体火箭，包括：整流罩舱；若干子级，其连接于所述整流罩舱，至少其中一个所述子级内设有如上述的固体火箭发动机；尾翼，其连接于所述子级。此结构的一种固体火箭，由于包括上述的固体火箭发动机，为此自然而然地具有因包括上述的固体火箭发动机所带来的优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的实施例中提供的固体火箭发动机喷管的剖视图；

附图标记说明：

1-绝热层，2-喉衬，3-背衬，4-喷管壳体，5-台阶面，6-第一连接点，7-最近点。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例

本实施例提供一种固体火箭，其包括整流罩舱、若干子级和尾翼。其中，若干子级连接于整流罩舱，至少其中一个子级内设有固体火箭发动机；尾翼连接于子级。具体地，固体火箭发动机包括燃烧室、点火装置和发动机喷管。其中，燃烧室内设置有适于放置推进剂装药的容纳腔；点火装置位于燃烧室内，点火装置具有燃气通道；发动机喷管和燃气通道连通设置，推进剂装药经点火装置点燃成为燃气后通过燃气通道进入发动机喷管内。

本实施例中的发动机喷管为回转体结构，如图1所示，其包括喷管壳体4、绝热层1、背衬3、喉衬2和扩散段。其中绝热层1位于喷管壳体4的内侧；背衬3位于喷管壳体4的内侧,且沿燃气的流动方向和绝热层1相邻设置，以及背衬3的端部嵌设于绝热层1内；喉衬2分别位于绝热层1的内侧、背衬3的内侧，绝热层1至喉衬2的内型面为收敛型面，在收敛型面中，发动机喷管的内径逐渐减小；扩散段位于喷管壳体4的内侧，且沿燃气的流动方向分别和背衬3、喉衬2相邻设置，喉衬2至扩散段的内型面为扩散型面，在扩散型面中，发动机喷管的内径逐渐增加。

在本实施例中，通过背衬3的端部嵌设于绝热层1内，尽可能地增大了绝热层1的厚度，由于固体火箭发动机的径向高过载会对加大对绝热层1的烧蚀，但是由于绝热层1的厚度较厚而能确保绝热层1不会被烧蚀穿透。

需要说明的是，其中燃气的流动方向为图1中的箭头指示方向，即从图1中左侧指向图1中右侧；以及内型面是指各部件允许燃气通过的型面；以及收敛型面是指绝热层1的内型面至喉衬2的内型面沿燃气的流动方向呈收敛的趋势，扩散型面是指喉衬2的内型面至扩散段的内型面沿燃气的流动方向呈扩张的趋势。

其中喉衬2和绝热层1之间设置有相邻连接面，相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与喷管壳体4的轴线的距离，大于或等于相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与喷管壳体4的轴线的距离。通过上述设置，放开了对喉衬2的轴向约束，能够降低轴向拉应力，当高温燃气经过喉衬2时，喉衬2会因温度过高而膨胀时，绝热层1并未限制喉衬2的膨胀，从而避免了现有技术中因绝热层1限制喉衬2膨胀而导致喉衬2断裂等的情况出现，以确保结构的安全性；以及可增加收敛比，使得第一连接点6远离喷管的回转轴线设置，即远离喉衬2上的最近点7设置，由于喉衬2上的最近点7处的燃气的流速最高，使得远离喉衬2上的最近点7越远可降低了燃气的流速，以减小对绝热层1和喉衬2两者之间的相邻连接面的烧蚀，以提高结构的可靠性。

具体参见图1，可设置相邻连接面上的任意一点距离喷管壳体4的轴线的距离均相等，即沿图1中水平方向设置。这样设置可保证喉衬2的厚度，确保在燃气的作用下，有足够的的喉衬2以供烧蚀而不会导致被烧蚀穿透的情况出现。作为可替换的一种实施方式，可设置相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与喷管壳体4的轴线的距离，大于相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与喷管壳体4的轴线的距离，即在图1中相邻连接面沿燃气的流动方向逐渐朝向喷管壳体4的轴线倾斜。

以及在本实施例中，喉衬2包括多个彼此搭接的喉衬2本体，多个喉衬2本体沿燃气的流动方向相邻设置。相邻的喉衬2本体之间设置有台阶面5。

通过设置多个喉衬2本体，当高温燃气经过时，喉衬2本体发生膨胀后，绝热层1和与其相邻的喉衬2本体两者之间的摩擦力增大，可阻挡其他喉衬2本体因温度降低收缩时朝向发动机燃烧室内脱落的情况出现；以及通过设置有台阶面5，便于定位安装喉衬2本体。

例如以在特定工况下，对发动机喷管的结构进行设计、说明。其中该特定工况可为：发动机喷管的平均工作强度为9兆帕，工作时间为24秒，喉衬2上的最近点7处的直径为50毫米，绝热层1位于第一连接点6处的法向厚度为30毫米。

(1)按图1设计的发动机喷管的结构，计算一维内弹道流场，确保绝热层1和喉衬2两者之间的相邻连接面上的第一连接点6处的对流换热强度不大于喉衬2上的最近点7处的对流换热强度的三分之一；以及在确保结构安全的前提下，尽量提高第一连接点6处的收敛比，其中第一连接点6处的收敛比大于等于2且小于等于5，例如可选择第一连接点6处的收敛比为2.64。

其中第一连接点6是指绝热层1和喉衬2两者之间的相邻连接面上最远离扩散段的点；

最近点7是指喉衬2上最靠近喷管的回转轴线的点；

收敛比是指第一连接点6处的半径和最近点7处的半径之比。

(2)喉衬2选用整体毡碳-碳材料，力学性能、热物理性能和抗烧蚀性能较好，材料性能波动较小，方便生产质量控制。

(3)喉衬2其的和绝热层1之间的相邻连接面的长度应尽量取长，可降低喉衬2的热应力，强化结构的密封性，也对防止喉衬2试车后收缩脱离有利，具体取值以不妨碍背衬3的厚度为宜，例如可选择喉衬2其的和绝热层1之间的相邻连接面的长度为30毫米。

(4)如果喉衬2其的和绝热层1之间的相邻连接面的长度和背衬3的厚度不能协调，可以将收敛型面适当沿燃气的流动方向相反的方向前移，这样设置可增加喉衬2其的和绝热层1之间的相邻连接面的长度，以及增加了绝热层1的厚度可对适应径向高过载导致的偏斜烧蚀而避免烧蚀穿透。必要时考虑喉衬2分段，即设置有多个喉衬2本体，以及上述设计须统筹喷管重量的增加量考虑。

(5)喉衬2尽量分段设计，分段处可按图1中的台阶面5结构搭接，可有效防止试车后喉衬2收缩脱离前移。

(6)喷管中的各部件之间的轴向配合间隙为0.08±0.04毫米，径向配合间隙不大于0.1毫米。

(7)开展有限元计算校核。根据计算结果，可适当第一连接点6处的收敛比和各部件的厚度设计，以获得较佳的设计结果。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。