一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法，所述喷管包括轴对称回转体结构部件：收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体，所述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成喷管，所述喉衬为组合式喉衬，由多块喉衬块采用台阶式衔接密封组合而成。本发明通过将喉衬由整体式喉衬分割为特定结构形式的若干喉衬块，两两之间通过装配工艺衔接密封成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。可以有效地节约原材料，工艺制备及加工成本也得以降低；同时由于单独的喉衬块尺寸减小，厚度减薄，使得渗碳较为均匀，产品的质量一致性更容易保证。
【专利说明】
一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法
技术领域
[0001]本发明属于固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法。
【背景技术】
[0002]现有大直径固体火箭发动机相应的喷管喉径大，即喷管的喉衬也大，喷管的喉衬一般为整体式喉衬，整体生产、机加成型，结构为轴对称回转体结构，喉衬内型面为先收敛后扩张型面，外型面端面与喷管的其它轴对称回转体结构部件，包括收敛段绝热层、背衬、扩散段绝热层、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成喷管，其中，喉衬外型面背壁面与作为绝热材料的背衬采用锥面过盈配合装配。
[0003]对于大尺寸整体式喉衬而言，由于制作工艺及设备的限制，当喉衬达到某一瓶颈尺寸时，会极大的增加工艺难度及复杂性，成型后的产品质量一致性较差，可能存在渗碳不均匀、富碳区较多、材料强度离散度大等缺陷，总之一致性难以保证。同时伴随着尺寸的增大，带来生产设备、加工设备的改造及投入，会导致产生高昂的成本。
【发明内容】
[0004]本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法，将喉衬由原有的整体式喉衬通过特定的结构形式分割为若干喉衬块，喉衬块两两之间通过装配工艺粘接成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。单独的喉衬块体积小，现有的加工工艺能够保证其质量一致性。
[0005]为了实现上述目的，本发明提供的一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，包括轴对称回转体结构部件:收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体，所述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成喷管，其特征在于:所述喉衬为组合式喉衬，由多块喉衬块采用台阶式衔接密封组合而成。
[0006]可选地，所述喉衬块是沿轴向分成的轴向喉衬块，轴向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯曲折拐弯间隙，拐弯不少于3次。
[0007]可选地，所述喉衬块是沿径向分成的径向喉衬块，径向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯间隙进行衔接密封，拐弯不少于3次。
[0008]优选地，所述喉衬块既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块，两向喉衬块之间的间隙设计成“L”型台阶的曲折拐弯间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度θ，0° <θ<90°，使得两向喉衬块之间衔接密封。
[0009]本发明提供的一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，其特征在于还包括，
[0010]喉衬块制作步骤:设计制作多块喉衬块，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块的具体结构形式，并利用现有的工艺制作多块喉衬块；
[0011]喉衬组装步骤:将多块喉衬块采用台阶式衔接密封组装成喉衬。
[0012]可选地，所述多块喉衬块制作步骤包括，
[0013]轴向喉衬块制作步骤:设计制作多块喉衬块，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块的具体结构形式是沿轴向分成的轴向喉衬块，轴向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯曲折拐弯间隙，间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块；
[0014]喉衬组装步骤:轴向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯曲折拐弯间隙，拐弯不少于3次，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬。
[0015]可选地，所述多块喉衬块制作步骤包括，
[0016]径向喉衬块制作步骤:设计制作多块喉衬块，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块的具体结构形式是沿径向分成的径向喉衬块，径向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯间隙进行衔接密封，间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块；
[0017]喉衬组装步骤:径向喉衬块之间均采用“L”型台阶拐弯曲折拐弯间隙，拐弯不少于3次，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬。
[0018]优选地，所述多块喉衬块制作步骤包括，
[0019]两向喉衬块制作步骤:设计制作多块喉衬块，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块的具体结构形式既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块，两向喉衬块之间的间隙设计成”L”型台阶的曲折拐弯间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度Θ，间隙预留值a由热应力分析确定，并利用现有的工艺制作多块喉衬块；
[0020]喉衬组装步骤:两向喉衬块之间间隙设计成”L”型台阶的曲折拐弯间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度Θ，间隙预留值a由热应力分析确定，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬。
[0021]本发明通过将喉衬由原有的整体式喉衬分割为特定结构形式的若干喉衬块，两两之间通过装配工艺衔接密封成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。单独的喉衬块体积变小，将有效地降低喉衬的生产及加工难度；因对胚料的尺寸要求也变小，可以有效地节约原材料，工艺制备及加工成本也得以降低；同时由于单独的喉衬块尺寸减小，厚度减薄，使得渗碳较为均匀，产品的质量一致性更容易保证。
【附图说明】
[0022]图1为本发明固体火箭发动机的组合式喉衬喷管结构示意图；
[0023]图2为由轴向喉衬块组成的喉衬结构示意图；
[0024]图3为图2的A向剖面结构示意图；
[0025]图4为由轴向喉衬块组成的喉衬爆炸结构示意图；
[0026]图5为由径向喉衬块组成的喉衬结构示意图；
[0027 ]图6为图5的B向不意图；
[0028]图7为由径向喉衬块组成的喉衬爆炸结构示意图；
[0029]图8为由两向喉衬块组成的喉衬结构示意图；
[0030]图9为由两向喉衬块组成的喉衬爆炸结构示意图；
[0031 ]图中:1-收敛段绝热层；2-喉衬；21-喉衬块;211-轴向喉衬块;212_径向喉衬块；213-两向喉衬块;3-背衬;4-扩散段绝热层;5-壳体;9-台阶;I O-间隙。
【具体实施方式】
[0032]下面结合附图对本发明的【具体实施方式】作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0033]实施例1，如图1、图2、图3、图4所示，一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，包括轴对称回转体结构部件:收敛段绝热层(1)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体
(5)，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶(9)互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬(2)为组合式喉衬，由多块喉衬块(21)采用台阶(9)式衔接密封组合而成。
[0034]本实施例中，所述喉衬块(21)是沿轴向分成的轴向喉衬块(211)，具体喉衬块(21)数量可根据实际尺寸及产品设备能力情况加以调整，本实施例为3块;轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10少于3次。间隙10的燃气方向垂直或背离燃气方向，使得燃气流不能直接进入间隙10，即使燃气进入间隙10，经过曲折间隙10造成“死区”，可避免出现穿火现象，以确保喉衬分块后密封可靠。
[0035]间隙10有一定的宽度值，也就是间隙预留值a。
[0036]实施例2，如图5、图6、图7所示，一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，包括轴对称回转体结构部件:收敛段绝热层(I)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶(9)互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬
(2)为组合式喉衬，由多块喉衬块(21)采用台阶(9)式衔接密封组合而成。
[0037]本实施例中，所述喉衬块(21)是沿径向分成的径向喉衬块(212)，具体喉衬块(21)数量可根据实际尺寸及产品设备能力情况加以调整，本实施例为3块;径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯间隙进行衔接密封，拐弯不少于3次。间隙10方向和燃气方向垂直或背离燃气方向，使得燃气流不能直接进入间隙10，即使燃气进入间隙10，经过曲折间隙10造成“死区”，可避免出现穿火现象，以确保喉衬分块后密封可靠。
[0038]间隙10有一定的宽度值，也就是间隙预留值a。
[0039]实施例3，如图5、图6、图7所示，一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，包括轴对称回转体结构部件:收敛段绝热层(I)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶(9)互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬
(2)为组合式喉衬，由多块喉衬块(21)采用台阶(9)式衔接密封组合而成。
[0040]本实施例中，所述喉衬块(21)既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块(213)，具体喉衬块(21)数量可根据实际尺寸及产品设备能力情况加以调整，本实施例为9块，轴向分成3段，沿径向分成3段;两向喉衬块(213)之间的间隙10设计成“L”型台阶的曲折间隙1，本实施例中配合面，包括M面、N面、O面的对接间隙1不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度θ，0° <θ<90°，具体地Θ取30°，使得两向喉衬块(213)之间衔接密封。
[0041]间隙10有一定的宽度值，也就是间隙预留值a。
[0042]实施例4，一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管的制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层(I)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，还包括，
[0043]喉衬块(21)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21);
[0044]喉衬(2)组装步骤:将多块喉衬块(21)采用台阶式衔接密封组装成喉衬(2)。
[0045]实施例5，对应于实施例1的一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管的制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层(1)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，还包括，
[0046]轴向喉衬块(211)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式是沿轴向分成的轴向喉衬块(211)，轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，喉衬块(211)之间配合面A、B、D、E、F面的间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21);
[0047]喉衬(2)组装步骤:轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，拐弯不少于3次，各配合面A、B、D、E、F面的间隙10间填充耐烧蚀密封胶D03耐烧蚀密封腻子，装配到位以腻子从缝隙中挤出为准。在与背衬2结合面G、H面涂铁锚101胶，防止组合式喉衬块I脱落。采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。
[0048]实施例6，对应于实施例2的一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管的制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层(1)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，还包括，
[0049]径向喉衬块(212)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式是沿轴向分成的径向喉衬块(212)，径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，各径向喉衬块(212)之间配合面A、B、D、E面的间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21);
[0050]喉衬(2)组装步骤:径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，拐弯不少于3次，各配合面J、L面的间隙10间填充耐烧蚀密封胶D03耐烧蚀密封腻子，装配到位以腻子从缝隙中挤出为准。轴向配合面K面贴合，并涂刷铁锚-101胶粘剂。采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。
[0051]实施例7，对应于实施例3的一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管的制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层(1)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，还包括，
[0052]两向喉衬块(213)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各两向喉衬块(213)之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块(213)，两向喉衬块(213)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，各两向喉衬块(213)之间配合面，包括M面、N面、O面的对接间隙10不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度0，0°<0<90°，具体地0取30°，间隙预留值&由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21);
[0053]喉衬(2)组装步骤:径向喉衬块(213)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙10，拐弯不少于3次，各配合面Μ、Ν、0面的间隙10间填充耐烧蚀密封胶D03耐烧蚀密封腻子，装配到位以腻子从缝隙中挤出为准。轴向配合面之间贴合，并涂刷铁锚-101胶粘剂。采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。
[0054]本实施例中的某型号固体火箭发动机喷管，发动机最大工作压强7.4MPa，工作时间 72s 0
[0055]喉衬(2)的喉径为325mm，喷管扩散段绝热层(4)出口内径为2150mm，扩张比为
43.8。喷管总长为2180mm。
[0056]喉衬(2)的最大外径为585mm，喉衬块(21)的具体结构形式采用图8、图9所示的沿轴向和径向分成的两向喉衬块(213)。
[0057]为明确各两向喉衬块(213)之间的间隙预留值a的最佳取值，采用有限元仿真分析软件MSC.Patran/Nastran建立了喷管的两向喉衬分块(213)的有限元分析模型，采用一维gap单元模拟喉衬粘接界面之间的间隙10，施加喷管的外载及温度边界条件，首先对喷管在72s工作时间内的温度场进行了瞬态传热分析，并将传热分析结果作为热应力分析的温度载荷，对喷管热应力及喉衬间隙10的接触应力值进行了分析，并和整体喉衬(2)的应力值进行了比对，从而确定了各两向喉衬块(213)之间的间隙预留值a= (0.10?0.15)_，径向错开一定的角度θ = 30°。
【主权项】
1.一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，包括轴对称回转体结构部件:收敛段绝热层(I)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶(9)互相衔接密封组装成喷管，其特征在于:所述喉衬(2)为组合式喉衬，由多块喉衬块(21)采用台阶(9)式衔接密封组合而成。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，其特征在于:所述喉衬块(21)是沿轴向分成的轴向喉衬块(211)，轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙，拐弯不少于3次。3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，其特征在于:所述喉衬块(21)是沿径向分成的径向喉衬块(212)，径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯间隙进行衔接密封，拐弯不少于3次。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管，其特征在于:所述喉衬块(21)既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块(213)，两向喉衬块(213)之间的间隙设计成“L”型台阶的曲折间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度θ，0° <θ<90°，使得两向喉衬块(213)之间衔接密封。5.—种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管制造方法，包括轴对称回转体结构部件收敛段绝热层(I)、喉衬(2)、背衬(3)、扩散段绝热层(4)、喷管壳体(5)之间以轴向圆柱面及端面构成台阶互相衔接密封结构组装步骤，其特征在于还包括， 喉衬块(21)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21); 喉衬(2)组装步骤:将多块喉衬块(21)采用台阶式衔接密封组装成喉衬(2)。6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管制造方法，其特征在于，所述块喉衬块(21)制作步骤包括， 轴向喉衬块(211)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式是沿轴向分成的轴向喉衬块(211)，轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙，间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21); 喉衬(2)组装步骤:轴向喉衬块(211)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙，拐弯不少于3次，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。7.根据权利要求5所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管制造方法，其特征在于，所述喉衬块(21)制作步骤包括， 径向喉衬块(212)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式是沿径向分成的径向喉衬块(212)，径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯间隙进行衔接密封，间隙预留值a由热应力分析确定，拐弯不少于3次，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21); 喉衬(2)组装步骤:径向喉衬块(212)之间均采用“L”型台阶拐弯曲折间隙，拐弯不少于3次，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。8.根据权利要求5所述的固体火箭发动机的组合式喉衬喷管制造方法，其特征在于，所述喉衬块(21)制作步骤包括， 两向喉衬块(213)制作步骤:设计制作多块喉衬块(21)，通过包括喉衬烧蚀性能、结构密封可靠性、喉衬热应力以及各喉衬块之间界面接触应力分析多方面的对比分析，确定多块喉衬块(21)的具体结构形式既是沿轴向分成的也是沿径向分成的两向喉衬块(213)，两向喉衬块(213)之间的间隙设计成”L”型台阶的曲折间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度Θ，间隙预留值a由热应力分析确定，并利用现有的工艺制作多块喉衬块(21); 喉衬(2)组装步骤:两向喉衬块(213)之间间隙设计成”L”型台阶的曲折间隙，配合面的对接间隙不在同一母线方向上，沿径向错开一定的角度θ，0°<θ<90°，间隙预留值a由热应力分析确定，间隙间填充耐烧蚀密封胶，采用专用工装加压衔接密封组装成喉衬(2)。
【文档编号】F02K9/97GK106050477SQ201610623732
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年7月28日
【发明人】许玉荣, 钟志文, 周生攀, 徐节荣, 于泉, 陈文杰, 司学龙
【申请人】湖北航天技术研究院总体设计所