固液火箭发动机环缝式塞式喷管的制作方法

本发明涉及火箭发动机领域，特别涉及一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管。

背景技术：

喷管作为火箭发动机的组成部分，是影响发动机性能的一个重要因素。

火箭发动机的喷管一般为拉发尔喷管，用于将燃烧室内燃烧产生的高温高压燃气的热能转化为动能。高温高压燃气流经喷管时不断膨胀加速，最后以高速从喷管出口面排出，产生推力。现有的固体或者液体火箭发动机的喷管多为钟形喷管。

传统的钟形喷管，由于其扩张比不能适应环境压力的变化，在火箭的发行过程中，会出现过膨胀或欠膨胀问题，使喷管的效率降低。与传统的钟形喷管相比，塞式喷管具有自动高度补偿特性，能在较大的工作高度范围内保持较高的喷管效率，适用于更大的工作高度范围。经过合理的设计和优化，与传统的钟形喷管相比，塞式喷管的结构更紧凑，尺寸更小，重量更轻。已有的塞式喷管的结构和形式都只针对固体或者液体火箭发动机，没有考虑在固液火箭发动机上的应用情况，不适用于固液火箭发动机。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种固液火箭发动机环缝式塞式喷管，以解决现有技术中存在的已有的塞式喷管的结构和形式都只针对固体或者液体火箭发动机，没有考虑在固液火箭发动机上的应用情况，不适用于固液火箭发动机的技术问题。

本发明提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，包括环喉罩、喷管压板、喷管壳体、塞锥和绝热板；

所述环喉罩通过所述喷管压板安装在所述喷管壳体的出口端；

所述喷管壳体内通过肋板安装有凸台；

所述塞锥悬置在所述环喉罩的喉部内并与所述凸台连接；

所述塞锥的外周面与所述环喉罩的喉部配合形成收敛段和扩张段；

所述绝热板安装在所述喷管壳体的入口端，所述绝热板与所述肋板上设有相贯通的通槽。

进一步地，所述环喉罩的喉孔包括依次连接的半球形孔和通孔，所述塞锥包括依次连接的圆弧段和锥形段，所述圆弧段的端面与所述凸台连接，所述圆弧段的外周面与所述半球形孔相配合形成收敛段，所述锥形段伸出所述环喉罩的通孔，所述锥形段的外周面与所述通孔相配合形成扩张段。

进一步地，所述塞锥的圆弧段的端面上设有凹槽，所述塞锥的圆弧段的端面通过所述凹槽套设在所述凸台上并通过螺栓与所述凸台连接为一体。

进一步地，所述凸台内设有螺栓通孔，所述凹槽内设有螺纹孔，所述螺栓穿过所述螺栓通孔与所述螺纹孔连接。

进一步地，所述绝热板与所述喷管壳体为可拆卸连接。

进一步地，所述喷管压板与所述喷管壳体为可拆卸连接。

进一步地，所述述塞锥由高温耐烧蚀材料制成。

进一步地，所述环喉罩由高温耐烧蚀材料制成。

进一步地，所述环喉罩与所述喷管壳体的出口端之间安装有密封圈。

进一步地，所述肋板与所述凸台为一体结构。

本发明提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，具有如下优点：

固液火箭发动机燃烧室内的高温高压燃气经由喷管壳体的入口端进入，燃气在收敛段逐渐加速，在环喉罩的喉部达到音速后流入扩张段并继续加速到超音速。

1、适用于不同工作高度的固液火箭发动机。

2、结构紧凑，尺寸较小，适用于固液火箭发动机的地面试验。

3、与传统的钟形喷管相比，具有自动高度补偿特性，能在很大的工作高度范围内保持较高的喷管效率，特别适用于工作高度范围较广的固液火箭发动机。

4、喷管入口平面能起到扰流的作用，有利于燃气的掺混，提高固液火箭发动机的燃烧效率，提高发动机性能。

5、喷管实际扩张比可随发动机室压的变化而改变，适用于具有变推力特性的固液火箭发动机。

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为本发明实施例一提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管的结构示意图；

图2为图1的a-a剖视图；

图3为本实施例一提供的喷管壳体的结构示意图；

图4为图3的b-b剖视图；

图5为本实施例一提供的环喉罩的结构示意图；

图6为本实施例一提供的塞锥的结构示意图；

图7为本实施例一提供的喷管压板的结构示意图；

图8为图7的c-c剖视图；

图9为本实施例一提供的绝热板的结构示意图；

图10为图9的d-d剖视图。

附图标记：1-环喉罩；2-喷管压板；3-喷管壳体；4-塞锥；5-绝热板；6-肋板；7-凸台；8-收敛段；9-扩张段；10-通槽；11-半球形孔；12-通孔；41-圆弧段；42-锥形段；411-端面；412-凹槽；13-螺栓；31-台阶一；51-沉头孔；413-螺纹孔；14-沉头螺钉；21-光孔；32-台阶二；33-台阶三；15-密封圈；71-螺栓通孔；16-凹槽。

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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一：

图1为本发明实施例一提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管的结构示意图；图2为图1的a-a剖视图；图3为本实施例一提供的喷管壳体的结构示意图；图4为图3的b-b剖视图；图5为本实施例一提供的环喉罩的结构示意图；图6为本实施例一提供的塞锥的结构示意图；图7为本实施例一提供的喷管压板的结构示意图；图8为图7的c-c剖视图；图9为本实施例一提供的绝热板的结构示意图；图10为图9的d-d剖视图；如图1-图10所示，本发明提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，包括环喉罩1、喷管压板2、喷管壳体3、塞锥4和绝热板5；

所述环喉罩1通过所述喷管压板2安装在所述喷管壳体3的出口端；

所述喷管壳体3内通过肋板6安装有凸台7；

所述塞锥4悬置在所述环喉罩1的喉部内并与所述凸台7连接；

所述塞锥4的外周面与所述环喉罩1的喉部配合形成收敛段8和扩张段9；

所述绝热板5安装在所述喷管壳体3的入口端，所述绝热板5与所述肋板6上设有相贯通的通槽10。

优选地，所述环喉罩1的喉部包括依次连接的半球形孔11和通孔12，所述塞锥4包括依次连接的圆弧段41和锥形段42，所述圆弧段41的端面411与所述凸台7连接，所述圆弧段41的外周面与所述半球形孔11相配合形成收敛段8，所述锥形段42伸出所述通孔12，所述锥形段42的外周面与所述通孔12相配合形成扩张段9。

优选地，所述塞锥4的圆弧段41的端面411上设有凹槽412，所述塞锥4的圆弧段41的端面411通过所述凹槽412套设在所述凸台7上并通过螺栓13与所述凸台7连接为一体。

凹槽412与凸台7为间隙配合，凹槽412位于塞锥4上可起到减少塞锥4所需材料，节省成本的作用。

优选地，所述凸台7内设有螺栓通孔71，所述凹槽412内设有螺纹孔413，所述螺栓13穿过所述螺栓通孔71与所述凹槽412内的螺纹孔413连接。

优选地，所述绝热板5与所述喷管壳体3为可拆卸连接，喷管壳体3的入口端设有用于安装所述绝热板5的台阶一31。

绝热板5上设有沉头孔51，喷管壳体3上设有与沉头孔51对应设置的螺纹孔413，沉头螺钉14穿过绝热板5上的沉头孔51与喷管壳体3上的螺纹孔413螺纹连接。

绝热板5上的沉头孔51为四个，喷管壳体3上的螺纹孔413为四个。

绝热板5上的四个沉头孔51以绝热板5的轴线为圆心环设在绝热板5上。

需要说明的是，绝热板5上的沉头孔51为四个，喷管壳体3上对应沉头孔51的位置设有的螺纹孔413为四个只是用于说明，绝热板5上的沉头孔51和喷管壳体3上对应沉头孔51的位置设有的螺纹孔413还可设为其它数量，在此就不一一赘述。

绝热板5用于保护肋板6不被高温燃气烧蚀，防止造成结构的破坏。

优选地，绝热板5的厚度为10mm，满足热防护要求。

需要说明的是，绝热板5的厚度为10mm只是用于举例说明，绝热板5还可采用其它厚度，在此就不一一赘述。

优选地，绝热板5由高硅氧制成。

优选地，所述喷管压板2与所述喷管壳体3为可拆卸连接。

喷管压板2上设有光孔21，喷管壳体3上对应喷管压板2上的光孔21位置开设有螺纹孔413，螺栓13穿过所述喷管压板2上的光孔21与喷管壳体3上对应设置的螺纹孔413连接。

喷管压板2上的光孔21为八个，喷管壳体3上对应喷管压板2上的光孔21的位置开设有八个螺纹孔413。

喷管压板2上的八个光孔21以喷管压板2的轴线为圆心环形设置在喷管压板2上。

需要说明的是，喷管压板2上的光孔21为八个、喷管壳体3上对应喷管压板2上的八个光孔21的位置开设有八个螺纹孔413只是用于说明，喷管压板2上的光孔21和喷管壳体3上对应光孔21的位置开设的螺纹孔413还可设为其它数量，在此就不一一赘述。

优选地，所述喷管壳体3的出口端设有与所述环喉罩1相配合的台阶二32，台阶二32与环喉罩1为间隙配合，喷管压板2上设有与环喉罩1配合的台阶三33，台阶三33与环喉罩1的配合处为间隙配合，方便喷管压板2的定位。

优选地，所述绝热板5与所述肋板6上相贯通的通槽10设置为四个。

需要说明的是，绝热板5与肋板6上相贯通的通槽10设置为四个只是用于举例说明，绝热板5与肋板6上相贯通的通槽10还可设置为其它数量，在此就不一一赘述。

所述塞锥4由高温耐烧蚀材料制成，减少高温燃气对塞锥4的严重烧蚀。

所述环喉罩1由高温耐烧蚀材料制成，保证工作时，不会由于材料的受热膨胀使得环喉罩1与塞锥4之间的面积变大，进而影响喷管性能。

优选地，所述环喉罩1与所述喷管壳体3的出口端的台阶二32之间安装有密封圈15。

密封圈15用于环喉罩1与喷管壳体3间的密封，密封圈15的材料一般选用耐高温的密封材料，如密封用的柔性石墨或者紫铜等。

优选地，所述喷管壳体3上设有光孔21，喷管壳体3通过光孔21与发动机后燃烧室壳体连接。

喷管壳体3上的光孔21的数量为八个。

需要说明的而是，喷管壳体3上的光孔21的数量为八个只是用于举例说明，喷管壳体3上的光孔21还可设置为其它数量，在此就不一一赘述。

喷管壳体3上的光孔21以喷管壳体3的轴线为圆心环形设置在喷管壳体3上。

优选地，喷管壳体3上设有凹槽16，该凹槽16用于与后燃烧室壳体法兰的凸槽对应，用于密封。

优选地，所述肋板6与所述凸台7为一体结构。

本发明提供的固液火箭发动机环缝式塞式喷管，具有如下优点：

固液火箭发动机燃烧室内的高温高压燃气经由喷管壳体3的入口端进入，燃气在收敛段8逐渐加速，在环喉罩1的喉部达到音速后流入扩张段9并继续加速到超音速。

1、适用于不同工作高度的固液火箭发动机。

2、结构紧凑，尺寸较小，适用于固液火箭发动机的地面试验。

3、与传统的钟形喷管相比，具有自动高度补偿特性，能在很大的工作高度范围内保持较高的喷管效率，特别适用于工作高度范围较广的固液火箭发动机。

4、喷管入口平面能起到扰流的作用，有利于燃气的掺混，提高固液火箭发动机的燃烧效率，提高发动机性能。

5、喷管实际扩张比可随发动机室压的变化而改变，适用于具有变推力特性的固液火箭发动机。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。