一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构。
【背景技术】
[0002]尾喷管是固体火箭发动机结构中的重要部件之一，作为固体火箭发动机的能量转换装置，它使高温燃气的热能转换为燃气的动能，从而产生推力。同时，它又是燃气流量的控制装置，能使燃烧室内建立一定的工作压力。
[0003]在固体火箭发动机尾喷管设计中，为使发动机具有较好的性能和可靠的工作稳定性，在满足总体要求的前提下，应在结构设计时保持尾喷管的能量转化效率，并要着重解决尾喷管热防护的问题。
[0004]图1是现有的固体火箭发动机喉衬组合结构示意图，主要是常规的背衬结构形式，包括:喉衬I与背衬2，喉衬I内型面是燃气通道，与高温高速的燃气直接接触，喉衬I的外型面与背衬2的内型面通过粘接胶进行粘接固定，背衬2的外型面与尾管壳体通过粘接胶固化。常规的喉衬组合结构形式中喉衬选用耐冲刷耐烧蚀材料，背衬选用抗高温抗碳化材料，高温燃气通过喉衬向背衬传热，当喉衬的热容较小时，背衬被碳化与烧蚀的可能性会增大，尾喷管的结构完整性会受到破坏，尾喷管在固体火箭发动机的工作中存在失效的可會K。
【实用新型内容】
[0005]本实用新型的目的在于针对上述存在的问题，一种固体火箭发动机发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，该复合背衬结构一方面提高了背衬的抗烧蚀性能，防止喉衬变形，另一方面提高了局部位置的热防护性能，同时采用一段式整体结构，使尾喷管非金属部件的整体性有了更好的保证。
[0006]为了解决本实用新型的上述技术问题，本实用新型提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，包括:喉衬、背衬、尾衬、柱段缠绕件。喉衬采用整体式结构，前段嵌入柱段衬里与背衬之间，后段设计为锥形结构作为尾喷管的扩散段，喉衬的外端面与背衬、尾衬可靠粘接，背衬、尾衬与柱段衬里通过柱段缠绕件形成一个整体，从而保证了尾喷管的热防护性能。
[0007]所述喉衬的外型面与背衬、尾衬的内型面进行可靠粘接，喉衬的前段伸出一截嵌入柱段衬里与背衬之间，配合面均采用胶层粘接，固化成为一体后通过柱段缠绕件加工成为一个整体；所述背衬采用模压碳纤维制品，尾衬采用缠绕玻璃钢材料，柱段缠绕件为缠绕玻璃钢材料。
[0008]本实用新型由于采用了复合背衬结构方式，与现有技术相比，其优点和有益效果是:
[0009](I)采用不同材料的背衬与尾衬的组合形式作为喉衬的热防护结构，提高了喉衬组合结构的抗烧蚀性，改善了背衬表面的碳化情况，提高了尾喷管工作可靠性；
[0010](2)将可靠粘接的喉衬、背衬、尾衬与柱段衬里通过柱段缠绕件加工成为一个整体，提高了尾喷管在发动机工作过程中的热防护性，保证了尾喷管结构整体性。
【附图说明】
[0011]通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显。
[0012]图1是现有固体火箭发动机尾喷管喉衬组合结构示意图；
[0013]图2为本实用新型实施例提供的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构的示意图。
【具体实施方式】
[0014]参见示出本实用新型实施例的附图，下文将更详细地描述本实用新型。然而，本实用新型可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本实用新型的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。
[0015]图2是本实用新型固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构的示意图，所述复合背衬结构用于尾喷管喉衬组合件，包括:喉衬1、背衬2、柱段缠绕件3、尾衬4。所述喉衬I采用整体式结构，前段嵌入柱段衬里与背衬2之间，后段设计为锥形结构作为尾喷管的扩散段，喉衬I的外端面与背衬2、尾衬4可靠粘接，背衬2、尾衬4与柱段衬里通过柱段缠绕件3形成一个整体，从而保证了尾喷管的热防护性能。
[0016]所述喉衬I的外型面与背衬2、尾衬4的内型面进行可靠粘接，喉衬I的前段伸出一截嵌入柱段衬里与背衬2之间，增大了热传递面积，配合面均采用胶层粘接，固化成为一体后通过柱段缠绕件3加工成为一个整体。喉衬1、背衬2和尾衬4之间采用E-7胶粘接，固化完成后与柱段衬里之间采用E-7胶粘接，外壁面通过柱段缠绕件3形成一个整体。根据总体要求，在发动机长时间(多80s)的工作中，必须保证尾喷管的结构完整性与工作可靠性，故采用复合背衬的喉衬组合件结构方式。
[0017]所述喉衬I材料为钨渗铜，该材料属于发汗材料，其耐冲刷与耐烧蚀性可以保证固体火箭发动机的长时间工作。但钨渗铜的热防护性很差，这对背衬的防热性能要求会很高，普通的单背衬结构(图1)已经无法满足使用需要，图2所示的复合背衬结构很好的解决了这一问题。背衬2采用模压碳纤维制品，尾衬4采用缠绕玻璃钢材料，喉衬1、背衬2、尾衬4以及柱段衬里采用E-7胶可靠粘接成一组件，该组件外表面统一缠绕一层玻璃钢。图2方案相较于图1方案的优势在于提高了背衬的抗烧蚀性能，防止喉衬变形。该结构已在该型号中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了多次地面试验，结构可靠，满足总体要求。
[0018]对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。
【主权项】
1.一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，其特征在于，包括:喉衬、背衬、尾衬、柱段缠绕件； 所述喉衬采用整体式结构，前段嵌入柱段衬里与背衬之间，后段设计为锥形结构作为尾喷管的扩散段，喉衬的外端面与背衬、尾衬可靠粘接，背衬、尾衬与柱段衬里通过柱段缠绕件形成一个整体，从而保证了尾喷管的热防护性能。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，其特征在于，所述喉衬的外型面与背衬、尾衬的内型面均采用胶层粘接。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，其特征在于，所述背衬采用模压碳纤维制品，尾衬采用缠绕玻璃钢材料，柱段缠绕件为缠绕玻璃钢材料。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，其特征在于，所述喉衬采用钨渗铜材料，其前段伸出一截嵌入柱段衬里与背衬之间。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，其特征在于，所述喉衬、背衬、尾衬与柱段衬里通过E-7胶粘接成一组件。
【专利摘要】一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，包括：喉衬、背衬、尾衬、柱段缠绕件；背衬与尾衬的组合形式作为喉衬的热防护结构；背衬与尾衬采用两种不同的非金属材料；喉衬前段伸出一截嵌入柱段衬里与背衬之间；喉衬、背衬、尾衬、柱段衬里可靠粘接成为一个组件；组件外壁面通过柱段缠绕件加工成为一个整体。本实用新型的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构在固体火箭发动机长时间的工作中，采用两种不同材料的背衬与尾衬同时作喉衬的热防护结构，并在外壁面均匀缠绕一层柱段缠绕件，可靠地完成了固体火箭发动机长时间工作过程中尾喷管的热防护要求，提高了尾喷管在发动机工作过程中的热防护性，保证了尾喷管结构整体性。
【IPC分类】F02K9-97
【公开号】CN204493010
【申请号】CN201420767302
【发明人】王昌茂, 孙晓娇, 刘喆
【申请人】上海新力动力设备研究所
【公开日】2015年7月22日
【申请日】2014年12月9日