一種固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構的制作方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及固體火箭發動機領域，具體涉及一種固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構。
【背景技術】
[0002]尾噴管是固體火箭發動機結構中的重要部件之一，作為固體火箭發動機的能量轉換裝置，它使高溫燃氣的熱能轉換為燃氣的動能，從而產生推力。同時，它又是燃氣流量的控制裝置，能使燃燒室內建立一定的工作壓力。
[0003]在固體火箭發動機尾噴管設計中，為使發動機具有較好的性能和可靠的工作穩定性，在滿足總體要求的前提下，應在結構設計時保持尾噴管的能量轉化效率，并要著重解決尾噴管熱防護的問題。
[0004]圖1是現有的固體火箭發動機喉襯組合結構示意圖，主要是常規的背襯結構形式，包括:喉襯I與背襯2，喉襯I內型面是燃氣通道，與高溫高速的燃氣直接接觸，喉襯I的外型面與背襯2的內型面通過粘接膠進行粘接固定，背襯2的外型面與尾管殼體通過粘接膠固化。常規的喉襯組合結構形式中喉襯選用耐沖刷耐燒蝕材料，背襯選用抗高溫抗碳化材料，高溫燃氣通過喉襯向背襯傳熱，當喉襯的熱容較小時，背襯被碳化與燒蝕的可能性會增大，尾噴管的結構完整性會受到破壞，尾噴管在固體火箭發動機的工作中存在失效的可會K。
【實用新型內容】
[0005]本實用新型的目的在于針對上述存在的問題，一種固體火箭發動機發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，該復合背襯結構一方面提高了背襯的抗燒蝕性能，防止喉襯變形，另一方面提高了局部位置的熱防護性能，同時采用一段式整體結構，使尾噴管非金屬部件的整體性有了更好的保證。
[0006]為了解決本實用新型的上述技術問題，本實用新型提供的解決方案是提供一種固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，包括:喉襯、背襯、尾襯、柱段纏繞件。喉襯采用整體式結構，前段嵌入柱段襯里與背襯之間，后段設計為錐形結構作為尾噴管的擴散段，喉襯的外端面與背襯、尾襯可靠粘接，背襯、尾襯與柱段襯里通過柱段纏繞件形成一個整體，從而保證了尾噴管的熱防護性能。
[0007]所述喉襯的外型面與背襯、尾襯的內型面進行可靠粘接，喉襯的前段伸出一截嵌入柱段襯里與背襯之間，配合面均采用膠層粘接，固化成為一體后通過柱段纏繞件加工成為一個整體；所述背襯采用模壓碳纖維制品，尾襯采用纏繞玻璃鋼材料，柱段纏繞件為纏繞玻璃鋼材料。
[0008]本實用新型由于采用了復合背襯結構方式，與現有技術相比，其優點和有益效果是:
[0009](I)采用不同材料的背襯與尾襯的組合形式作為喉襯的熱防護結構，提高了喉襯組合結構的抗燒蝕性，改善了背襯表面的碳化情況，提高了尾噴管工作可靠性；
[0010](2)將可靠粘接的喉襯、背襯、尾襯與柱段襯里通過柱段纏繞件加工成為一個整體，提高了尾噴管在發動機工作過程中的熱防護性，保證了尾噴管結構整體性。
【附圖說明】
[0011]通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本實用新型的其它特征、目的和優點將會變得更明顯。
[0012]圖1是現有固體火箭發動機尾噴管喉襯組合結構示意圖；
[0013]圖2為本實用新型實施例提供的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構的示意圖。
【具體實施方式】
[0014]參見示出本實用新型實施例的附圖，下文將更詳細地描述本實用新型。然而，本實用新型可以以許多不同形式實現，并且不應解釋為受在此提出之實施例的限制。相反，提出這些實施例是為了達成充分及完整公開，并且使本技術領域的技術人員完全了解本實用新型的范圍。這些附圖中，為清楚起見，可能放大了層及區域的尺寸及相對尺寸。
[0015]圖2是本實用新型固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構的示意圖，所述復合背襯結構用于尾噴管喉襯組合件，包括:喉襯1、背襯2、柱段纏繞件3、尾襯4。所述喉襯I采用整體式結構，前段嵌入柱段襯里與背襯2之間，后段設計為錐形結構作為尾噴管的擴散段，喉襯I的外端面與背襯2、尾襯4可靠粘接，背襯2、尾襯4與柱段襯里通過柱段纏繞件3形成一個整體，從而保證了尾噴管的熱防護性能。
[0016]所述喉襯I的外型面與背襯2、尾襯4的內型面進行可靠粘接，喉襯I的前段伸出一截嵌入柱段襯里與背襯2之間，增大了熱傳遞面積，配合面均采用膠層粘接，固化成為一體后通過柱段纏繞件3加工成為一個整體。喉襯1、背襯2和尾襯4之間采用E-7膠粘接，固化完成后與柱段襯里之間采用E-7膠粘接，外壁面通過柱段纏繞件3形成一個整體。根據總體要求，在發動機長時間(多80s)的工作中，必須保證尾噴管的結構完整性與工作可靠性，故采用復合背襯的喉襯組合件結構方式。
[0017]所述喉襯I材料為鎢滲銅，該材料屬于發汗材料，其耐沖刷與耐燒蝕性可以保證固體火箭發動機的長時間工作。但鎢滲銅的熱防護性很差，這對背襯的防熱性能要求會很高，普通的單背襯結構(圖1)已經無法滿足使用需要，圖2所示的復合背襯結構很好的解決了這一問題。背襯2采用模壓碳纖維制品，尾襯4采用纏繞玻璃鋼材料，喉襯1、背襯2、尾襯4以及柱段襯里采用E-7膠可靠粘接成一組件，該組件外表面統一纏繞一層玻璃鋼。圖2方案相較于圖1方案的優勢在于提高了背襯的抗燒蝕性能，防止喉襯變形。該結構已在該型號中應用，產品工藝性與可生產性已得到驗證，并通過了多次地面試驗，結構可靠，滿足總體要求。
[0018]對于本領域技術人員而言，顯然本實用新型不限于上述示范性實施例的細節，而且在不背離本實用新型的精神或基本特征的情況下，能夠以其他的具體形式實現本實用新型。
【主權項】
1.一種固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，其特征在于，包括:喉襯、背襯、尾襯、柱段纏繞件； 所述喉襯采用整體式結構，前段嵌入柱段襯里與背襯之間，后段設計為錐形結構作為尾噴管的擴散段，喉襯的外端面與背襯、尾襯可靠粘接，背襯、尾襯與柱段襯里通過柱段纏繞件形成一個整體，從而保證了尾噴管的熱防護性能。
2.根據權利要求1所述的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，其特征在于，所述喉襯的外型面與背襯、尾襯的內型面均采用膠層粘接。
3.根據權利要求2所述的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，其特征在于，所述背襯采用模壓碳纖維制品，尾襯采用纏繞玻璃鋼材料，柱段纏繞件為纏繞玻璃鋼材料。
4.根據權利要求1所述的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，其特征在于，所述喉襯采用鎢滲銅材料，其前段伸出一截嵌入柱段襯里與背襯之間。
5.根據權利要求1所述的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，其特征在于，所述喉襯、背襯、尾襯與柱段襯里通過E-7膠粘接成一組件。
【專利摘要】一種固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構，包括：喉襯、背襯、尾襯、柱段纏繞件；背襯與尾襯的組合形式作為喉襯的熱防護結構；背襯與尾襯采用兩種不同的非金屬材料；喉襯前段伸出一截嵌入柱段襯里與背襯之間；喉襯、背襯、尾襯、柱段襯里可靠粘接成為一個組件；組件外壁面通過柱段纏繞件加工成為一個整體。本實用新型的固體火箭發動機尾噴管喉襯的復合背襯結構在固體火箭發動機長時間的工作中，采用兩種不同材料的背襯與尾襯同時作喉襯的熱防護結構，并在外壁面均勻纏繞一層柱段纏繞件，可靠地完成了固體火箭發動機長時間工作過程中尾噴管的熱防護要求，提高了尾噴管在發動機工作過程中的熱防護性，保證了尾噴管結構整體性。
【IPC分類】F02K9-97
【公開號】CN204493010
【申請號】CN201420767302
【發明人】王昌茂, 孫曉嬌, 劉喆
【申請人】上海新力動力設備研究所
【公開日】2015年7月22日
【申請日】2014年12月9日