固体火箭发动机非潜入式喷管及制造方法与流程

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机非潜入式喷管及制造方法。

背景技术：

固体火箭发动机的喷管是通过控制排气膨胀使燃烧室产生的燃气能量有效地转换为动能，给飞行器提供推力的部位。喉衬位于喷管喉部，其烧蚀状态最苛刻，喉衬内型面受高温、高压、高速且含有侵蚀性粒子的热流冲刷烧蚀而损伤，表现为喉径扩大，表面粗糙不平，型面不规整等。尤其在发动机点火瞬间，喉衬从常温以大于2000℃/s速度骤然升温，产生极大的温度梯度和热应力，易使喉衬出现裂纹或碎裂，将直接影响发动机的推力和效率，甚至失去工作能力。喉衬的结构及材料选择成为固体火箭发动机工作成败的关键。目前国内外固体火箭发动机喉衬材料主要有：难熔金属、石墨、碳碳复合材料、增强塑料、陶瓷基复合材料等。

由于国内外固体火箭发动机技术的飞速发展，大直径、大流量固体火箭发动机应用越来越多，但对于喉衬来讲，由于制作工艺及设备的限制，喉衬达到某种瓶颈尺寸时，会极大的增加工艺难度、复杂性，成型后的产品质量较差，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，且产品的一致性难以保证，同时带来较高昂的成本代价。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机非潜入式喷管及制造方法，该非潜入式喷管的产品一致性较好，生产成本低。

为解决上述技术问题，本发明公开的一种固体火箭发动机非潜入式喷管，其特征在于：它包括喷管回转体壳体、扩散段回转体绝热层、绝热环、回转体喉衬和收敛段绝热层，其中，喷管回转体壳体内侧壁的前段与收敛段绝热层的外侧壁固定连接，喷管回转体壳体内侧壁的中段与绝热环外侧壁固定连接，喷管回转体壳体内侧壁的后段与扩散段回转体绝热层的外侧壁固定连接，回转体喉衬的外侧壁与绝热环的内侧壁固定连接，收敛段绝热层的后端与绝热环和回转体喉衬的前端固定连接，绝热环和回转体喉衬的后端与扩散段回转体绝热层的前端固定连接；

所述回转体喉衬的外层喉衬由N块子外层喉衬块周向粘结而成，回转体喉衬的内层喉衬由N块子内层喉衬块周向粘结而成，相邻的两块子外层喉衬块之间填充耐烧蚀密封腻子，相邻的两块子内层喉衬块之间也填充耐烧蚀密封腻子。

进一步地，每块子外层喉衬块与对应的子内层喉衬块之间填充胶粘剂。

进一步地，所述收敛段绝热层的后端包裹住回转体喉衬的前端。

进一步地，所述相邻的两块子外层喉衬块之间的连接处与相邻的两块子内层喉衬块之间的连接处成错开分布。

进一步地，所述回转体喉衬的外侧壁与绝热环的内侧壁之间填充胶粘剂。

进一步地，所述N为3～7。

一种上所述固体火箭发动机非潜入式喷管的制造方法，其特征在于，它包括如下步骤：

步骤1：将规则长方体喉衬块，在数控铣床上铣加工成要求的N块子外层喉衬块和N块子内层喉衬块；

步骤2：利用粘接机将N块子外层喉衬块和N块子内层喉衬块拼装成回转体喉衬；

步骤3：按照常规车加工方法，将喷管回转体壳体、扩散段回转体绝热层、绝热环和收敛段绝热层机加工成型；

步骤4：将回转体喉衬的外侧壁与绝热环的内侧壁之间填充胶粘剂，并将回转体喉衬与绝热环粘接成喉衬体；

步骤5：通过胶粘剂将喷管回转体壳体内侧壁的前段与收敛段绝热层的外侧壁粘接，将喷管回转体壳体内侧壁的中段与绝热环外侧壁粘接，将喷管回转体壳体内侧壁的后段与扩散段回转体绝热层的外侧壁粘接，将收敛段绝热层的后端与喉衬体的前端粘接，将喉衬体的后端与扩散段回转体绝热层的前端粘接，从而形成固体火箭发动机非潜入式喷管；

步骤6：将固体火箭发动机非潜入式喷管与装药发动机、点火装置连接，进行地面点火试验，分析子外层喉衬块和子内层喉衬块的烧蚀率，并与常规整体喉衬烧蚀率进行对比，对子外层喉衬块和子内层喉衬块的烧蚀性能进行分析，并进行结构抗热震可靠性检测。

进一步地，所述步骤1中子外层喉衬块和子内层喉衬块在立式加工中心或卧式加工中心上采用数控铣床加工。

进一步地，将回转体喉衬与绝热环粘接成喉衬体的具体方法为，首先借用外层喉衬包容环粘接回转体喉衬的外层喉衬，然后将外层喉衬外型面与绝热环粘接成一体，再通过内层喉衬包容环将N块子内层喉衬块粘接组装成回转体喉衬的内层喉衬，然后将内层喉衬外型面与外层喉衬、绝热环进行粘接组装成喉衬体。

所述步骤4中，将回转体喉衬与绝热环粘接成喉衬体的具体方法为，首先借用包容环粘接回转体喉衬的外层喉衬，然后将外层喉衬外型面与绝热环粘接成一体，再通过包容环将N块子内层喉衬块粘接组装成回转体喉衬的内层喉衬，然后将内层喉衬外型面与外层喉衬、绝热环进行粘接组装成喉衬体。

本发明通过将喉衬由原有的整体式喉衬结构，分割为若干子外层喉衬块和子内层喉衬块，两两之间再通过装配工艺连接成整体式喉衬，再与非潜入式喷管其它结构部件组装成喷管。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，固体火箭发动机非潜入式喷管的质量一致性更容易保证。

附图说明

图1为本发明中非潜入式喷管结构解剖示意图；

图2为本发明中喉衬分块结构示意图；

图3为图2的剖视图；

图4为本发明中外层喉衬及其工装示意图；

图5为本发明中外层喉衬与绝热环组装示意图；

图6为本发明中内层喉衬及其工装示意图；

图7为本发明中喉衬体结构示意图。

其中，1—喷管回转体壳体、2—扩散段回转体绝热层、3—绝热环、4—回转体喉衬、5—收敛段绝热层、6—外层喉衬包容环、7—内层喉衬包容环、8—子外层喉衬块、9—子内层喉衬块、10—喉衬体、11—喉衬与绝热环间隙、12—外层喉衬块间隙、13—内层喉衬块间隙、14—喉衬层间间隙、15—内层喉衬内型面、16—喉衬端面、17—外层喉衬外型面、18—外层喉衬内型面、19—内层喉衬外型面。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明：

本发明所设计的一种固体火箭发动机非潜入式喷管，如图1～7所示，它包括喷管回转体壳体1、扩散段回转体绝热层2、绝热环3、回转体喉衬4和收敛段绝热层5，其中，喷管回转体壳体1内侧壁的前段与收敛段绝热层5的外侧壁固定连接，喷管回转体壳体1内侧壁的中段与绝热环3外侧壁固定连接，喷管回转体壳体1内侧壁的后段与扩散段回转体绝热层2的外侧壁固定连接，回转体喉衬4的外侧壁与绝热环3的内侧壁固定连接，收敛段绝热层5的后端与绝热环3和回转体喉衬4的前端固定连接，绝热环3和回转体喉衬4的后端与扩散段回转体绝热层2的前端固定连接；

所述回转体喉衬4的外层喉衬由N块子外层喉衬块8周向粘结而成，回转体喉衬4的内层喉衬由N块子内层喉衬块9周向粘结而成，相邻的两块子外层喉衬块8之间填充D03耐烧蚀密封腻子，相邻的两块子内层喉衬块9之间也填充D03耐烧蚀密封腻子，每块子外层喉衬块8与对应的子内层喉衬块9之间(喉衬层间间隙14)填充铁锚101胶粘剂。装配到位以腻子从缝隙中挤出为准。

上述技术方案中，所述收敛段绝热层5的后端包裹住回转体喉衬4的前端。防止外层喉衬块间隙12和内层喉衬块间隙13直接暴露在气流冲击处，造成发动机工作失效。

上述技术方案中，所述相邻的两块子外层喉衬块8之间的连接处与相邻的两块子内层喉衬块9之间的连接处成错开分布。上述错开分布的形式，形成“盲区”结构，防止串火而直接烧蚀喷管回转体壳体1，造成发动机工作失效。

上述技术方案中，所述回转体喉衬4的外侧壁与绝热环3的内侧壁之间填充铁锚101胶粘剂。

上述技术方案中，所述N为3～7。

一种上述固体火箭发动机非潜入式喷管的制造方法，它包括如下步骤：

步骤1：将规则长方体喉衬块，在数控铣床上铣加工成要求的N块子外层喉衬块8和N块子内层喉衬块9；

步骤2：利用粘接机将N块子外层喉衬块8和N块子内层喉衬块9拼装成回转体喉衬4(通过粘接工艺和专用粘接机加工装，将喉衬块拼装成整体，并将喉衬的机加至所需尺寸)；

步骤3：按照常规车加工方法，将喷管回转体壳体1、扩散段回转体绝热层2、绝热环3和收敛段绝热层5机加工成型；

步骤4：将回转体喉衬4的外侧壁与绝热环3的内侧壁之间填充铁锚101胶粘剂，并将回转体喉衬4与绝热环3粘接成喉衬体10；

步骤5：通过胶粘剂将喷管回转体壳体1内侧壁的前段与收敛段绝热层5的外侧壁粘接，将喷管回转体壳体1内侧壁的中段与绝热环3外侧壁粘接，将喷管回转体壳体1内侧壁的后段与扩散段回转体绝热层2的外侧壁粘接，将收敛段绝热层5的后端与喉衬体10的前端粘接，将喉衬体10的后端与扩散段回转体绝热层2的前端粘接，从而形成固体火箭发动机非潜入式喷管；

步骤6：将固体火箭发动机非潜入式喷管与装药发动机、点火装置连接，进行地面点火试验，分析子外层喉衬块8和子内层喉衬块9的烧蚀率，并与常规整体喉衬烧蚀率进行对比，对子外层喉衬块8和子内层喉衬块9的烧蚀性能进行分析，并进行结构抗热震可靠性检测。

上述技术方案中，所述步骤1中子外层喉衬块8和子内层喉衬块9在立式加工中心或卧式加工中心上采用数控铣床加工。

上述技术方案的步骤4中，将回转体喉衬4与绝热环3粘接成喉衬体10的具体方法为，首先借用外层喉衬包容环6粘接回转体喉衬4的外层喉衬，然后将外层喉衬外型面17与绝热环3粘接成一体(在喉衬与绝热环间隙11进行粘接)，再通过内层喉衬包容环7将N块子内层喉衬块9粘接组装成回转体喉衬4的内层喉衬(与外层喉衬配车内层喉衬外型面19，保证单边间隙0.1mm)，然后将内层喉衬外型面19与外层喉衬、绝热环3进行粘接组装成喉衬体10(将内层喉衬外型面19涂铁锚101胶粘剂，内层喉衬块间隙13涂D03烧蚀腻子，分别组装至外层喉衬内。待固化后，机加内层喉衬内型面15)。

本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。