一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构的制作方法

本发明属于高超声速导弹结构设计领域，具体涉及发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构。

背景技术：

1、尾舱是指安装于火箭发动机后裙的舱段，发动机喷管贯穿其中，舱内贴壁安装有控制设备和执行机构。发动机工作时后封头会带动发动机喷管沿轴向伸长，同时发动机喷管也会产生热膨胀变形和径向摆动。工程研究表明，某燃烧室直径1000mm、喷管直径600mm的复合材料壳体发动机在工作时，发动机喷管后端面沿轴向伸长量约为15mm，沿径向产生单边约１mm的热膨胀变形，径向摆动幅度可达5mm。若发动机喷管与尾舱的防热密封结构设计不合理，一方面无法保证尾舱在贮运状态下的密封性，影响导弹的长贮性能，另一方面发动机工作的高温燃气会流经喷管与尾舱间的缝隙窜入舱段内，导致舱内设备、电缆及执行机构等高温失效。此外，发动机喷管的径向摆动还会导致喷管外壁尾舱发生碰撞，影响尾舱舱内设备和执行机构的可靠性，严重的情况下还会导致发动机喷管损坏而引发飞行事故。

2、授权公告号为cn107664465b的发明专利提供了一种导弹尾段的热防护与热密封结构，主要由层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封圈和环状金属底板组成，其中金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在防热板和金属底板形成的环形凹槽之内，环形壁面向内侧套在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环在凹槽两侧预留大于发动机喷管轴向伸长量的轴向匹配间隙，在径向预留大于发动机喷管在径向上的热膨胀变形量的径向匹配间隙。对于径向摆动幅度较大的发动机喷管，该方案预留的用于适应热膨胀变形量的径向匹配间隙无法适应发动机喷管的径向摆动。

3、申请公布号为cn115143847a的发明专利在发动机喷管和尾舱之间设置了金属密封环，在喷管与金属密封环之间采用橡胶密封圈实现密封，在弹尾防热板与尾舱配合的一侧设计有凹陷，刚性密封环的翻边卡入此凹陷，并且能够随喷管整体在弹尾防热板与尾舱间的局部凹陷区内滑动，从而防止发动机喷管振动传递至尾舱。该方案金属密封环与发动机喷管之间预留的间隙需要有效压缩橡胶密封圈实现密封，其间隙值难以适应发动机喷管长时间工作的热膨胀变形；对于径向摆动幅度较大的发动机喷管而言，要适应发动机喷管大幅度的径向摆动，其弹尾防热板内圈与发动机喷管外壁之间预留的间隙会暴露内部的金属密封环，金属密封环在发动机尾焰的作用下温度过高，从而导致与之接触的密封圈失效。

4、上述现有技术均未考虑发动机喷管与尾舱之间间隙径向振动的影响，从而导致密封失效或发生碰撞，引发飞行事故。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

3、一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构，包括尾舱、发动机喷管、弹尾防热板、柔性密封环、密封环压板及螺钉；所述发动机喷管嵌套设置于尾舱内，尾舱与发动机喷管共轴；所述尾舱底面为圆环形；发动机喷管突出于尾舱底面所在平面；发动机喷管外壁以尾舱底面所在平面为分割面设置柱段台阶，柱段台阶之间设置倒角；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间设置间隙；尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙设置柔性密封环；所述柔性密封环由u形密封圈和圆环形翻边一体化组成；所述圆环形翻边与u形密封圈一侧密封唇连接，形成““形；柔性密封环u形密封圈开口朝向发动机喷管喷射的方向；柔性密封环u形密封圈位于尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小的柱状台阶之间间隙内；柔性密封环圆环形翻边与尾舱底面内环边缘处贴合；所述柔性密封环u形密封圈与发动机喷管外侧面直径最小的柱状台阶间为粘接；柔性密封环圆环形翻边上设置若干密封环压板；密封环压板为扇环形；密封环压板扇环形的内径和外径分别与圆环形翻边内径和外径相同；密封环压板上设置若干沉头孔，密封环压板使用螺钉通过设置在尾舱底面内环边缘设置的若干密封圈安装螺孔将柔性密封环固定于尾舱底面；所述尾舱底面上设置弹尾防热板；所述弹尾防热板为圆环形平板；弹尾防热板外圆半径与内圆半径之差不大于尾舱底面圆环外圆半径与内圆半径之差；弹尾防热板内圆处设置圆环形凹槽；尾舱底面外圆和内圆之间设置若干防热板安装螺孔；弹尾防热板上设置若干沉头孔；弹尾防热板通过螺钉与尾舱固定连接；弹尾防热板安装后，柔性密封环圆环形翻边和密封环压板在弹尾防热板的圆环形凹槽内。

4、所述尾舱内壁与发动机喷管外壁内径最小柱状台阶之间的间隙距离大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。

5、所述弹尾防热板与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶之间预留的间隙值大于发动机喷管在工作状态下径向热膨胀量与径向摆动量的和。

6、所述弹尾防热板圆环形凹槽外圆半径与内圆半径之差不小于柔性密封环圆环形翻边的内圆半径与外圆半径之差。

7、所述弹尾防热板圆环形凹槽深度不小于密封环压板和柔性密封圈圆环形翻边厚度之和。

8、所柔性密封环u形密封圈与发动机喷管外侧面柱状台阶间为硅橡胶粘接。

9、所述柔性密封环的外形尺寸主要包括厚度t、圆环形翻边宽度ly、柔性密封环u型密封圈高度h、柔性密封环u型密封圈宽度w、直径最小的柱段台阶的直径d1、粘接面宽度lz；所述粘接面宽度的计算方法为：

10、lz≥（w2+d1·w）· pmax/（2·d1·τ）,

11、其中pmax表示导弹发射或发动机工作时作用在弹尾的最大压强，τ表示粘接剂的剪切强度。

12、所述柔性密封环u型密封圈宽度w小于尾舱后端框与发动机喷管外壁直径最小的柱段台阶的间隙值。

13、所述柔性密封环的厚度t为柔性密封环在发动机工作热环境下的烧蚀量的4倍以上。

14、所述柔性密封环u型密封圈高度h与柔性密封环u型密封圈宽度w一半的和与发动机喷管在工作时沿轴向伸长量相等。

15、所述弹尾防热板的材料为非金属热防护材料。

16、所述非金属热防护材料为层压玻璃纤维/酚醛板或层压高硅氧/酚醛板。

17、所述柔性密封环材料为改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶。

18、本发明的有益效果在于，首先在导弹贮运状态下，柔性密封环的一侧通过密封环压板压紧于尾舱后端面，另一侧粘接于发动机喷管外壁预留的柱段台阶上，实现了尾舱结构密封性，为尾舱提供良好的贮存环境，有利于导弹的长贮；其次，发动机工作状态下，由于柔性密封环结构刚度弱，粘接于发动机喷管外壁面后可通过变形来适应发动机喷管的热膨胀变形；柔性密封环u形密封圈一侧粘接面随发动机喷管沿轴向伸长，将u型密封环部分从尾舱后端框与发动机喷管柱段台阶之间的间隙中拉出，发动机喷管外壁与尾舱后端框和弹尾防热板之间预留的间隙可保证发动机喷管不会和尾舱后端框发生碰撞；本发明所述方案在适应发动机喷管轴向伸长、热膨胀变形和径向摆动的同时，也能保证发动机喷管与尾舱的密封性，阻止发动机尾焰进入尾舱；最后，柔性密封环采用改性硅橡胶或纤维增强硅橡胶材料，能够抵抗发动机尾焰的烧蚀，同时在发动机喷管外壁面设置的两个柱段台阶，直径较大的柱段台阶可作为屏障，防止尾焰直接作用到柔性密封环的粘接面，提高了粘接面的抗烧蚀性能。