本發(fā)明屬于固體火箭發(fā)動機，具體地，涉及一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件及長尾噴管。

背景技術(shù)：

1、現(xiàn)有技術(shù)中固體火箭發(fā)動機長尾噴管的喉襯均位于長尾段尾部，這就造成喉襯上游通道很長，會造成氣流雍塞，且受長尾段外徑所限，長尾段能提供的軸向支撐面積有限，故不能承受高壓強，平均工作壓強在7mpa?及以下；喉部上游很長的通道會造成雍塞，在高壓燃?xì)饬髯饔孟?，通道?nèi)型面受沖刷燒蝕嚴(yán)重，甚至?xí)斐蓢姽艽┗稹?/p>

2、例如對比文件cn105736184a公開的大推力比、長時間工作微燒蝕喉襯及擴散段的喉部結(jié)構(gòu)，喉襯位于長尾段尾部，采用耐燒蝕金屬材料，材質(zhì)為w-cu;喉襯外表面粘接有背襯和底襯，背襯采用耐燒蝕非金屬材料，材質(zhì)為氈碳/碳材料，背襯采用隔熱非金屬材料，材質(zhì)為酚醛高硅氧玻璃布板;擴散段絕熱層為氈碳/碳材料;喉襯、背襯、底襯和擴散段絕熱層粘接成一體作為喉部組件，依靠長尾段殼體尾部臺階軸向限位，通過試驗曲線判斷其平均工作壓強約為3mpa。

3、例如對比文件cn115450798a長時間工作的固體火箭發(fā)動機及其長尾噴管，喉襯位于長尾段尾部，材質(zhì)為鎢滲銅，前后使用前碳環(huán)和后碳環(huán)將進行包裹，前碳環(huán)的材質(zhì)為穿刺碳碳復(fù)合材料，后碳環(huán)的材質(zhì)為穿刺碳碳復(fù)合材料;背襯具有貫通兩端的背襯安裝孔，前碳環(huán)和后碳環(huán)攜帶喉襯插入并固定至背襯安裝孔內(nèi)，材質(zhì)為高硅氧/酚醛材料;喉襯、前碳環(huán)、后碳環(huán)和背襯粘接成一體后，插入并固定至長尾噴管殼體的尾段，通過長尾噴管殼體尾段臺階軸向限位。收斂等直段絕熱層具有較長的直段，內(nèi)層材質(zhì)為2.5d碳纖維整體編織復(fù)合材料，能較好的抵抗高溫燃?xì)鉀_刷。

4、文獻《小推力、長時間工作的固體火箭發(fā)動機長噴管燒蝕、沖刷和隔熱的試驗研究》中，喉襯位于長尾段尾部，材質(zhì)為鎢滲銅，外部包圍石墨背襯、石墨襯環(huán)和絕熱襯套，通過尾部擋帽（1cr18niti）進行軸向限位。喉襯前有很長的直段，材質(zhì)為高硅氧層壓玻璃鋼。該固體火箭發(fā)動機裝藥為聚硫橡膠復(fù)合固體推進劑，平均工作壓強約為5mpa，見圖1所示。

5、文獻《某固發(fā)長尾噴管熱結(jié)構(gòu)故障的研究分析》中，長尾噴管由亞音速長尾管和雛形噴管組成，兩者之間通過螺紋連接;亞音速長尾管收斂段采用酚醛樹脂高模量碳纖維模壓塑料和酚醛樹脂高硅氧纖維模壓塑料復(fù)合模壓成型，直管段采用內(nèi)層為酚醛樹脂高模量碳纖維模壓塑料，外層為纏繞玻璃鋼套粘結(jié)結(jié)構(gòu)。喉襯位于整體長尾噴管尾部，材質(zhì)為鎢滲銅，前后使用c/c材料和熱解石墨將進行包裹，外層使用模壓高硅氧和模壓炭纖維進行隔熱，通過尾端殼體(2cr13)臺階軸向限位。該固體火箭發(fā)動機工作時間約70s，平均工作壓強約為7mpa，見圖2所示。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件及長尾噴管，可保證長尾噴管在高壓下長時間可靠工作，保持噴管結(jié)構(gòu)和內(nèi)型面完整，喉襯無燒蝕，推力損失小，噴管效率高。

2、為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，所述喉襯組件設(shè)置在長尾噴管頭部，包括喉襯、支撐環(huán)、背襯以及隔熱帽，喉襯設(shè)置在長尾噴管殼體的收斂段和長尾段的交接位置，喉襯外側(cè)設(shè)有支撐環(huán)，支撐環(huán)外側(cè)設(shè)有背襯，喉襯頭部設(shè)有隔熱帽，隔熱帽覆蓋喉襯端部、喉襯與支撐環(huán)之間的對接縫以及支撐環(huán)與背襯之間的對接縫。

3、優(yōu)選的方案中，所述喉襯的內(nèi)型面為橢球面。

4、優(yōu)選的方案中，所述背襯包括設(shè)置在收斂段的錐段和設(shè)置在長尾段的直段，錐段和直段為一體結(jié)構(gòu)。

5、優(yōu)選的方案中，所述支撐環(huán)的最大外徑大于長尾噴管殼體的長尾段的內(nèi)徑。

6、優(yōu)選的方案中，所述喉襯材質(zhì)采用鉬鉿碳合金。

7、優(yōu)選的方案中，所述支撐環(huán)采用三維細(xì)編穿刺碳/碳復(fù)合材料；所述隔熱帽采用三維細(xì)編穿刺碳/碳復(fù)合材料；所述背襯采用高硅氧/酚醛模壓制結(jié)構(gòu)。

8、優(yōu)選的方案中，所述喉襯頭部設(shè)有臺階，隔熱帽覆蓋在臺階上。

9、優(yōu)選的方案中，所述喉襯組件兩端均設(shè)有端部臺階。

10、本發(fā)明還提供一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機長尾噴管，包括上述的喉襯組件，喉襯組件的頭部設(shè)有收斂段絕熱層，尾部設(shè)有擴張段絕熱層，收斂段絕熱層設(shè)置在長尾噴管殼體的收斂段內(nèi)側(cè)，擴張段絕熱層設(shè)置在長尾噴管殼體的長尾段內(nèi)側(cè)，收斂段絕熱層和擴張段絕熱層搭接在喉襯組件的端部臺階上。

11、優(yōu)選的方案中，所述擴張段絕熱層的內(nèi)側(cè)為擴張型面，從頭部至尾部逐步擴張，擴張型面的擴張角為4~6°。

12、本發(fā)明提供的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件及長尾噴管，具有以下有益效果：

13、1、本發(fā)明將喉襯前置，利用噴管殼體的收斂段提供較大的支撐面，能承受高壓強。

14、2、同時喉部上游通道得以大幅縮短，減輕燃?xì)鉀_刷影響。

15、3、噴管殼體的收斂段尺寸較之長尾段大，喉襯背壁隔熱材料得以加厚，承壓和隔熱能力進一步加強；最后能得到一個在高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機長尾噴管。

16、4、本發(fā)明的固體火箭發(fā)動機長尾噴管，可保證在高壓下長時間可靠工作，保持噴管結(jié)構(gòu)和內(nèi)型面完整；喉襯無燒蝕，推力損失小，噴管效率高。

技術(shù)特征：

1.一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述喉襯組件設(shè)置在長尾噴管頭部，包括喉襯（100）、支撐環(huán)（200）、背襯（300）以及隔熱帽（400），喉襯（100）設(shè)置在長尾噴管殼體（500）的收斂段（501）和長尾段（502）的交接位置，喉襯（100）外側(cè)設(shè)有支撐環(huán)（200），支撐環(huán)（200）外側(cè)設(shè)有背襯（300），喉襯（100）頭部設(shè)有隔熱帽（400），隔熱帽（400）覆蓋喉襯（100）端部、喉襯（100）與支撐環(huán)（200）之間的對接縫以及支撐環(huán)（200）與背襯（300）之間的對接縫。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述喉襯（100）的內(nèi)型面為橢球面。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述背襯（300）包括設(shè)置在收斂段（501）的錐段（301）和設(shè)置在長尾段（502）的直段（302），錐段（301）和直段（302）為一體結(jié)構(gòu)。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述支撐環(huán)（200）的最大外徑大于長尾噴管殼體（500）的長尾段（502）的內(nèi)徑。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述喉襯（100）材質(zhì)采用鉬鉿碳合金。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述支撐環(huán)（200）采用三維細(xì)編穿刺碳/碳復(fù)合材料；所述隔熱帽（400）采用三維細(xì)編穿刺碳/碳復(fù)合材料；所述背襯（300）采用高硅氧/酚醛模壓制結(jié)構(gòu)。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述喉襯（100）頭部設(shè)有臺階（101），隔熱帽（400）覆蓋在臺階（101）上。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件，其特征在于，所述喉襯組件兩端均設(shè)有端部臺階（600）。

9.一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機長尾噴管，其特征在于，包括權(quán)利要求1~8任一項所述的喉襯組件，喉襯組件的頭部設(shè)有收斂段絕熱層（700），尾部設(shè)有擴張段絕熱層（800），收斂段絕熱層（700）設(shè)置在長尾噴管殼體（500）的收斂段（501）內(nèi)側(cè)，擴張段絕熱層（800）設(shè)置在長尾噴管殼體（500）的長尾段（502）內(nèi)側(cè)，收斂段絕熱層（700）和擴張段絕熱層（800）搭接在喉襯組件的端部臺階（600）上。

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機長尾噴管，其特征在于，所述擴張段絕熱層（800）的內(nèi)側(cè)為擴張型面（801），從頭部至尾部逐步擴張，擴張型面（801）的擴張角為4~6°。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于固體火箭發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域，具體提供一種高壓強下長時間工作的固體火箭發(fā)動機喉襯組件及長尾噴管，所述喉襯組件設(shè)置在長尾噴管頭部，包括喉襯、支撐環(huán)、背襯以及隔熱帽，喉襯設(shè)置在長尾噴管殼體的收斂段和長尾段的交接位置，喉襯外側(cè)設(shè)有支撐環(huán)，支撐環(huán)外側(cè)設(shè)有背襯，喉襯頭部設(shè)有隔熱帽，隔熱帽覆蓋喉襯端部、喉襯與支撐環(huán)之間的對接縫以及支撐環(huán)與背襯之間的對接縫。本發(fā)明公開的固體火箭發(fā)動機喉襯組件及長尾噴管，可保證長尾噴管在高壓下長時間可靠工作，保持噴管結(jié)構(gòu)和內(nèi)型面完整，喉襯無燒蝕，推力損失小，噴管效率高。

技術(shù)研發(fā)人員：曹本釗,吳剛,藍(lán)秭婷,鐘勇杰,呂磊,吳斌,陳曦,史豐雨
受保護的技術(shù)使用者：湖北三江航天江河化工科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9