專利名稱：固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(簡稱發(fā)動(dòng)機(jī)，下同)的后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)位于燃燒室的尾部，后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)主要采用熱固性絕熱材料，由絕熱層、絕熱加強(qiáng)層、人工脫粘底層和接頭本體組成。發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中在高溫燃?xì)夂腿趸X粒子長時(shí)間持續(xù)沖刷燒蝕作用下，后接頭內(nèi)壁熱環(huán)境很嚴(yán)酷，通常是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭內(nèi)壁暴露燒蝕時(shí)間、直徑相同或相近的同類發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭內(nèi)絕熱層 燒蝕率進(jìn)行后接頭絕熱層熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的。如采用碳纖維纏繞非金屬燃燒室殼體，噴管沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線潛入燃燒室200_，為提高發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能，要求后接頭絕熱層熱防護(hù)可靠，并且結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕。如果按現(xiàn)有技術(shù)設(shè)計(jì)，后接頭內(nèi)的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)絕熱層燒蝕率應(yīng)取0. 6mm/s
0.65mm/s，后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)較厚，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，不能滿足研制需要。
發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型的目的在于提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，這種后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)熱防護(hù)可靠、結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕。本實(shí)用新型的技術(shù)方案本實(shí)用新型的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)包括接頭本體、絕熱層、絕熱加強(qiáng)層及人工脫粘底層，其絕熱加強(qiáng)層的厚度為8mm 14. 5mm，在絕熱加強(qiáng)層的內(nèi)圓環(huán)面上有環(huán)向凹槽，絕熱加強(qiáng)層的外側(cè)由絕熱層粘接過渡，在環(huán)向凹槽處， 絕熱層將環(huán)向凹槽填滿。所述的環(huán)向凹槽位于距離接頭后端面Hl = 16 20mm處,槽寬H2 = 6 IOmm,槽深 H3 = 4 6mm。所述的絕熱層、絕熱加強(qiáng)層及其人工脫粘底層的總厚度為Ilmm 17. 5mm。本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)地面驗(yàn)證靜止試驗(yàn)，成功率為100%，熱防護(hù)可靠， 結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕，對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量比等綜合性能和推廣應(yīng)用具有重要價(jià)值。本實(shí)用新型發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間的后接頭外壁最高溫度60°C，滿足技術(shù)要求；經(jīng)解剖，后接頭絕熱層最大燒蝕率0. 21mm/s,與預(yù)估的后接頭絕熱層燒蝕率基本吻合。通過試驗(yàn)驗(yàn)證考核，發(fā)動(dòng)機(jī)按上述后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)技術(shù)方案研制，證明對(duì)后接頭熱防護(hù)可靠，并且結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕。使用時(shí)， 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管沿軸線潛入燃燒室198mm，噴管未潛入狀態(tài)的后接頭絕熱層最大燒蝕率是噴管潛入狀態(tài)的2. 9倍。

圖I為本實(shí)用新型發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖和實(shí)例對(duì)本實(shí)用新型具體實(shí)施方式
進(jìn)行說明。如圖I所示，圖中是后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)半側(cè)剖視圖，整體后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)是圖I 的旋轉(zhuǎn)體。本實(shí)用新型提供的發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)包括接頭本體I、絕熱層2、絕熱加強(qiáng)層3及人工脫粘底層4，其特征在于絕熱加強(qiáng)層3的厚度為8mm 14. 5mm，在絕熱加強(qiáng)層3的內(nèi)圓環(huán)面上有環(huán)向凹槽5，絕熱加強(qiáng)層3的外側(cè)由絕熱層2粘接過渡，在環(huán)向凹槽5 處，絕熱層2將環(huán)向凹槽5填滿。經(jīng)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)研制驗(yàn)證，未發(fā)生脫粘，確保了絕熱結(jié)構(gòu)與接頭之間粘接質(zhì)量。所述的環(huán)向凹槽5位于距離接頭I后端面Hl = 16 20mm處 ，槽寬H2 = 6 IOmm,槽深 H3 = 4 6mm。所述的絕熱層2、絕熱加強(qiáng)層3及人工脫粘底層4的總厚度為Ilmm 17. 5mm。制作中，對(duì)接頭本體I的粘接表面進(jìn)行陽極化處理后，分別再對(duì)其涂刷CH205底涂膠及730膠粘劑；為了粘貼、制造絕熱層2，分別在接頭本體I的環(huán)向凹槽5內(nèi)粘貼絕熱軟片，在接頭本體I內(nèi)表面粘貼2mm厚的絕熱軟片,在接頭本體I外表面粘貼Imm厚的絕熱軟片；按絕熱加強(qiáng)層3規(guī)定的8mm 14. 5mm變厚度分層粘貼絕熱軟片；按人工脫粘底層4規(guī)定的Imm厚度粘貼絕熱軟片，至此完成后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)絕熱軟片粘接。然后，用后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)外形制備合模的模具加壓、升溫、保溫、模壓固化成型， 脫模后對(duì)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行清理，待交付使用。以上所述為本實(shí)用新型的較佳實(shí)施例而已，但本實(shí)用新型不應(yīng)該局限于該實(shí)施例和附圖所公開的內(nèi)容。所以凡是不脫離本實(shí)用新型所公開的精神下完成的等效或修改，都落入本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。
權(quán)利要求1.一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，包括接頭本體(I)、絕熱層(2)、絕熱加強(qiáng)層(3)及人工脫粘底層(4)，其特征在于絕熱加強(qiáng)層(3)的厚度為8mm 14. 5mm，在絕熱加強(qiáng)層(3)的內(nèi)圓環(huán)面上有環(huán)向凹槽(5)，絕熱加強(qiáng)層(3)的外側(cè)由絕熱層(2)粘接過渡， 在環(huán)向凹槽(5)處，絕熱層⑵將環(huán)向凹槽(5)填滿。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于環(huán)向凹槽(5)位于距離接頭(I)后端面Hl = 16 20_處,槽寬H2 = 6 IOmm,槽深H3 = 4 6_。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的絕熱層(2)、絕熱加強(qiáng)層(3)及其人工脫粘底層(4)的總厚度為Ilmm 17.5mm。
專利摘要本實(shí)用新型提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，包括接頭本體、絕熱層、絕熱加強(qiáng)層及人工脫粘底層，其絕熱加強(qiáng)層的厚度為8mm～14.5mm，在絕熱加強(qiáng)層的內(nèi)圓環(huán)面上有環(huán)向凹槽，絕熱加強(qiáng)層的外側(cè)由絕熱層粘接過渡，在環(huán)向凹槽處，絕熱層將環(huán)向凹槽填滿。所述的環(huán)向凹槽位于距離接頭后端面H1＝16～20mm處，槽寬H2＝6～10mm，槽深H3＝4～6mm。所述的絕熱層、絕熱加強(qiáng)層及其人工脫粘底層的總厚度為11mm～17.5mm。本實(shí)用新型解決了燒蝕率偏大，后接頭熱防護(hù)結(jié)構(gòu)較厚，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，不能滿足研制需要的問題。本實(shí)用新型熱防護(hù)可靠，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕，成功率為100％，對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量比等綜合性能和推廣應(yīng)用具有重要價(jià)值。
文檔編號(hào)F02K9/38GK202360243SQ20112046663
公開日2012年8月1日 申請(qǐng)日期2011年11月22日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月22日
發(fā)明者楊五星 申請(qǐng)人:湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計(jì)所