[实用新型]固体火箭发动机燃烧室后部复合式热防护结构

说明书

技术领域

本实用新型属于固体火箭发动机(简称发动机，下同)技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机燃烧室后部复合式热防护结构。

背景技术

发动机燃烧室后部包括后封头和柱段圆筒体后部。在飞行状态侧向过载较小(即侧向过载不大于1g)情况下，燃烧室后部内表面热防护结构通常采用耐烧蚀性能较好的石棉、二氧化硅/丁腈橡胶等弹性绝热材料和石棉/酚醛、丁腈橡胶等塑性绝热材料，并根据燃烧室后部内表面暴露烧蚀时间和飞行状态侧向过载影响系数及相关工程方法进行热防护结构设计。燃烧室后部复合式热防护结构通常由绝热层、加强层、人工脱粘层及需要保护的燃烧室后部金属壳体组成。

飞行期间需要机动转弯，燃烧室后部需要承受侧向过载大于1g(最大侧向过载2.63g)、不旋转和持续时间22s的三氧化二铝粒子聚集的影响。三维两相内流场计算结果表明：飞行状态发动机燃烧室后部内表面三氧化二铝粒子速度较大(高达26m/s)，冲刷烧蚀严重。为保证飞行状态成功，要求在热防护结构质量满足规定条件下，确保燃烧室后部复合式热防护结构防护可靠。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种发动机燃烧室后部内表面的复合式热防护结构。这种复合式热防护结构能满足飞行状态的使用要求，热防护可靠，并且结构质量较轻，便于成型。

本实用新型的技术方案：本实用新型的固体火箭发动机燃烧室后部复合式热防护结构包括圆筒部分、封头部分和后开口，封头部分包括金属壳体、绝热底层、加强层，其：加强层分为碳纤维编织/酚醛、丁腈橡胶绝热材料的内加强层和石棉/酚醛、丁腈橡胶绝热材料的外加强层，内加强层和外加强层延伸至后开口。

所述的内加强层与外加强层的接触面沿母线方向有环形互补阶梯。

所述的内加强层和外加强层在后开口处最厚，分别是14～17mm，沿着母线向与圆筒部分连接处逐步变薄，内加强层一直延伸至与圆筒部分连接处，外加强层沿母线的长度为内加强层长度的3/5～2/3。

所述的内加强层与外加强层的接触面的环形互补阶梯设2～3个。

所述的后开口的母线与圆筒部分轴线O成β＝4～5度角，呈向外的喇叭状口。

所述的固体火箭发动机燃烧室后部复合式热防护结构，在封头部分内表面和封头部分与圆筒部分连接处设聚四氟乙烯薄膜人工脱粘脱层。

本实用新型的优点：本实用新型所述的复合式热防护结构，经发动机静止试验和飞行试验，成功率100％，热防护可靠，满足地面、飞行使用条件要求。对于燃烧室后封头的金属壳体开口内圆环面相对发动机轴线偏斜4.5°及飞行状态燃烧室后部需要承受最大侧向过载2.63g、不旋转和持续作用时间22s的发动机燃烧室后部金属壳体防热，给出了一种复合式热防护结构防护可靠、结构质量较轻、满足技术要求的设计方案。

用石棉/酚醛、丁腈橡胶绝热材料的外加强层，能确保后封头开口处成型，开口内圆环面结构偏斜4.5°，后封头开口内沿母线190mm范围内热防护可靠；用碳纤维编织/酚醛、丁腈橡胶绝热材料作后封头的阶梯式内加强层，确保了侧向过载作用下后封头抗三氧化二铝粒子冲刷防护可靠。

阶梯式加强层组合一体的复合结构，能确保后封头抗冲刷耐烧蚀满足使用要求；用聚四氟乙烯薄膜作人工脱粘层脱层，确保了人工脱粘层自由脱开处脱开释放应力可靠。

附图说明

图1为本实用新型的复合式热防护结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本实用新型具体实施方式进行说明。

如图1所示，本实用新型的固体火箭发动机燃烧室后部复合式热防护结构包括圆筒部分、封头部分和后开口，封头部分包括金属壳体1、绝热底层2、加强层3，其加强层3分为碳纤维编织/酚醛、丁腈橡胶绝热材料的内加强层3a和石棉/酚醛、丁腈橡胶绝热材料的外加强层3b，内加强层3a和外加强层3b延伸至后开口6。

所述的内加强层3a与外加强层3b的接触面沿母线方向有环形互补阶梯3c。内加强层3a与外加强层3b的接触面的环形互补阶梯3c设2～3个。

所述的内加强层3a和外加强层3b在后开口6处最厚，分别是14～17mm，沿着母线向与圆筒部分连接处逐步变薄，内加强层3a一直延伸至与圆筒部分5连接处，外加强层3b沿母线的长度为内加强层3a长度的3/5～2/3。

所述的后开口6的母线与圆筒部分5轴线O成β＝4～5度角，呈向外的喇叭状口。

在封头部分内表面和封头部分与圆筒部分连接处设聚四氟乙烯薄膜人工脱粘脱层4。