[发明专利]一种固体火箭发动机弯管的绝热组件

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，将弯管的绝热组件设计成两个模压硬质绝热管空间对接的形式，其中一个绝热管由规则的空心圆柱和球壳部分组成，另一个绝热管为圆柱状，有利于设计加工；两个绝热管分别从弯管的上下开口放入，同时，第二绝热管的上端设计成翻边，可直接卡在弯管的金属配合面，方便绝热组件安装；翻边向外延伸一部分，增加绝热组件抗烧蚀能力。

技术领域

本发明属于固体推进技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机弯管的绝热组件。

背景技术

为确保载人飞船发射过程中航天员的生命安全，运载火箭上增加了一个专门的逃逸系统，为满足特定的使用要求，逃逸主发动机需采用倒置斜喷管形式，即喷管出口方向与燃烧室内气流流动方向相反，且喷管轴线和燃烧室轴线成一定的夹角，这就需要在燃烧室上设计一弯管结构用于与喷管相连接。弯管部位作为高温燃气流的转折和加速之处，其绝热结构承受的热环境条件十分恶劣，绝热层冲刷烧蚀十分严重。

目前的一种绝热方式为硬质配合软质绝热层进行手工铺贴，但软质绝热层的烧蚀率大，无法抵抗弯管处恶劣的冲刷环境，而硬质绝热层抗烧蚀性能虽优于软质绝热层，但弯管处型面比较复杂，硬质绝热层生片粘贴性较差，在气囊加压固化过程具有一定的流动性，会导致绝热层厚度不均，有的地方甚至会低于设计下限，精度要求无法满足。

模压绝热件是由模具保证尺寸，可以很好地保证精度，但弯管部位复杂的内型面导致单件模压件无法安装。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，可以实现固体火箭发动机燃烧室弯管部位的绝热结构设计，并且方便加工和安装。

一种固体火箭发动机弯管的绝热组件，包括第一绝热管(2)和第二绝热管(3)；所述第一绝热管(2)从弯管(1)的前开口放入，所述第二绝热管(3)从弯管(1)的后开口放入；

所述第一绝热管(2)包括一体模压成型的空心圆柱部分和球壳部分；空心圆柱下端与弯管(1)的后开口平齐，上端开口为斜切面，上端最高点延伸到弯管(1)外侧的第一弯折处①，最低点延伸到弯管(1)内侧的第一弯折处③；球壳部分衔接于空心圆柱上端的以最高点为中点的半圆弧，并一直延伸到弯管(1)外侧的第二弯折处②；则第一绝热管(2)的上端开口形状为上端半圆及下端半椭圆形状；

所述第二绝热管(3)为圆柱状，下开口与第一绝热管(2)的上端开口对接，即开口形状与第一绝热管(2)的上端开口对应；第二绝热管(3)的上开口设有向外的翻边，可卡在弯管(1)的后开口边沿上。

本发明具有如下有益效果：

本发明将弯管的绝热组件设计成两个模压硬质绝热管空间对接的形式，其中一个绝热管由规则的空心圆柱和球壳部分组成，另一个绝热管为圆柱状，有利于设计加工；两个绝热管分别从弯管的上下开口放入，同时，第二绝热管的上端设计成翻边，可直接卡在弯管的金属配合面，方便绝热组件安装；翻边向外延伸一部分，增加绝热组件抗烧蚀能力。

附图说明

图1为本发明的绝热组件安装在弯管中的剖面图；

图2(a)为第一绝热管的剖面图；图2(b)为第一绝热管的外观图；

图3(a)为第二绝热管的主视图；图3(b)为第二绝热管的左视图；图3(c)为第二绝热管的外观图；

图4(a)为第一绝热管与第二绝热管配合间隙图；图4(b)为图4(a)的A-A剖面图；

其中，1-弯管，2-第一绝热管，3-第二绝热管。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。