[实用新型]发动机简化组合喷管结构

说明书

技术领域

本实用新型属于航天动力技术领域，具体涉及固体火箭(冲压)发动机的一种发动机简化组合喷管结构。

背景技术

固体火箭发动机喷管一般安装在发动机尾部，由多种材料组成，结构多采用搭块式或积木式构造。内通道材料多用耐高温、抗烧蚀的材料，中间材料常用导热率低的防隔热材料，外部为金属壳体，起承力作用。

现有的固体火箭(冲压)发动机喷管结构包括收敛段、喉衬、背壁绝热层、扩散段绝热层和喷管壳体。收敛段和喉衬采用耐高温、抗烧蚀的材料，背壁绝热层通常采用高硅氧酚醛树脂模压材料，主要用于防热作用，防止热量传至喷管壳体；扩散段绝热层用于主扩张段，由碳布/酚醛-高硅氧布/酚醛复合缠绕材料组成，耐高温、抗烧蚀，也具有隔热效果；喷管壳体通常采用金属材料，主要起承力作用。存在如下缺点：零部件较多，结构复杂，加工及装配费时耗力，增加产品成本。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种零部件减少，结构简单紧凑，加工及装配工艺性好，性能可靠的发动机简化组合喷管结构。

本实用新型的技术方案：本实用新型的发动机简化组合喷管结构包括喷管壳体、喷管绝热层、收敛段、喉衬，其喷管绝热层嵌在壳体内，由壳体下游端台阶定位；喷管绝热层包括上游段、中间段和下游段；上游段至绝热层第一台阶内嵌装收敛段；中间段的锥角为5°～10°，由绝热层第一台阶至锥形台阶，中间段段嵌装喉衬；下游段作为喷管扩散段，由锥形台阶至喷管出口；收敛段与喉衬与绝热层下游段之间紧密结合。

所述锥形台阶的锥度为70°～80°。

本实用新型的优点：本实用新型解决了现有喷管零部件较多、结构复杂，加工及装配费时耗力的问题，适用于固体火箭(冲压)发动机喷管结构。

附图说明

图1为本实用新型的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本实用新型作进一步详细地说明。

图1为本实用新型的结构示意图，图中是喷管一半侧剖视图，整体喷管应是如图1的旋转体。如图1所示，本实用新型发动机简化组合喷管结构包括喷管壳体1、喷管绝热层2、收敛段3、喉衬4、喷管绝热层，喷管绝热层2嵌在壳体1内，由壳体下游端台阶1a定位；喷管绝热层2包括上游段2a、中间段2b和下游段2c；上游段至绝热层第一台阶2a1内嵌装收敛段3；中间段2b的锥角为5°～10°，由绝热层第一台阶2a1至锥形台阶2b1，中间段2b段嵌装喉衬4；下游段2c作为喷管扩散段，由锥形台阶2b1至喷管出口；收敛段3与喉衬4与绝热层下游段2c之间紧密结合。

所述锥形台阶2b1的锥度为70°～80°。

收敛段3、喉衬4采用耐高温、抗烧蚀的材料，由石墨制成；喉衬4与喷管绝热层2通过两个锥面(中间段2b、锥形台阶2b1)对接装配，起到定位、传递轴向应力作用。

喷管绝热层2位于喉衬4后的一段2c也作为喷管扩张段的一部分，可以采用高硅氧布/酚醛树脂缠绕而成，即起到防热作用，防止热高温燃气的热量传至喷管壳体1，防止喷管壳体1因高温结构失效，同时作为喷扩张段的一部分，提高了喷管效率，简化了喷管结构。

以上所述为本实用新型的较佳实施例而已，但本实用新型不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本实用新型所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本实用新型保护的范围。