[发明专利]一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构

说明书

本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。

技术领域

本发明设计一种热防护与热密封结构，特别是适用于超声速巡航导弹固体发动机尾段底部的热防护与热密封结构，属于超声速巡航导弹固体发动机尾段底部防隔热设计技术领域。

背景技术

超声速巡航导弹以出色的“拦截、摧毁、机动、威胁”等各项战技能力，而具有极其重要的商业和军事应用价值。随着导弹飞行速度的不断提高，由气动加热引起的热环境变得越来越严酷，主要表现为气动加热温度越来越高，加热时间越来越持久。尤其是超声速巡航导弹固体发动机喷管的尾段底部始终承受固体发动机喷管火焰的高密度辐射热流加热，热环境条件极其严酷，尾段底部靠近喷管附件的温度高达1400℃～1600℃。在固体发动机工作时间段，发动机径向单边的膨胀变形约3mm，且发动机喷管出口端面相对于喷管喉部端面伸长约2.5mm，喷管径向单边的膨胀变形约1mm。尾段壳段内安装由舵机控制器、脱插控制器等仪器设备，工作温度要求为155℃以下。因此，超声速巡航导弹固体发动机尾段底部尾段用底部热防护结构，需满足热变形匹配、热防护以及热密封要求。

内埋中程超声速空地导弹的尾段壳段外形包络Φ600mm×φ589mm×550mm，底部防热板的安装空间10.0mm，发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面1mm。助推段固体发动机工作时长约21s，最大辐射热流为508.88kW/m²。

目前的尾段壳段的底部防热板多采用TR-42B防热涂层+金属基体的防热结构形式，该方法形式简单，仅适用于发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超大距离(L≥150mm)且底部防热板与发动机喷管无需密封措施的设计条件，不适用于发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超小距离(L＝1.0mm)的工作工况。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该结构采用层压高硅氧/酚醛防热板+金属基柔性石墨密封环+环形金属板实现发动机喷管出口端面突出尾段壳段外端面超小距离下的动态热密封。

本发明的技术解决方案是：一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，其特征在于包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，层压高硅氧/酚醛防热板为环形，其内径大于受热膨胀之后的发动机喷管外径，外径小于等于尾段金属壳体直径，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现对导弹尾部底部辐射热流的动态热防护和热密封。

沿轴向方向，金属基柔性石墨密封环在凹槽内与高硅氧复合材料防热底板和环状金属底板之间均保留预设的轴向匹配间隙，所述轴向匹配间隙大于发动机喷管在轴向上的热膨胀变形量；沿径向方向，金属基柔性石墨密封环的环形平面的外径与环形凹槽的外径之间保留预设的径向匹配间隙，所述径向匹配间隙大于发动机喷管在径向上的热膨胀变形量。

所述金属基柔性石墨密封环为柔性膨胀石墨加不锈钢套袜式丝网增强密封环。