[实用新型]一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬

说明书

本实用新型涉及一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。本实用新型解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题和降低喷管结构质量，保护喉衬主体材料，从而大大降低发动机喷管喉衬部位的烧蚀，同时降低喷管结构质量，满足高性能固体火箭发动机对喷管喉衬低烧蚀率、高可靠性的技术需求。

技术领域

本实用新型涉及固体火箭发动机喷管领域，具体涉及一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬。

背景技术

喷管喉衬是固体火箭发动机的关键部件，其工作环境极其恶劣，面临高温、高压及高速气流冲刷的极端力热载荷环境，其抗烧蚀性能直接影响发动机的性能。由于固体火箭发动机的喷管采用被动热防护方式，在发动机工作过程中喷管喉衬存在一定的烧蚀，导致固体火箭发动机的性能损失。尤其是随着固体火箭发动机工作压强不断提高，对喉衬材料的力学性能和耐烧蚀性能要求越来越高。目前，固体火箭发动机常用的低烧蚀喉衬材料主要有难熔金属、碳/碳 (C/C)复合材料。难熔金属由于密度高，不利于降低发动机结构质量，限制了其发展与应用。多维编织C/C复合材料具有良好的抗烧蚀性能，但其烧蚀率将随燃烧室压强的升高大大增加。喉衬采用单一材料或结构已难以满足喷管低烧蚀率、高可靠性的技术需求。

实用新型内容

本实用新型提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题和降低喷管结构质量。

为了解决上述技术问题，本实用新型提供一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：

喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；

多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；

其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。

进一步地，所述喉衬主体采用多维编织碳/碳复合材料或石墨材料。

进一步地，所述金属散热环的几何构型为薄壁圆环或圆筒。

进一步地，所述金属散热环采用锆、钼、镍、铁、钛或钨渗铜材料制备。

本实用新型上述一个或多个技术方案，至少具有如下一种或多种技术效果：

本实用新型提供了一种固体火箭发动机低烧蚀喉衬，包括：喉衬主体，所述喉衬主体内型面喉部或扩张段易烧蚀部位及其上游设置多个凹槽；多个金属散热环，所述多个金属散热环嵌入喉衬主体上的多个凹槽内，并通过粘接使喉衬主体与散热环形成一个整体复合结构；其中，所述多个金属散热环在高温烧蚀环境下发生相变吸收热量，保护喉衬主体，降低喉衬的烧蚀率。通过上述固体火箭发动机低烧蚀喉衬解决固体火箭发动机喉衬烧蚀率高、可靠性低的技术问题。采用喉衬主体间隔嵌入多个散热环的复合结构，高温燃气流经喷管喉衬的过程中，散热环材料受热形成液相在喉衬表面形成液体薄层，并向下游扩散或进一步气化吸热。通过散热环的固态-液态-气态的相变过程带走一部分热量，起到了″发汗冷却″作用，保护喉衬主体材料，从而大大降低发动机喷管喉衬部位的烧蚀，同时降低喷管结构质量，满足高性能固体火箭发动机对喷管喉衬低烧蚀率、高可靠性的技术需求。

附图说明

图1、本实用新型实施例一的结构示意图；

图2、为本实用新型实施例二的结构示意图；

其中：1、为喉衬主体，2、为散热环。

具体实施方式