[发明专利]一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置，外绝热装置包括前支撑架、后支撑架、内绝热筒和外绝热筒；前支撑架设有长尾喷管前段安装孔，长尾喷管前段安装孔的外侧设有内绝热筒前端安装槽和外绝热筒前端安装槽；后支撑架设有长尾喷管后段安装孔，长尾喷管后段安装孔的外侧设有内绝热筒后端安装槽和外绝热筒后端安装槽；长尾喷管后段安装孔的外侧沿轴向设有内挡板和外挡板；内绝热筒的两端分别与内绝热筒前端安装槽和内绝热筒后端安装槽连接；外绝热筒的两端分别与外绝热筒前端安装槽和外绝热筒后端安装槽连接。本发明中的外绝热装置结构简单、消极质量低、绝热性能好，易于粘接成型、环境适应性好、可有效限位、防止火焰及热流回流。

技术领域

本发明属于火箭发动机的技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置。

背景技术

近年来，由于安装空间的限制或静稳定度的要求，长尾喷管固体火箭发动机在战术导弹中的应用越来越广泛。为了防止固体火箭发动机工作期间长尾喷管壳体温度过高导致壳体强度降低及对长尾喷管周围电子仪器设备工作可靠性产生影响，一般会对固体火箭发动机长尾喷管壳体的表面温度做出严格的限制，需要对长尾喷管进行热防护。

目前，常规的长尾喷管热防护是在长尾喷管壳体内部增加硬质耐烧蚀层(必要时中间可以添加橡胶类绝热层)来达到热防护的目的。硬质耐烧蚀层在受热时，通过其材料的相变(熔化、蒸发和升华)和高温分解吸收燃气传递来的大部分热量，由于相变及热分解的产物不断自绝热层表面逸出冲走，不仅带走了热量，而且使燃气不接触固体壁面，从而使换热系数减小并降低了靠近表面的气流温度，大大减弱了传向被防护构件的热流，达到绝热目的；同时其自身导热系数较小，自身导热性能差也能进一步起到绝热目的。一般工作时间短的固体火箭发动机采用该常规结构即可达到热防护要求。

但是，工作时间较长的固体火箭发动机采用常规结构时会存在一些问题：由于工作时间较长，长尾喷管处换热量非常大，若要长尾喷管壳体的表面温度达到要求，硬质耐烧蚀层厚度将会非常厚，大大增加了消极质量，降低了固体火箭发动机的性能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置，以解决现有热防护结构下长时间工作固体火箭发动机长尾喷管处消极质量大、温度高等问题。

为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种固体火箭发动机长尾喷管的外绝热装置，包括前支撑架、后支撑架、内绝热筒和外绝热筒；

所述前支撑架设有长尾喷管前段安装孔，所述长尾喷管前段安装孔的外侧设有内绝热筒前端安装槽和外绝热筒前端安装槽；

所述后支撑架设有长尾喷管后段安装孔，所述长尾喷管后段安装孔的外侧设有内绝热筒后端安装槽和外绝热筒后端安装槽；所述长尾喷管后段安装孔的外侧沿轴向设有内挡板和外挡板；

所述内绝热筒的两端分别与所述内绝热筒前端安装槽和所述内绝热筒后端安装槽连接；所述外绝热筒的两端分别与所述外绝热筒前端安装槽和所述外绝热筒后端安装槽连接。

优选的，所述长尾喷管前段安装孔的前部的内径由外至内减小，所述长尾喷管前段安装孔的后部的内径相同。

优选的，所述内绝热筒前端安装槽的底部沿周向均布有多个内绝热筒前端弧形定位孔，所述内绝热筒前端沿周向均布有多个内绝热筒前端弧形定位插板，所述多个内绝热筒前端弧形定位插板与所述多个内绝热筒前端弧形定位孔连接。

优选的，所述外绝热筒前端安装槽的底部沿周向均布有多个外绝热筒前端弧形定位孔，所述外绝热筒前端沿周向均布有多个外绝热筒前端弧形定位插板，所述多个外绝热筒前端弧形定位插板与所述多个外绝热筒前端弧形定位孔连接。

优选的，所述内绝热筒前端弧形定位孔是通孔，所述外绝热筒前端弧形定位孔是通孔。