一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置
1.本发明属于发动机技术领域，特别是一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置。
背景技术：
2.对于喷管而言，当工作时间较长，且推进剂为含金属粉的高能推进剂，如改性双基推进剂和复合推进剂，喷管结构需要采用复合结构喷管。复合结构喷管通常采用多层设计，典型结构为耐烧蚀层、隔热层、壳体三层结构，耐烧蚀层主要起到抵抗高速燃气冲刷的作用，隔热层主要起到减少热量向壳体的传递，壳体起到结构支撑作用。
3.在复合结构喷管中，壳体质量占比很大。对于复合结构喷管，壳体材料通常选用金属材料，如高强度钢、高强度铝合金、钛合金等。其中，高强度钢材料密度过大，会导致喷管整体质量加重；钛合金的强度高，但材料成本过高；高强度铝合金的密度低，但其材料性能对温度变化过于敏感，随着温度升高，铝合金的强度会显著降低。在保证喷管壳体强度可靠的情况下，出于成本和结构质量的考量，多选用高强度铝合金作为壳体材料，通过结构的合理设计可以减小温度对其强度的影响。在设计时，通常会基于设计简化性原则和材料易加工成型原则，设计出的壳体沿喷管轴向厚度变化不大，但实际上该种设计往往会导致喷管壳体质量较大，喷管壳体扩张段还有进一步减重的空间。
技术实现要素：
4.本发明的目的在于提供一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，在保证喷管结构可靠性的同时对喷管壳体扩张段部分进行局部镂空减重设计，以实现喷管的轻量化设计。
5.实现本发明目的的技术解决方案为：
6.一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，包括壳体，设置在壳体内的喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构；
7.所述喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构尾端超过壳体，壳体不完全覆盖喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构；
8.所述壳体尾部周向间隔的设有多个镂空结构，镂空结构为盲孔且为梯形，梯形的上底位移前端，梯形的下底位于后端。
9.本发明与现有技术相比，其显著优点是：
10.(1)本发明对壳体扩张段进行了局部镂空处理，壳体不完全覆盖喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构，镂空形状为等腰梯形，在喷管轴向方向，随着逐渐靠近壳体尾端，镂空体积逐渐增大，镂空处理只深入到壳体一定深度(盲孔)，保证了壳体内壁面的完整性，既能有效保持壳体强度，又能保证壳体与耐烧蚀层间有着完整的型面接触，进一步有效保证壳体与耐烧蚀层间的粘结强度。
11.(2)本发明通过在喉衬背壁设有斜面、在壳体部分周向均匀打入紧定螺钉、在壳体
中间圆柱段设有向内的凸台，在保证结构可靠性的同时简化了结构。
12.(3)本发明在隔热层和耐烧蚀层没有过多的阶梯式设计，加工合理，装配性高。
附图说明
13.图1是本发明复合结构喷管示意图。
14.图2是本发明复合结构喷管壳体示意图。
具体实施方式
15.下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
16.本实施例的复合结构喷管示意图如图1所示，包括壳体1，壳体1前端为收敛段、中间为圆柱段、后端为扩张段，收敛段、圆柱段、扩张段内依次设有收敛段隔热层2、喉衬背壁4、扩张段隔热层6，收敛段隔热层2、喉衬背壁4、扩张段隔热层6构成喷管隔热层结构。所述收敛段隔热层2、喉衬背壁4、扩张段隔热层6内依次设有收敛段耐烧蚀层3、喉衬5、扩张段耐烧蚀层7，收敛段耐烧蚀层3、喉衬5、扩张段耐烧蚀层7构成耐烧蚀层结构。收敛段耐烧蚀层2和扩张段耐烧蚀层6选用碳布/酚醛材料，喉衬4采用碳/碳复合材料，隔热层均选用高硅氧/酚醛材料，壳体1选用高强度金属材料。
17.所述喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构尾端超过壳体1，壳体1不完全覆盖喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构；所述壳体1尾部周向间隔的设有多个镂空结构9，镂空结构为盲孔且为梯形，沿气流方向，梯形的上底位于前端，梯形的下底位于后端。多列镂空结构沿壳体尾部周向等间隔布置，每列镂空结构上均设有多个等腰梯形的镂空结构。
18.图2是壳体示意图，对喷管壳体扩张段部分进行局部镂空处理，镂空形状为等腰梯形，在喷管轴向方向，随着逐渐靠近壳体尾端，镂空体积逐渐增大，镂空呈周向均匀布置。镂空处理只深入到壳体一定深度(盲孔)，保证了壳体内壁面的完整性，既能有效保持壳体强度，又能保证壳体与耐烧蚀层间有着完整的型面接触，进一步有效保证壳体与耐烧蚀层间的粘结强度。
19.壳体1在中间圆柱段尾部位置设有向内的凸台11，可以为喉衬背壁4提供有效轴向支撑；喉衬背壁4内表面从前向后设为向内倾斜的斜面41，可以为喉衬5提供有效轴向支撑；壳体扩张段上沿周向设有八个紧定螺钉8，螺钉8贯穿壳体1和扩张段隔热层6，并深入扩张段耐烧蚀层7一定深度，以防在发动机工作过程中扩张段耐烧蚀层7被燃气吹落。
20.收敛段一侧为燃气来流方向，来流燃气为亚音速流动，燃气流经收敛段时膨胀加速，在喉部位置附近达到音速，之后在扩张段继续膨胀加速，实现了燃气由亚音速到超音速的转变。喷管耐烧蚀层内壁面由于需要承受高速燃气的冲刷，因此在轴线方向承受着较大的轴向力。在发动机长时间工作过程中，喷管耐烧蚀层受热严重，导致局部粘结剂热解，材料交界面处于非线性接触状态，此时喷管隔热层对喷管耐烧蚀层的主要作用力方向为沿材料交界面法向，因此通过对喉衬背壁4内壁面进行斜面设计，可以有效阻止在界面脱粘时5-喉衬被燃气吹落，并且保证了装配的合理性；通过在壳体打入8-紧定螺钉，可以有效阻止在界面脱粘时扩张段耐烧蚀层7被燃气吹落；壳体圆柱段内表面设有向内突出的凸台11，用于对喉衬背壁进行轴向限位，分担一部分轴向载荷，提高发动机工作时的结构可靠性。
21.在燃气流动过程中，随着燃气流速不断增加，燃气静压和静温均随之不断减小，因
此相比于喷管收敛段和喉部位置，喷管扩张段结构所受压力载荷和热载荷均有所减小。图2为复合结构喷管壳体示意图，此处对喷管壳体扩张段部分进行局部镂空处理，镂空形状为等腰梯形。在喷管周向方向，镂空呈周向均匀布置；在喷管轴线方向，随着逐渐靠近壳体尾端，镂空体积逐渐增大。镂空处理只深入到壳体一定深度(非通孔)，保证了壳体内壁面的完整性，既能有效保持壳体强度，又能保证壳体与耐烧蚀层间有着完整的型面接触，进一步有效保证壳体与耐烧蚀层间的粘结强度。镂空处理增大了壳体型面的复杂度，因此常规的壳体加工方式已不适用，此处可借助3d打印技术进行壳体材料成型。
技术特征：
1.一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，包括壳体，设置在壳体内的喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构；其特征在于，所述喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构尾端超过壳体，壳体不完全覆盖喷管隔热层结构和耐烧蚀层结构；所述壳体尾部周向间隔的设有多个镂空结构，镂空结构为盲孔且为梯形，梯形的上底位移前端，梯形的下底位于后端。2.根据权利要求1所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，所述壳体前端为收敛段、中间为圆柱段、后端为扩张段，收敛段、圆柱段、扩张段内依次设有收敛段隔热层、喉衬背壁、扩张段隔热层，收敛段耐烧蚀层、喉衬背壁、扩张段隔热层构成喷管隔热层结构。3.根据权利要求2所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，所述收敛段隔热层、喉衬背壁、扩张段隔热层内依次设有收敛段耐烧蚀层、喉衬、扩张段耐烧蚀层，收敛段耐烧蚀层、喉衬、扩张段耐烧蚀层构成耐烧蚀层结构。4.根据权利要求3所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，所述喉衬背壁内表面从前向后设为向内倾斜的斜面，用于为喉衬提供轴向支撑。5.根据权利要求3所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，所述圆柱段尾部设有向内的凸起，用于为喉衬背壁提供轴向支撑。6.根据权利要求3所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，所述扩张段上设有螺钉，螺钉贯穿壳体和扩张段隔热层，并插入扩张段耐烧蚀层。7.根据权利要求1所述的轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，其特征在于，多列镂空结构沿壳体尾部周向等间隔布置，每列镂空结构上均设有多个等腰梯形的镂空结构。
技术总结
本发明公开了一种轻量化固体火箭发动机复合结构喷管装置，包括：收敛段耐烧蚀层、收敛段隔热层、喉衬、喉衬背壁、扩张段耐烧蚀层、扩张段隔热层、壳体、紧定螺钉。为了减小壳体质量，对喷管壳体扩张段进行了局部镂空处理，镂空形状为等腰梯形，镂空深入到壳体一定深度且未破坏壳体内壁面型面；通过在壳体扩张段部分周向均匀打入紧定螺钉以及对喉衬背壁内壁面进行局部斜面设计，有效降低喉衬和扩张段耐烧蚀层被燃气吹落的风险；壳体圆柱段内表面有向内突出的凸台，用于对喉衬背壁进行轴向限位，分担一部分轴向载荷，提高发动机工作时的结构可靠性。可靠性。可靠性。
