喷管系统

摘要

本发明提供了一种喷管系统，包含喷管推力室与发动机喷管延伸段；发动机喷管延伸段包含延伸喷管部与延伸法兰部，所述延伸喷管部与延伸法兰部一体成型或紧固连接，延伸喷管部与延伸法兰部均为回转体，沿回转轴轴向方向，延伸喷管部与延伸法兰部相对反向扩张设置；延伸喷管部沿轴向方向的两端分别形成第一大端部与第一小端部，第一小端部与延伸法兰部相连，延伸喷管部与延伸法兰部之间平滑过渡连接；延伸法兰部上设置有光孔。本发明重量轻，可实现发动机减重30～50％；结构强度和刚度好，抗振动和冲击性能强；可实现与金属推力室法兰连接，拆装灵活，利于发动机产品装配、测试、保管、运输和使用。

权利要求

1.一种喷管系统，其特征在于，包含喷管推力室(3)与发动机喷管延伸段；

发动机喷管延伸段包含延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)，所述延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)一体成型或紧固连接，延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)均为回转体，沿回转轴轴向方向，延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)相对反向扩张设置；

延伸喷管部(2)沿轴向方向的两端分别形成第一大端部(21)与第一小端部(22)，第一小端部(22)与延伸法兰部(1)相连，延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)之间平滑过渡连接；

延伸喷管部(2)的内外壁面分别形成第一内型面(24)、第一外型面(25)；

延伸法兰部(1)上设置有光孔(11)；

喷管推力室(3)安装在发动机喷管延伸段的延伸法兰部(1)上；

所述喷管推力室(3)的内壁面形成第二内型面(31)；

在第二内型面(31)和第一内型面(24)的法线方向上，第二内型面(31)相对于第一内型面(24)向内偏移。

2.根据权利要求1所述的喷管系统，其特征在于，所述延伸法兰部(1)的内外壁面均为锥形曲面，延伸法兰部(1)的壁厚相等。

3.根据权利要求2所述的喷管系统，其特征在于，延伸法兰部(1)壁厚为2～10mm；延伸法兰部(1)回转轮廓相对回转轴夹角为25°～65°；多个光孔(11)沿延伸法兰部(1)周向方向布置，光孔(11)数量不少于4个。

4.根据权利要求1所述的喷管系统，其特征在于，所述第一内型面(24)形成以下任一种结构：--锥形喷管结构；

--双圆弧喷管结构；

--钟形喷管结构。

5.根据权利要求4所述的喷管系统，其特征在于，第一大端部(21)横截面直径大于第一小端部(22)横截面直径；

第一小端部(22)的壁厚为4～8mm；第一大端部(21)包含加厚部(23)，所述加厚部(23)的壁厚为3～5mm，第一大端部(21)上除加厚部(23)之外的其他部位的壁厚1～3mm。

6.根据权利要求5所述的喷管系统，其特征在于，所述延伸喷管部(2)扩张比为60；所述加厚部(23)的长度为5mm。

7.根据权利要求1所述的喷管系统，其特征在于，延伸喷管部(2)与延伸法兰部(1)之间圆角光滑过渡，内侧圆角半径为3mm，外侧圆角为10mm。

8.根据权利要求1所述的喷管系统，其特征在于，在第二内型面(31)和第一内型面(24)的法线方向上，第二内型面(31)相对于第一内型面(24)的相对偏移量为0.3～3mm。

说明书

喷管系统

技术领域

[0001] 本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体地，涉及一种喷管系统，特别是一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与喷管系统。

背景技术

[0002] 发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。喷管是火箭发动机的核心部件，将燃烧室内高温燃气的热能转化为动能，使发动机产生推力。为了提高火箭发动机的性能，通常需要采取增大喷管面积比方法，即采用喷管延伸段。

[0003] 基于碳纤维预制体技术，提出了陶瓷基复合材料喷管延伸段的加工方法。通过芯模布置碳纤维，实现碳纤维预成型，即为碳纤维预制体。将碳纤维预制体放入先驱体聚合物溶液中浸渍，再浸渍过的预制体进行高温裂解，先驱体聚合物分解成增强碳纤维结构。经反复多次浸渍-高温裂解过程后，预制体硬化形成C/SiC陶瓷基复合材料。

[0004] 纵观国内外技术现状，火箭发动机喷管延伸段多采用难容合金材料，如铌铪合金、铌钨合金、钽钨合金和铼铱材料，与金属短喷管推力室焊接连接。难容合金材料喷管延伸段使用广泛，技术成熟，但具有以下不足：1)因难容金属材料密度大，喷管延伸段重量偏重；2)喷管延伸段壁厚相对较薄，抗振动和冲击性能差；3)喷管延伸段焊接到发动机后，在装配、测试、保管、运输和使用过程中，易发生喷管延伸段磕碰问题。

发明内容

[0005] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种发动机喷管延伸段与喷管系统。

[0006] 根据本发明提供的发动机喷管延伸段，包含延伸喷管部与延伸法兰部，所述延伸喷管部与延伸法兰部一体成型或紧固连接，延伸喷管部与延伸法兰部均为回转体，沿回转轴轴向方向，延伸喷管部与延伸法兰部相对反向扩张设置；

[0007] 延伸喷管部沿轴向方向的两端分别形成第一大端部与第一小端部，第一小端部与延伸法兰部相连，延伸喷管部与延伸法兰部之间平滑过渡连接；

[0008] 延伸喷管部的内外壁面分别形成第一内型面、第一外型面；

[0009] 延伸法兰部上设置有光孔。

[0010] 优选地，所述延伸法兰部的内外壁面均为锥形曲面，延伸法兰部的壁厚相等。

[0011] 优选地，延伸法兰部壁厚为2～10mm；延伸法兰部回转轮廓相对回转轴夹角为25°～65°；多个光孔沿延伸法兰部周向方向布置，光孔数量不少于4个。

[0012] 优选地，所述第一内型面形成以下任一种结构：

[0013] --锥形喷管结构；

[0014] --双圆弧喷管结构；

[0015] --钟形喷管结构。

[0016] 优选地，第一大端部横截面直径大于第一小端部横截面直径；

[0017] 第一小端部的壁厚为4～8mm；第一大端部包含加厚部，所述加厚部的壁厚为3～5mm，第一大端部上除加厚部之外的其他部位的壁厚1～3mm。

[0018] 优选地，所述延伸喷管部扩张比为60；所述加厚部的长度为5mm。

[0019] 优选地，延伸喷管部与延伸法兰部之间圆角光滑过渡，内侧圆角半径为3mm，外侧圆角为10mm。

[0020] 本发明还提供了一种喷管系统，包含喷管推力室与上述的发动机喷管延伸段；

[0021] 喷管推力室安装在发动机喷管延伸段的延伸法兰部上。

[0022] 优选地，所述喷管推力室的内壁面形成第二内型面；

[0023] 在第二内型面和第一内型面的法线方向上，第二内型面相对于第一内型面向内偏移。

[0024] 优选地，在第二内型面和第一内型面的法线方向上，第二内型面相对于第一内型面的相对偏移量为0.3～3mm。

[0025] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

[0026] 1、重量轻，可实现发动机减重30～50％；

[0027] 2、结构强度和刚度好，抗振动和冲击性能强；

[0028] 3、可实现与金属推力室法兰连接，拆装灵活，利于发动机产品装配、测试、保管、运输和使用；

[0029] 4、本发明拓展性强，适用于火箭、飞船、上面级、空间武器等领域的轨控发动机，同时对金属材料喷管延伸段设计具有一定借鉴意义。

附图说明

[0030] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

[0031] 图1为本发明提供的发动机喷管延伸段半剖图；

[0032] 图2为发动机喷管延伸段与喷管推力室装配图。

[0033] 图中示出：

[0034]

具体实施方式

[0035] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

[0036] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

[0037] 如图1、图2所示，实施例中，本发明提供的发动机喷管延伸段包含延伸喷管部2与延伸法兰部1，所述延伸喷管部2与延伸法兰部1一体成型或紧固连接，延伸喷管部2与延伸法兰部1均为回转体，沿回转轴轴向方向，延伸喷管部2与延伸法兰部1相对反向扩张设置，延伸喷管部2沿轴向方向的两端分别形成第一大端部21与第一小端部22，第一小端部22与延伸法兰部1相连，延伸喷管部2与延伸法兰部1之间平滑过渡连接，延伸喷管部2的内外壁面分别形成第一内型面24、第一外型面25，延伸法兰部1上设置有光孔11。

[0038] 所述延伸法兰部1的内外壁面均为锥形曲面，延伸法兰部1的壁厚相等。延伸法兰部1壁厚为2～10mm；延伸法兰部1回转轮廓相对回转轴夹角角度为25°～65°；多个光孔11沿延伸法兰部1周向方向布置，光孔11数量不少于4个。所述第一内型面24形成以下任一种结构：锥形喷管结构；双圆弧喷管结构；钟形喷管结构。第一大端部21横截面直径大于第一小端部22横截面直径，延伸喷管部2采用变壁厚设计，第一小端部22的壁厚为4～8mm；第一大端部21包含加厚部23，所述加厚部23的壁厚为3～5mm，第一大端部21上除加厚部23之外的其他部位的壁厚1～3mm。优选地，所述延伸喷管部2扩张比为60；所述加厚部23的长度为5mm。延伸喷管部2与延伸法兰部1之间圆角光滑过渡，内侧圆角半径为3mm，外侧圆角为
10mm。

[0039] 如图2所示，本发明还提供了一种喷管系统，包含喷管推力室3与上述的发动机喷管延伸段，喷管推力室3安装在发动机喷管延伸段的延伸法兰部1上。所述喷管推力室3的内壁面形成第二内型面31，在第二内型面和第一内型面的法线方向上，第二内型面31相对于第一内型面24向内偏移。第二内型面31与第一内型面24之间沿法向方向的相对偏移量δ为0.3～3mm，也就是说，相对第二内型面31，第一内型面24法向外移，移动距离为0.3～3mm。优选地，喷管推力室3为金属短喷管推力室3，发动机喷管延伸段由复合材料制成。

[0040] 优选实施方式：延伸法兰部1厚度6mm，锥面角度，也就是延伸法兰部1回转轮廓相对回转轴夹角为45°，延伸法兰部1上加工20个用于连接螺栓的Φ8光孔11，延伸法兰部1内侧光洁度要求不低于Ra3.2，便于实现喷管延伸段拆装灵活。锥面结构可以沿喷管延伸段轴线方向进行定位。

[0041] 延伸喷管部2为反方向扩张的锥形曲面，锥面角度30°，采用变壁厚设计，第一小端部22的端部壁厚6mm，第一大端部21的端部壁厚2mm。沿第一小端部22到第一大端部21方向，第一小端部22壁厚由6mm至3.5mm连续变化，第一大端部21壁厚由3.5mm至2mm连续变化，喷管扩张面积比为60。通过在第一小端部22壁厚适当增厚，第一大端端壁厚适当减薄，可减轻延伸喷管部2的部分重量，又可保证延伸喷管部2的强度和刚度。第一大端部21上的加厚部23在长度为5mm的范围对壁厚进行加厚设计，厚度为4mm，保证延伸喷管部2的整体刚性，提升延伸喷管部2抗振动和冲击的能力。延伸法兰部1和延伸喷管部2之间通过圆角光滑过渡，内侧圆角为R3，外侧圆角为R10，避免所述发动机喷管延伸段存在应力集中。

[0042] 如图2所示，第一内型面24相对第二内型面31法向外移0.5mm，可避免延伸喷管部2与金属短喷管推力室3连接处产生激波。

[0043] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。