一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构的制作方法

1.本发明属于远程弹箭结构设计技术领域，具体涉及一种远程弹箭弹尾的防热密封复合结构。

背景技术：

2.远程弹箭尾舱是指安装在火箭发动机后的舱段，通常，发动机喷管贯穿舱段中心，而控制系统执行机构与设备贴壁安装，整个舱体在工作过程中主要承受发射载荷、飞行气动载荷等。火箭发动机工作时，如果发动机喷出的高温燃气通过舱体与喷管之间的缝隙窜入舱体内部，则会导致舱内设备和控制系统执行机构高温失效，进一步影响飞行安全，且随着远程弹箭飞行速度和射程的不断增加，火箭发动机的工作时间变长，弹尾防热与密封设计的压力愈大。
3.现有技术通过在尾舱舱体和发动机喷管外壁间嵌置隔热密封圈，并用挡圈进行防热。该结构方案适用于小口径飞行器，对于远程弹箭等大口径飞行器，通常由于需要在尾舱舱壁和喷管外壁之间预留电连接器、运输定位限位孔等接口，尾舱舱壁与喷管外壁的间隙较大，难以直接使用密封圈进行密封。
4.根据远程弹箭结构特征和弹尾防热密封需求，因此就需要提供一种在贮运状态下能够实现远程弹箭尾舱的密封性，在火箭发动机工作时能够防止高温火焰燃气侵入尾舱舱体的防热密封复合结构。

技术实现要素：

5.(一)要解决的技术问题
6.本发明要解决的技术问题是：提供一种在贮运状态下能够实现远程弹箭尾舱的密封性，在火箭发动机工作时能够防止高温火焰燃气侵入尾舱舱体的防热密封复合结构。
7.(二)技术方案
8.为解决上述技术问题，本发明提供一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构，包括尾舱舱体防热层、弹尾密封圈、弹尾防热板、弹尾密封环和舱体密封圈；所述尾舱舱体防热层设置在尾舱金属舱体外表面；所述尾舱舱体套设在发动机喷管的外侧，两者之间留有缝隙，所述弹尾密封环设置在上述缝隙中；所述发动机喷管的外壁与弹尾密封环的内壁之间设置有舱体密封圈；所述弹尾密封环的外表面与金属舱体后端框的内表面之间留有间隙，所述弹尾密封环与金属舱体之间能够产生相对滑动；所述弹尾防热板固定在尾舱舱体的尾部端面上，两者之间设置有弹尾密封圈，用于对尾舱舱体的尾部端面进行密封。
9.其中，所述弹尾密封环为带翻边的环状结构，其翻边设置在金属舱体的后端面上。
10.其中，所述发动机喷管出口端的外壁设置为平直段，所述平直段上刻有两道密封槽，所述密封槽内均设置有舱体密封圈，用于在弹尾密封环的内壁与发动机喷管的外壁之间形成密封。
11.其中，所述弹尾防热板的材料为非金属防热材料。
12.优选的，所述弹尾防热板的材料为层压玻璃钢板。
13.优选的，所述弹尾密封环为铝合金或不锈钢材料。
14.优选的，所述舱体密封圈为纤维增强硅橡胶密封圈。
15.其中，所述弹尾防热板通过安装螺钉和密封紧固胶固定在尾舱舱体尾端面。
16.(三)有益效果
17.与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：(1)各组成部件结构形式简单，加工工艺性好，装配和检测方便；(2)能适应发动机喷管与尾舱舱体之间的变形不匹配，可有效防止发动机工作时高温火焰燃气侵入尾舱内部；(3)有效降低发动机工作时喷管的振动对尾舱舱体结构和舱内设备的影响，实现远程弹箭尾舱的密封。
附图说明
18.图1为本发明远程弹箭弹尾防热密封复合结构的结构示意图；
19.图2为弹尾密封环结构示意图。
具体实施方式
20.为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
21.如图1所示，本实施例提供的远程弹箭弹尾防热密封复合结构由尾舱舱体防热层1、尾舱金属舱体2、弹尾密封圈3、连接螺钉4、弹尾防热板5、弹尾密封环6、发动机喷管7和舱体密封圈8组成。
22.所述的尾舱舱体由防热层1和金属舱体2组成，所述尾舱舱体防热层1设置在尾舱金属舱体2外表面；所述尾舱舱体2套设在发动机喷管7的外侧，两者之间留有缝隙，所述弹尾密封环6设置在上述缝隙中；所述发动机喷管7出口端的外壁设置为平直段，所述平直段上刻有两道密封槽，所述密封槽内均设置有舱体密封圈8，用于在弹尾密封环6的内壁与发动机喷管7的外壁之间形成密封；金属舱体2后端框的内表面与弹尾密封环6的外表面之间预留一定间隙，保证弹尾密封环6可以与金属舱体2之间产生错动。所述弹尾防热板5固定在尾舱舱体2的尾部端面上，两者之间设置有弹尾密封圈3，用于对尾舱舱体2的尾部端面进行密封。
23.进一步，所述弹尾防热板5的端面上设置有凹陷部，用于容纳弹尾密封环6的翻边。
24.所述弹尾防热板5材料一般选用非金属防热材料，可选材料包括但不限于层压玻璃钢板等，其结构形式和成型工艺简单，加工成本低、周期短，非常适合远程弹箭结构使用。所述弹尾密封环6为带翻边的环状结构，其结构形式如图2所示，其翻边设置在金属舱体2的后端面上，可选用材料包括但不限于铝合金、不锈钢等金属材料，其内壁直径和前端倒角均按径向密封标准进行设计，对舱体密封圈8进行有效压缩。所述发动机喷管7出口后缘设计为平直段，刻有两道密封槽。为保证弹尾密封的可靠性，所述舱体密封圈8材料可选用但不限于纤维增强硅橡胶密封圈。
25.本发明所述的尾舱防热密封复合结构的装配过程如下：首先将2件舱体密封圈8装入发动机喷管7的密封槽内，然后将尾舱舱体2套入发动机喷管7的外壁并与发动机后裙进行固定，然后将弹尾密封环6压入尾舱舱体2和发动机喷管7之间的缝隙内，然后在弹尾密封
环6与发动机喷管7形成的台阶部位涂抹适耐高温硅橡胶，然后将装有弹尾密封圈3的弹尾防热板5盖到尾舱舱体尾端面，并用安装螺钉4加密封紧固胶进行连接。
26.在火箭发动机工作时，发动机喷管7会沿着轴向伸长，从而带动c舱体密封圈8在弹尾密封环6的内壁滑动，在涉及时应保证两道舱体密封圈8在发动机喷管7伸长时不会滑出弹尾密封环6，保证发动机工作时的高温火焰燃气不会侵入尾舱内部。
27.此外，火箭发动机在工作时会产生振动，本发明所述结构由于弹尾密封环6与尾舱舱体之间无刚性连接，弹尾密封环6可在尾舱金属舱体2和弹尾防热板5间滑动，有效降低了发动机工作时喷管振动对尾舱舱体及舱内设备的影响。
28.本发明所述各组成部分间均能够实现密封，发动机工作时的高温火焰燃气不会侵入尾舱内部，且可以有效降低发动机工作时喷管振动对尾舱舱体及舱内设备正常工作造成影响。所涉零件结构形式简单，加工成本低、周期短，满足远程弹箭的弹尾防热密封需求，具有很大的推广应用空间。
29.以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

技术特征：

1.一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，包括尾舱舱体防热层(1)、弹尾密封圈(3)、弹尾防热板(5)、弹尾密封环(6)和舱体密封圈(8)；所述尾舱舱体防热层(1)设置在尾舱金属舱体(2)外表面；所述尾舱舱体(2)套设在发动机喷管7的外侧，两者之间留有缝隙，所述弹尾密封环(6)设置在上述缝隙中；所述发动机喷管7的外壁与弹尾密封环(6)的内壁之间设置有舱体密封圈(8)；所述弹尾密封环(6)的外表面与金属舱体(2)后端框的内表面之间留有间隙，所述弹尾密封环(6)与金属舱体(2)之间能够产生相对滑动；所述弹尾防热板(5)固定在尾舱舱体(2)的尾部端面上，两者之间设置有弹尾密封圈(3)，用于对尾舱舱体(2)的尾部端面进行密封。2.如权利要求1所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述弹尾密封环(6)为带翻边的环状结构，其翻边设置在金属舱体(2)的后端面上。3.如权利要求1所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述发动机喷管(7)出口端的外壁设置为平直段，所述平直段上刻有两道密封槽，所述密封槽内均设置有舱体密封圈(8)，用于在弹尾密封环(6)的内壁与发动机喷管(7)的外壁之间形成密封。4.如权利要求1所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述弹尾防热板(5)的材料为非金属防热材料。5.如权利要求4所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述弹尾防热板(5)的材料为层压玻璃钢板。6.如权利要求2所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述弹尾密封环(6)为铝合金或不锈钢材料。7.如权利要求1所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述舱体密封圈(8)为纤维增强硅橡胶密封圈。8.如权利要求1所述的远程弹箭弹尾防热密封复合结构，其特征在于，所述弹尾防热板(5)通过安装螺钉(4)和密封紧固胶固定在尾舱舱体尾端面。

技术总结

本发明属于远程弹箭结构设计技术领域，公开了一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构，尾舱舱体防热层设置在尾舱金属舱体外表面；所述尾舱舱体套设在发动机喷管的外侧，两者之间留有缝隙，所述弹尾密封环设置在上述缝隙中；所述发动机喷管的外壁与弹尾密封环的内壁之间设置有舱体密封圈；所述弹尾密封环可以与金属舱体之间能够产生相对滑动。本发明的技术方案具备如下有益效果：(1)各组成部件结构形式简单，加工工艺性好，装配和检测方便；(2)能适应发动机喷管与尾舱舱体之间的变形不匹配，可有效防止发动机工作时高温火焰燃气侵入尾舱内部；(3)有效降低发动机工作时喷管的振动对尾舱舱体结构和舱内设备的影响，实现远程弹箭尾舱的密封。密封。密封。