长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置的制作方法

1.本技术涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置。

背景技术：

2.固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高，被广泛应用于导弹动力系统。固体火箭发动机能量管理技术作为固体火箭发动机的重要发展方向，能够根据武器系统需求实现固体火箭发动机能的量最优分配，实现推力大小和方向的实时调节，对增加导弹射程，提高机动能力和实战能力，实现导弹武器系统跨越式发展具有重要意义。
3.固体火箭变推力发动机通过改变固体火箭发动机的压强，实现对固体火箭发动机的推力大小的实时调节，实现固体火箭发动机的能量管理和导弹任务相关联，提高导弹灵活性，满足多任务需求。
4.相比涡流阀式发动机、熄火式发动机、凝胶膏体推进剂发动机等，喉栓式固体火箭发动机具有流动损失较小，控制精度较高，结构可实现性高，工程化应用性更强。但是，同时需解决喉栓支撑结构的热防护、耐烧蚀和动密封等问题。
5.如图1所示，喉栓式推力可调固体火箭发动机主要由装药燃烧室110、喉栓120及其支撑机构130、喷管140等主要组件组成。传统的喉栓式推力可调固体火箭发动机的喉栓横穿整个装药燃烧室，需针对装药燃烧室和装药结构进行适应性改进，同时由于喉栓及其支撑结构悬臂过长，所以支撑结构的根部的振动较大；再之喉栓是该类固体火箭发动机中工作载荷最为恶劣和苛刻的部件，现有的喉栓及其支撑机构难以实现超过100s的固体火箭发动机长时间工作的需求，难以承受长时间高温下传热和冲刷。因此，如何解决喉栓及其支撑机构长时间隔热和热稳定性问题，并针对长时间高温工作进行设计变得尤为重要。

技术实现要素：

6.有鉴于此，本技术提供了一种长时间工作的固体发动机及其喉栓装置，以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。
7.为解决上述技术问题，本技术提供如下技术方案：
8.一种长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；其中，喉栓体的前段用于伸向喷管喉部，喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套，并且作动力传递连与喉栓体杆同轴布置，作动力传递连杆的后端用于连接至外部驱动电机或驱动系统；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且滑动支撑套与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，并且隔热套的后端开口，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，用于从侧面固定至装药燃烧室的收敛段或者长尾喷管的直管段，隔热套的前端具有
贯通内外的喉栓体伸出孔，喉栓体的前端由喉栓体伸出孔伸出，以伸向喷管喉部。
9.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体具有由其后端向内凹的中空槽，以在中空槽内容纳气体。
10.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的后段的周面上开设有隔热槽，以在隔热槽内容纳气体。
11.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的后段的周面上开设有多个隔热槽，多个隔热槽被分为两组，每一组隔热槽均匀分布在同一圆周上。
12.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓体的前端呈锥面。
13.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，喉栓热阻套包括：侧向热阻套和轴向热阻盖，侧向热阻套套装至喉栓体的后段，轴向热阻盖贴合至喉栓体的后端，并且轴向热阻盖封闭侧向热阻套后端的开口。
14.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，侧向热阻套和轴向热阻盖均采用陶瓷基材料。
15.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其中，优选的是，滑动支撑套和固定支撑套之间设置密封槽，密封槽内设置有密封圈。
16.一种长时间工作的固体火箭发动机，包括：装药燃烧室和喷管，喷管与装药燃烧室连接，还包括：上述任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至装药燃烧室的收敛段。
17.如上所述的长时间工作的固体火箭发动机，其中，优选的是，喷管为长尾喷管，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至长尾喷管的直管段。
18.有益效果：
19.1、本技术通过侧向支撑对固体火箭发动机的喉栓装置进行支撑，整个作动机构位于固体火箭发动机内，且无需改变装药燃烧室装药的设计，采用短尺寸喉栓体和支撑结构，减小喉栓支撑根部因振动带来的载荷。
20.2、本技术采用整体式隔热套结构，作为喉栓作动机构外围热防护结构，降低整个活动结构内部温度，提高长工时下喉栓作动结构工作可靠性。
21.3、本技术采用难熔金属与碳/碳或陶瓷基复合材料结构设计，喉栓体前后采用“阻热结构”，降低燃气通过喉栓体的传热量。
22.4、本技术采用耐高温动密封+多重密封结构设计，采用氟硅橡胶基密封，作为经过充分“阻热”后内部活动机构的动密封材料。
23.5、本技术在喉栓体采用隔热槽设计和局部中空设计，在保证结构强度的前提下，进一步降低局部导热率，特别是针对超过150s长工时发动机，进一步提高喉栓系统工作可靠性。
附图说明
24.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
25.图1是现有技术中的喉栓式推力可调固体火箭发动机的结构示意图；
26.图2是本技术实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓伸出状态的示意图；
27.图3是本技术实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓缩回状态的示意图；
28.图4是本技术实施例提供的长时间工作的固体火箭发动机的结构示意图。
29.其中，110-装药燃烧室、120-喉栓、130-支撑机构、140-喷管、200-长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置、210-作动力传递连杆、220-固定支撑套、230-滑动支撑套、231-密封槽、240-隔热套、250-喉栓体、251-中空槽、252-隔热槽、260-喉栓热阻套、261-侧向热阻套、262-轴向热阻盖。
具体实施方式
30.下面详细描述本技术的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本技术，而不能解释为对本技术的限制。
31.另外，诸如“上”、“下”、“前”、“后”等空间关系术语用于使描述方便，以解释两个部件之间的位置关系。本技术中的“前”指的是朝向燃烧室喉部的方向，“后”指的是远离燃烧室喉部的方向。
32.请参阅图2和图3，本技术提供了一种长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，包括：作动力传递连杆210、固定支撑套220、滑动支撑套230、隔热套240、喉栓体250和喉栓热阻套260。
33.其中，喉栓体250的前段用于伸向喷管喉部，以调节喷管喉部的面积。可选的，喉栓体250的前端呈锥面，并且锥面根据流场仿真进行型面优化。另外，由于喉栓体250的前端直接接触固体火箭发动机内的高温高压燃气，并且位于固体火箭发动机喷管喉部位置，受高速燃气冲刷，因此喉栓体250采用钨基合金材料，以承受高温和高速冲刷。还可选的，喉栓体250具有由其后端向内凹的中空槽251，以在中空槽251内容纳气体。由于中空槽251内部容纳的气体的热导率远远低于喉栓体250本身难熔金属材料的热导率，因此在降低喉栓体250本身的热量向其他作动机构传热的同时还减轻了喉栓体250的重量。
34.喉栓热阻套260包裹至喉栓体250的后段，以阻隔喉栓体250通过其后段向作动力传递连杆210和滑动支撑套230传递热量，保证驱动系统的工作稳定性和可靠性。可选的，喉栓热阻套260包括：侧向热阻套261和轴向热阻盖262，侧向热阻套261套装至喉栓体250的后段，轴向热阻盖262贴合至喉栓体250的后端，并且轴向热阻盖262封闭侧向热阻套261后端的开口，从而通过轴向热阻盖262和侧向热阻套261对喉栓体250的后段进行包裹。还可选的，侧向热阻套261和轴向热阻盖262均采用高温稳定性好、热膨胀系数小、密度低和热导率
小的陶瓷基材料，并且侧向热阻套261和轴向热阻盖262与喉栓体250配合安装，需要避免因热膨胀带来装配间隙或形成较大结构“热应力”。
35.在上述基础上，喉栓体250的后段的周面上开设有隔热槽252，以在隔热槽252内容纳气体，由于隔热槽252内部容纳的气体的热导率远远低于喉栓体250本身的热导率，因此在降低喉栓体250本身难熔金属材料的热量向侧向热阻套261传热的同时还减轻了喉栓体250的重量。可选的，喉栓体250的后段的周面上开设有多个隔热槽252，多个隔热槽252可以被分为两组，每一组隔热槽250均匀分布在同一圆周上。
36.作动力传递连杆210的前端连接至喉栓热阻套260，并且作动力传递连杆210与喉栓体250同轴布置，通过作动力传递连杆210驱动喉栓体250向前伸出或向后缩回；作动力传递连杆210的后端用于连接至固体火箭发动机的外部驱动电机或驱动系统，通过驱动电机或驱动系统为作动力传递连杆210提供驱动力，从而通过作动力传递连杆210驱动喉栓体250向前伸出或向后缩回。
37.滑动支撑套230的前段套装至喉栓热阻套260上，滑动支撑套230的后段套装至作动力传递连杆210的前段，以将作动力传递连杆210、喉栓热阻套260和喉栓体250连接为一个整体。固定支撑套220套装至滑动支撑套230的外部，并且滑动支撑套230与固定支撑套220滑动配合，从而在作动力传递连杆210的作用下，滑动支撑套230携带作动力传递连杆210、喉栓热阻套260、喉栓体250相对于固定支撑套220向前或向后滑动。固定支撑套220相对于固定支撑套220可滑动的距离，可以根据推力调节比要求确定，从而确定喉栓体250的伸出或缩回的距离。另外，根据固定支撑套220相对于固定支撑套220可滑动的距离，确定固定支撑套220的长度。
38.为了保证滑动支撑套230相对于固定支撑套220滑动过程中的动密封，在滑动支撑套230和固定支撑套220之间设置密封槽，密封槽内设置有密封圈，以保证密封的可靠性。可选的，在滑动支撑套230的周面上设置有密封槽231。还可选的，在滑动支撑套230的周面上设置有两道密封槽231。又可选的，密封槽内设置的密封圈为o型密封圈。由于本技术中采用了喉栓热阻套260、中空槽251、隔热槽252这些热阻结构，可以降低滑动支撑套230和固定支撑套220处的温度，因此本技术中采用氟硅橡胶基等材料的密封圈，并且经过多重密封就能够满足使用要求。
39.隔热套240套装至固定支撑套220的外部，作为整个喉栓装置最外侧的热防护防线，并且隔热套240的后端开口，固定支撑套220的后端伸出隔热套240后端的开口，用于从侧面固定至装药燃烧室的收敛段或者长尾喷管的直管段，隔热套240的前端具有贯通内外的喉栓体伸出孔，喉栓体250的前端由喉栓体伸出孔伸出，以伸向喷管喉部。在上述基础上，由于固定支撑套220的外围套装有阻热的隔热套240，因此固定支撑套220和滑动支撑套230均可采用高温合金。
40.请参阅图4，本技术提供了一种长时间工作的固体火箭发动机，包括：装药燃烧室110、喷管140和上述长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置200；喷管140与装药燃烧室110连接，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置200的固定支撑套220通过侧向支撑从侧面固定至装药燃烧室110的收敛段。或者，喷管140为长尾喷管，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置200的固定支撑套220通过侧向支撑从侧面固定至长尾喷管的直管段。
41.另外，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置200的轴线与装药燃烧室110的轴
线和喷管140的轴线重合，并且靠近喷管喉部前端，处于固体火箭发动机高温高压燃气中，需要具有长时间可靠的热防护。
42.当作动力传递连杆210收到来自驱动电机或驱动系统的推动驱动力，作动力传递连杆210推动喉栓热阻套260和喉栓体250连同滑动支撑套230一起在固定支撑套220内向前移动，喉栓体250外露在隔热套240外部的部分的尺寸增长，喉栓体250的前端逐渐靠近喷管喉部，此时喉部面逐渐减小，装药燃烧室的压强逐渐升高，固体火箭发动机秒流量增大，推力增大。
43.当作动力传递连杆210收到来自驱动电机或驱动系统的缩回驱动力，作动力传递连杆210拉动喉栓热阻套260和喉栓体250连同滑动支撑套230一起在固定支撑套220内向后缩回，喉栓体250外露在隔热套240外部的部分的尺寸减短，喉栓体250的前端逐渐远离喷管喉部，此时喉部面增大，装药燃烧室压强降低，固体火箭发动机秒流量减小，推力减小。
44.对于本领域技术人员而言，显然本技术不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本技术的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本技术。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本技术的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本技术内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
45.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：

1.一种长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；其中，喉栓体的前段用于伸向喷管喉部，喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套，并且作动力传递连与喉栓体杆同轴布置，作动力传递连杆的后端用于连接至外部驱动电机或驱动系统；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且滑动支撑套与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，并且隔热套的后端开口，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，用于从侧面固定至装药燃烧室的收敛段或者长尾喷管的直管段，隔热套的前端具有贯通内外的喉栓体伸出孔，喉栓体的前端由喉栓体伸出孔伸出，以伸向喷管喉部。2.根据权利要求1所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体具有由其后端向内凹的中空槽，以在中空槽内容纳气体。3.根据权利要求2所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体的后段的周面上开设有隔热槽，以在隔热槽内容纳气体。4.根据权利要求3所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体的后段的周面上开设有多个隔热槽，多个隔热槽被分为两组，每一组隔热槽均匀分布在同一圆周上。5.根据权利要求1-4任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓体的前端呈锥面。6.根据权利要求1-4任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，喉栓热阻套包括：侧向热阻套和轴向热阻盖，侧向热阻套套装至喉栓体的后段，轴向热阻盖贴合至喉栓体的后端，并且轴向热阻盖封闭侧向热阻套后端的开口。7.根据权利要求6所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，侧向热阻套和轴向热阻盖均采用陶瓷基材料。8.根据权利要求1-4任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，其特征在于，滑动支撑套和固定支撑套之间设置密封槽，密封槽内设置有密封圈。9.一种长时间工作的固体火箭发动机，包括：装药燃烧室和喷管，喷管与装药燃烧室连接，其特征在于，还包括：权利要求1-8任一项所述的长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至装药燃烧室的收敛段。10.根据权利要求9所述的长时间工作的固体火箭发动机，其特征在于，喷管为长尾喷管，长时间工作的固体火箭发动机的喉栓装置的固定支撑套通过侧向支撑从侧面固定至长尾喷管的直管段。

技术总结

本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，喉栓体的前端由隔热套前端的喉栓体伸出孔伸出。本申请可以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。提高产品的可靠性。提高产品的可靠性。