一種小型液體發動機防熱導流結構的制作方法

技術領域

本發明涉及一種防熱導流結構，特別是涉及一種運載火箭所用一種小型液體發動機防熱導流結構。

背景技術：

運載火箭、導彈負責穩定姿態的發動機一般布置在子級艙體外側壁、艙體外箱底或者發動機機架上。布置在艙體外壁的發動機，須在外側設置保護罩，這對飛行過程產生氣動干擾力；布置在艙體外箱底或者發動機機架上的發動機，為避免發動機噴流對周圍產品的影響，只能在下一級工作結束，級間分離后開始工作。我國某型快速發射運載火箭采用兩級共用一套內置的姿控發動機穩定控制系統，這就需要研制發明一種將液體發動機尾部高溫噴流導引至艙體外的防熱、耐燒蝕、發射率低的導流結構。

本發明涉及一種新型的防熱導流結構，目前，沒有發現同本發明類似的說明或報道，也尚未收集到國內外類似的資料。

技術實現要素：

為了解決上述發動機尾部噴流導引至艙體外、及噴管附近產品的熱防護，本發明的目的在于提供一種發動機防熱導流的結構產品。本發明采取了耐燒蝕、低導熱的復合材料模壓整體成型的技術方案，以解決液體發動機艙內工作時，發動機高溫尾焰噴流及真空狀態尾焰擴張后對周圍產品燒蝕和產生熱輻射后，影響航天器產品正常工作。

本發明的上述目的是通過如下技術法案予以實現的：一種小型液體發動機防熱導流結構，包括：導流筒[1]、擋火板A[2]、擋火板B[3]；其中所述擋火板A[2]和擋火板B[3]通過螺釘安裝在導流筒[1]法蘭上；

所述導流筒[1]設置了兩個法蘭面，弧面法蘭[A]、端面法蘭[B]；所述弧面法蘭[A]與艙體連接，所述端面法蘭[B]與擋火板A[2]、擋火板B[3]連接。

優選地，所述導流筒[1]采用高硅氧酚醛樹脂復合材料模壓方式成型。

進一步，所述擋火板A[2]、擋火板B[3]為防止噴管尾焰回火，其內徑均小于噴管最大出口處直徑，采用分半式臺階結構，安裝在導流筒[1]端面法蘭[B]形成整體的防噴管尾焰回流結構。

本發明的優點：本產品為常用復合材料，產品重量輕，可在真空狀態發動機尾焰溫度1340K，累計工作時間2500 s，累計工作次數10000次，單次最長工作時間375 s的惡劣工況下可靠工作，并且能有效隔熱，發射率低，為發動機周邊設備保障良好的工作環境條件。因此本發明取得了高可靠、耐燒蝕、耐高溫、重量輕、經濟型好等有益效果。

附圖說明

圖1為本發明一種小型液體發動機防熱導流結構的結構示意圖；

圖2為本發明中防熱導流結構的產品裝配圖；

圖3為本發明中防熱導流結構的產品剖切圖；

圖1中：1.導流筒；2.擋火板A；3.擋火板B；A.弧面法蘭；B.端面法蘭。

具體實施方式

下面結合附圖與實施例對本發明作進一步詳細的描述。

圖1所示小型液體發動機防熱導流結構包括：導流筒1、擋火板A2、擋火板B3，結合圖2、圖3所示，其中擋火板A2和擋火板B3通過螺釘安裝在導流筒1法蘭上。導流筒1 設置了兩個法蘭面，弧面法蘭A、端面法蘭B；弧面法蘭A與艙體連接，端面法蘭B與擋火板A2、擋火板B3連接。

導流筒內徑須根據發動機噴口直徑設計，保證兩者之間間隙合理；擋火板內徑須小于發動機噴口直徑，防止真空狀態發動機尾焰急速擴張時回火。

導流筒與艙體安裝時，使用芯軸定位導流筒軸向位置，將導流筒弧面法蘭與艙體連接，保證發動機噴管與導流筒同軸度0.5，噴管安裝后將擋火板與導流筒端面法蘭連接。

對于本領域技術人員而言，顯然本發明不限于上述示范性實施例的細節，而且在不背離本發明的精神或基本特征的情況下，能夠以其他的具體形式實現本發明。