本發明專利技術中公開一種適用于氧化劑頭部直流噴注長時間工作固液火箭發動機的頭部熱防護及裝配結構，在發動機頭部的直流噴注面板與環形點火器間，安裝高硅氧?酚醛材料的環形絕熱板。其中，絕熱板采用錯位反向沉頭孔的方式利用螺栓分別連接噴注面板和點火器，并在沉頭孔中螺栓頭處銷入高硅氧?酚醛絕熱銷進行隔熱保護。本發明專利技術利用液體氧化劑在發動機頭腔中的流動對噴注面板進行冷卻，同時結合高硅氧?酚醛環形絕熱板對冷卻效果相對較差的噴注面板邊緣進行隔熱防護。在裝配中，采用錯位反向沉頭孔的方式，利用圓柱頭螺栓分別將點火器和噴注面板與環形絕熱板連接，另外采用絕熱銷對螺栓頭進行隔熱，可以對發動機頭部形成有效熱防護。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及火箭發動機的熱防護領域，具體來說，是一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，適用于液體氧化劑頭部噴注的長時間工作固液火箭發動機，經特殊設計的發動機熱防護方案可以利用固液火箭發動機的獨有特點巧妙對發動機噴注面板形成良好的熱防護效果。
技術介紹
固液火箭發動機是一種采用固體燃料藥柱和液體氧化劑作為推進劑組合的新型火箭動力推進系統。因其氧化劑和燃料物相不同，分開貯存的獨特特點，固液火箭發動機擁有諸多傳統的固體火箭發動機和液體火箭發動機所不具備的優勢。特別是與固體火箭發動機相比，其推進劑能量特性較高，安全性好，易實現推力調節和多次啟動。雖然相比于固體火箭發動機，固液火箭發動機有燃速相對較低的缺點，但是該特性反過來也使得固液火箭發動機易于實現長時間工作，非常適合作為長時間巡航飛行器的動力系統，這是傳統的固體火箭發動機較難勝任的。固液火箭發動機的固體燃料藥柱特性使其適合用作長時間工作的巡航飛行器驅動裝置，由于固液火箭發動機工作過程中，燃燒室內會產生極度高溫高壓的極端惡劣環境，這將對發動機長時間工作中的可靠熱防護提出很大的挑戰。特別是固液火箭發動機采用了液體氧化劑，通常采用頭部噴注的方式將液體氧化劑輸送進入燃燒室中，這使得發動機的頭部無法像傳統的固體火箭發動機前封頭處一樣，簡單的采用絕熱層將殼體與高溫燃氣隔離開即可。因此，在長時間工作固液火箭發動機中，發動機頭部熱防護是一項必須有效解決但是難度很高的關鍵技術。在固液火箭發動機工作過程當中，氧化劑輸送系統將液體氧化劑輸送進入發動機氧化劑頭腔中，在頭腔被液體氧化劑充滿之后，在輸送系統壓力的作用下，頭腔內的液體氧化劑通過噴注面板上的諸多直流噴注孔高速噴注進入發動機燃燒室中。發動機直流噴注面板上噴注孔的分布范圍應盡量擴大，在發動機頭腔中的噴注孔分布區域內，液體氧化劑會不斷流動。由于固液火箭發動機的液體氧化劑在輸送系統貯箱中貯存的狀態通常為常溫或者低溫，因此發動機頭腔內不斷流動的液體氧化劑可以對發動機的噴注面板起到良好的吸熱冷卻作用，該冷卻效果與液體火箭發動機中的再生冷卻效果非常類似；但由于發動機頭腔的邊緣區域液體
氧化劑流動性較差，因此冷卻效果較差。
技術實現思路
為了解決上述問題，本專利技術采用在發動機頭部的直流噴注面板與環形點火器間，安裝高硅氧-酚醛材料的環形絕熱板，有效降低發動機燃燒室內的高溫燃氣對噴注面板過量傳熱，從而對發動機的頭部形成良好熱防護效果的固液火箭發動機頭部熱防護結構，非常適用于采用氧化劑頭部直流噴注的長時間工作固液火箭發動機。本專利技術的優點在于：1、本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，采用高硅氧-酚醛環形絕熱板對發動機的噴注面板邊緣區域進行隔熱防護，該區域的液體氧化劑冷卻效果較差，容易發生過熱，而采用環形結構絕熱板既不會影響氧化劑的直流噴注，又可以對噴注面板形成良好的熱防護效果，與氧化劑冷卻效果結合可以長時間保證發動機頭部溫度在較低范圍內；3、本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，絕熱板采用錯位反向沉頭孔的方式利用螺栓分別連接發動機噴注面板和點火器，并在沉頭孔中螺栓頭上方銷入高硅氧-酚醛絕熱銷進行隔熱保護，這種結構可以保證發動機的噴注面板邊緣區域和燃燒室內高溫燃氣之間不會通過任何高熱導率材料快速傳熱，有效提高了絕熱板的隔熱效果。附圖說明圖1為本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構整體示意圖；圖2為本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構中絕熱層俯視結構圖；圖3為本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構中絕熱層側剖圖。圖中：1-直流噴注面板 2-環形點火器 3-環形絕熱板4-圓柱頭螺栓A 5-圓柱頭螺栓B 6-絕熱銷A7-絕熱銷B 8-上沉頭孔 9-下沉頭孔具體實施方式下面結合附圖對本專利技術做進一步說明。本專利技術長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，在發動機頭部的直流噴注面板1與環形點火器2間，安裝高硅氧-酚醛材料的環形絕熱板3，如圖1所示。若采用常見的長螺栓連接方式，將環形點火器2連同環形絕熱板3直接使用螺栓旋入直流噴注面板1上的螺紋孔中，則由于金屬螺栓的熱導率較高，發動機燃燒室內的高溫燃氣將很可能通過金屬螺栓將熱量快速傳遞到直流噴注面板1上。特別是在長時間工作的固液火箭發動機中，由于環形點火器2的殼體很難保持結構完整，通常采用燒蝕式設計，在環形點火器2殼體燒蝕后，長螺栓一定
會直接暴露在高溫燃氣中，甚至可能被高溫燃氣直接熔化。因此本專利技術通過下述方案實現環形絕熱板的安裝，具體為：如圖2、圖3所示，在絕熱板上下表面周向上分別均勻設計有上沉頭孔8與下沉頭孔9，且上沉頭孔8與下沉頭孔9交錯布置，位于環形絕熱板3外緣處的分度圓上。通過圓柱頭螺栓A4穿過上沉頭孔8后，與環形點火器2外緣連接法蘭上對應位置開設的螺紋孔螺紋連接固定，實現環形絕熱板3與環形點火器2間的固定。同樣通過圓柱頭螺栓B5穿過絕熱板3下沉頭孔9后，與直流噴注面板1外緣周向設計的螺紋孔螺紋連接固定，實現絕熱板3與直流噴注面板1間的固定。上述圓柱頭螺栓A4的頭部完全沉入上沉頭孔8內，使圓柱頭螺栓A4的頭部與環形絕熱板3上表面間形成空腔A，空腔A內插入絕熱銷A6并固定，且使絕熱銷A6的外端面與環形絕熱板3上表面齊平。圓柱頭螺栓B5的頭部完全沉入下沉頭孔9內，使圓柱頭螺栓B5的頭部與環形絕熱板3下表面間形成空腔B，絕熱銷B7穿過環形點火器2外緣連接法蘭上對應位置開設的通孔后，插入空腔B內并固定；且使絕熱銷B7的外端面與環形點火器2外緣連接法蘭端面齊平。上述絕熱銷A6與絕熱銷B7同樣采用高硅氧-酚醛材料制成。由此，保證了直流噴注面板1的外邊緣不與任何高熱導率的材料直接接觸。由此，采用高硅氧-酚醛絕熱材料制成的環形絕熱板3對直流噴注面板1的邊緣區域進行隔熱防護，防止發動機燃燒室內的高溫燃氣向直流噴注面板1過量傳熱。采用環形絕熱板3不會影響到發動機頭部的氧化劑直流噴注，不會給發動機的頭部結構增加過高的復雜度，同時還能針對性的對噴注面板1熱防護的薄弱環節進行保護，結合噴注面板1中心部分液體氧化劑流動吸熱的冷卻作用對發動機頭部形成良好的熱防護效果。可以起到非常好的絕熱效果，保證在固液火箭發動機較長工作時間內發動機頭部溫度不會上升過高。本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，其特征在于：在發動機頭部的直流噴注面板與環形點火器間，安裝高硅氧?酚醛材料的環形絕熱板。
【技術特征摘要】
1.一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，其特征在于：在發動機頭部的直流噴注面板與環形點火器間，安裝高硅氧-酚醛材料的環形絕熱板。2.如權利要求1所述一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，其特征在于：環形絕熱板的安裝方式為：在絕熱板上下表面周向上分別均勻設計有上沉頭孔與下沉頭孔，且上沉頭孔與下沉頭孔交錯布置，位于環形絕熱板外緣處的分度圓上；通過螺栓A穿過上沉頭孔與下沉頭...
【專利技術屬性】
技術研發人員：田輝，李承恩，孫興亮，張源俊，鞠夢賢，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：北京;11
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