[发明专利]喷管系统

说明书

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。

技术领域

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

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。

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。

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

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。

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；

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；

延伸喷管部的内外壁面分别形成第一内型面、第一外型面；

延伸法兰部上设置有光孔。

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。

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。

优选地，所述第一内型面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。

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；

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。

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。

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。

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；