一种大尺寸火箭发动机喷管及其一体组合式制造工艺方法
本发明公开了一种大尺寸火箭发动机喷管，包括：所述喷管由内向外，依次包括：内烧蚀层，其缠绕在缠绕芯模上；内隔热层，其缠绕在所述内烧蚀层上；金属壳体，其匹配设置在所述内隔热层上，所述金属壳体与所述内隔热层外型面之间设置有间隙；外烧蚀层和外隔热层，其依次设置在所述金属壳体的一端；喉衬，其匹配固定设置在所述内烧蚀层、内隔热层、金属壳体、外烧蚀层、外隔热层一端的端面上。本发明还提供一种大尺寸火箭发动机喷管一体组合式制造工艺方法，采用近型成型的方法进行喉衬粘接，降低制造成本提高生产效率，金属壳体的预埋过程中，通过壳体加压工装缝隙的控制，保证壳体预埋粘接的精度。
发明专利
CN202311570693.3
2023-11-23
CN117552896A
2024-02-13
F02K9/97(2006.01)
长春长光宇航复合材料有限公司
商伟辉;丁方胜;王利彬;尤洋;陈冠言;李伏雨
130000 吉林省长春市北湖科技开发区盛北小街999号
北京远大卓悦知识产权代理有限公司
刘小娇
吉林;22
1.一种大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述喷管由内向外，依次包括： 内烧蚀层，其缠绕在缠绕芯模上； 内隔热层，其缠绕在所述内烧蚀层上； 金属壳体，其匹配设置在所述内隔热层上，所述金属壳体与所述内隔热层外型面之间设置有间隙； 外烧蚀层和外隔热层，其依次设置在所述金属壳体的一端； 喉衬，其匹配固定设置在所述内烧蚀层、内隔热层、金属壳体、外烧蚀层、外隔热层一端的端面上。 2.根据权利要求1所述的大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述内烧蚀层和所述内隔热层为预浸料缠绕成型。 3.根据权利要求2所述的大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述金属壳体上设置有立柱，其将所述立柱将所述金属壳体分为左右相邻的小端部和大端部。 4.根据权利要求3所述的大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述外烧蚀层和所述外隔热层设置在所述立柱和所述小端部之间。 5.根据权利要求4所述的大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述金属壳最小内径为0.95～2.25，所述金属壳与所述内隔热层之间的间隙为0.1～0.3mm。 6.根据权利要求5所述的大尺寸火箭发动机喷管，其特征在于，所述喉衬内径为0.45～1.5m，出口段直径为3～4m，高度为3,8～5m，总重量为4t～10t，最大外径为1,2～2.5m。 7.一种大尺寸火箭发动机喷管的一体组合式制造工艺方法，其特征在于，使用权利要求1-6任意一项所述的大尺寸火箭发动机喷管的一体组合式制造工艺方法，包括： 步骤一、制备内烧蚀层和内隔热层，将两种预浸料分别在缠绕芯模上缠绕成型后进行热压固化，使内烧蚀层和内隔热层固定； 步骤二、将金属壳体与内烧蚀层内隔热层的外型面进行加工适配，适配过程保证金属壳体小端内柱面和大端内锥面与内隔热层外型面保留0.1～0.3mm的粘接间隙，适配过程采用等厚度占位垫片； 步骤三、进行金属壳体与内烧蚀层内隔热层的粘接预埋； 步骤四、在金属壳体的小端部和立柱之间的空间制备外烧蚀层外隔热层，采用预浸料缠绕成型后进行热压固化，得到喷管本体； 步骤五、制备喉衬，将喉衬的外型面相对于模具形成的外型面向喉衬内部偏置0.1mm； 步骤六、进行喉衬粘接，将喷管本体的一端作为与粘接面，与喉衬进行粘接压配，完成后拆除工装和模具，得到发动机喷管。 8.根据权利要求7所述的大尺寸火箭发动机喷管的一体组合式制造工艺方法，其特征在于，所述缠绕芯模包括芯模首段和芯模尾段，所述芯模首段为殷钢材质，并对所述芯模首段的外型面进行毛化处理。 9.根据权利要求8所述的大尺寸火箭发动机喷管的一体组合式制造工艺方法，其特征在于，所述金属壳体与内烧蚀层内隔热层之间以及所述喉衬与喷管本体之间均采用双组分溶剂型耐高温胶粘剂。 10.根据权利要求9所述的大尺寸火箭发动机喷管的一体组合式制造工艺方法，其特征在于，所述步骤一和步骤四中的热压过程采用热压釜和液压釜。