一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构的制作方法

本发明涉及固体火箭发动机药柱头部满装填，具体涉及一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构。

背景技术：

1、固体火箭发动机药柱头部满装填技术是提高发动机质量比的一种有效手段。在头部满装填发动机中，由于药柱没有中孔，常用的头部点火装置不能使用，因而只能采用尾部点火的方案。目前常用的尾部点火器为局部点火，点火燃气逐渐充满空腔从而点燃发动机药面，使发动机工作，此种点火方式对发动机药面点燃时间不均，发动机加速性较差。对于尺寸较大的头部满装填发动机而言，为满足发动机的加速性要求，通常尾部采用环形点火装置，点火孔环向均布，尽可能将药面同时点燃。其中，就要涉及尾部环形点火装置与喷管的连接问题。

2、固体火箭发动机常用的连接方式包括螺纹连接、法兰连接、销钉连接、卡环连接等。喷管内型面为非金属材料，头部满装填发动机需要在喷管非金属材料上将尾部环形点火装置固定，既需要保证连接可靠，又需要保证良好的隔热性能。因此，需要提供一种有效的连接方式，满足尾部环形点火器的安装需求。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，能够将尾部环形点火装置可靠固定，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度。

2、一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；

3、所述尾部环形点火装置与固定体绝热层接触的表面上加工n个圆柱形凸台，圆柱形凸台上加工径向的螺纹孔；

4、所述固定体绝热层的端面上加工n个圆柱形凹槽，圆柱形凹槽上加工径向的通孔，通孔贯穿凹槽内腔和固定绝热层的内表面；

5、所述金属壳体的内表面上加工环形凹槽，环形凹槽的底面与固定体绝热层的端面平齐，两者共同构成容纳尾部环形点火装置空腔的底面；

6、所述尾部环形点火装置装入金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔内，尾部环形点火装置的圆柱形凸台嵌入固定体绝热层的圆柱形凹槽内，所述螺钉穿过圆柱形凹槽上径向的通孔将尾部环形点火装置与固定体绝热层锁紧，所述绝热堵头安装在径向通孔的入口处将其封闭。

7、进一步地，所述螺钉采用金属材料，绝热堵头采用硬质绝热材料。

8、进一步地，所述螺钉的材料为不锈钢0cr17ni4cu4nb，绝热堵头的材料为高硅氧纤维/酚醛模压材料。

9、进一步地，所述绝热堵头在插入固定体绝热层的径向通孔之前涂抹944a胶，安装完成后在安装表面涂抹ma201密封胶。

10、进一步地，所述尾部环形点火装置上圆柱形凸台的长度为l1，直径为d2；所述螺钉的长度为l2；所述绝热堵头的长度为l3，直径为d3；所述固定体绝热层上圆柱形凹槽的长度l1，直径为d2，径向通孔的直径为d3；上述尺寸关系需满足(l2+l3)＜(d2+l4)、(d2+3)＜l2，且绝热层堵头与固定体绝热层为过盈配合，过盈量为0.01mm～0.03mm。

11、有益效果：

12、1、本发明通过在固定体绝热层上加工圆柱形凹槽的形式来固定尾部环形点火装置，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度；由于金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔实现了尾部环形点火装置的径向限位，螺钉实现对尾部环形点火装置的轴向限位，因此能将尾部环形点火装置可靠的固定，从而实现头部满装填发动机的尾部可靠点火。

13、2、本发明的螺钉采用金属材料，使得尾部环形点火装置与固定体绝热层之间具有较好的连接强度；绝热堵头采用硬质绝热材料，能够利用绝热堵头对螺钉进行热防护，有效避免点火瞬间的高温使螺钉失强。

14、3、本发明的尺寸关系需满足(l2+l3)＜(d2+l4)、(d2+3)＜l2，且绝热层堵头与固定体绝热层为过盈配合，过盈量为0.01mm～0.03mm，上述尺寸约束能够在保证固定体绝热层强度的前提下确保尾部环形点火装置与固定体绝热层之间的连接可靠性。

技术特征：

1.一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，其特征在于，包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；

2.如权利要求1所述的一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，其特征在于，所述螺钉采用金属材料，绝热堵头采用硬质绝热材料。

3.如权利要求2所述的一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，其特征在于，所述螺钉的材料为不锈钢0cr17ni4cu4nb，绝热堵头的材料为高硅氧纤维/酚醛模压材料。

4.如权利要求3所述的一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，其特征在于，所述绝热堵头在插入固定体绝热层的径向通孔之前涂抹944a胶，安装完成后在安装表面涂抹ma201密封胶。

5.如权利要求3或4所述的一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，其特征在于，所述尾部环形点火装置上圆柱形凸台的长度为l1，直径为d2；所述螺钉的长度为l2；所述绝热堵头的长度为l3，直径为d3；所述固定体绝热层上圆柱形凹槽的长度l1，直径为d2，径向通孔的直径为d3；上述尺寸关系需满足(l2+l3)＜(d2+l4)、(d2+3)＜l2，且绝热层堵头与固定体绝热层为过盈配合，过盈量为0.01mm～0.03mm。

技术总结本发明公开了一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，属于固体火箭发动机药柱头部满装填技术领域。连接结构包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；金属壳体的内表面上加工环形凹槽，环形凹槽的底面与固定体绝热层的端面平齐，两者共同构成容纳尾部环形点火装置空腔的底面；尾部环形点火装置装入金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔内，尾部环形点火装置的圆柱形凸台嵌入固定体绝热层的圆柱形凹槽内，螺钉穿过圆柱形凹槽上径向的通孔将尾部环形点火装置与固定体绝热层锁紧，绝热堵头安装在径向通孔的入口处将其封闭。本发明能够将尾部环形点火装置可靠固定，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度。技术研发人员：王才,刘长猛,李国才,张镇国,车宇,董新刚,汪海滨,刘凯,赵康,靳瑞斌,宋孟奇受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/23