一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法与流程

本发明涉及固体火箭发动机喷管，具体涉及一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法。

背景技术：

1、固体火箭发动机的喷管位于燃烧室的尾部，主要承受燃烧室产生的高温高压燃气的作用，即要承受压力，又要承受热载荷。热载荷是喷管设计考虑的关键载荷，喷管金属件必须进行足够的热防护，才能保证其不会受热失强。

2、喷管主要通过非金属件实现热防护，喷管非金属件主要有收敛段绝热层、喉衬、扩张段绝热层，其中烧蚀量最大的的部件是喉衬和扩张段绝热层。喉衬材料通常采用轴编碳/碳复合材料，材料维度在二维以上，耐烧蚀性能及力学性能较好；而扩张段绝热层一般由高硅氧布/酚醛和碳布/酚醛复合缠绕而成，材料维度为一维，力学性能相对较差。两种材料在力学性能上的差异使得在搭接处两者的烧蚀量不同，喉衬力学性能好，不易被剥蚀；而扩张段绝热层力学性能相对较差导致剥离量更大。

3、喷管扩张段绝热层一旦产生剥离，由于台阶效应，剥离量呈非线性增加，因此为保证发动机安全可靠的工作，在设计上往往与喉衬对接部位法向厚度较大，带来较大的消极质量。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，可以有效降低扩张段绝热层小端的法向烧蚀量，从而能够减小扩张段绝热层的法向设计厚度，从而降低扩张段绝热层结构质量，对提高固体火箭发动机质量比有重要意义。

2、一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，该方法实现的步骤如下：

3、步骤一：根据喷管喉部直径dt确定喉衬出口直径dx，dx满足dx≥1.26dt；

4、步骤二：计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1和耐热层径向厚度a2；

5、步骤三：根据抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1和耐热层径向厚度a2确定抗烧蚀层径向设计厚度b1和耐热层径向设计厚度b2。

6、进一步地，所述步骤一中关系式dx≥1.26dt通过归纳地面试车数据得到。

7、进一步地，所述步骤二中计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1的过程包括：根据发动机工况、喉衬出口直径dx和喷管喉部直径dt，结合batz公式预估扩张段绝热层小端的烧蚀率，其值与工作时间的乘积，得到抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1。

8、进一步地，所述步骤二中计算耐热层径向厚度a2的过程包括：考虑喷管热效应的碳化量，根据扩张段绝热层实际情况取安全系数k＝3～6，获得耐热层径向厚度a2＝k×a1。

9、进一步地，所述步骤三中抗烧蚀层径向设计厚度b1和耐热层径向设计厚度b2需满足b1≥a1，b2≥a2。

10、有益效果：

11、1、本发明在喷管扩张段绝热层设计的过程中综合考虑了发动机工况和喉衬出口直径dx，由此计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1和耐热层径向厚度a2，最后确定抗烧蚀层径向设计厚度b1和耐热层径向设计厚度b2，克服了现有喷管扩张段绝热层小端径向烧蚀量大的不足，能够有效降低扩张段绝热层小端的法向烧蚀量，从而能够减小扩张段绝热层的法向设计厚度，从而降低扩张段绝热层结构质量。

12、2、本发明根据发动机工况、喉衬出口直径dx和喷管喉部直径dt，结合batz公式预估扩张段绝热层小端的烧蚀率，其值与工作时间的乘积得到抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1，考虑喷管热效应的碳化量，根据扩张段绝热层实际情况取安全系数k＝3～6，获得耐热层径向厚度a2，由于省却了常规设计方法中的试验验证环节，由此实现了扩张段绝热层的快速设计。

13、3、本发明的扩张段绝热层设计方法通过三个步骤即可完成对抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1、耐热层径向厚度a2、抗烧蚀层径向设计厚度b1和耐热层径向设计厚度b2这四个参数的确定，丰富了扩张段绝热层的设计理论，提高了扩张段绝热层可靠性；同时为扩张段绝热层轻质化设计提供了理论依据。

技术特征：

1.一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，其特征在于，该方法实现的步骤如下：

2.如权利要求1所述的一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，其特征在于，所述步骤一中关系式dx≥1.26dt通过归纳地面试车数据得到。

3.如权利要求2所述的一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，其特征在于，所述步骤二中计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1的过程包括：根据发动机工况、喉衬出口直径dx和喷管喉部直径dt，结合batz公式预估扩张段绝热层小端的烧蚀率，其值与工作时间的乘积，得到抗烧蚀层径向烧蚀厚度a1。

4.如权利要求3所述的一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，其特征在于，所述步骤二中计算耐热层径向厚度a2的过程包括：考虑喷管热效应的碳化量，根据扩张段绝热层实际情况取安全系数k＝3～6，获得耐热层径向厚度a2＝k×a1。

5.如权利要求3或4所述的一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，其特征在于，所述步骤三中抗烧蚀层径向设计厚度b1和耐热层径向设计厚度b2需满足b1≥a1，b2≥a2。

技术总结本发明公开了一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，属于固体火箭发动机喷管技术领域。该方法实现的步骤如下：步骤一：根据喷管喉部直径Dt确定喉衬出口直径Dx，Dx满足Dx≥1.26Dt；步骤二：计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度A1和耐热层径向厚度A2；步骤三：根据抗烧蚀层径向烧蚀厚度A1和耐热层径向厚度A2确定抗烧蚀层径向设计厚度B1和耐热层径向设计厚度B2。本发明可以有效降低扩张段绝热层小端的法向烧蚀量，从而能够减小扩张段绝热层的法向设计厚度，从而降低扩张段绝热层结构质量，对提高固体火箭发动机质量比有重要意义。技术研发人员：王才,刘长猛,李国才,刘凯,张镇国,王飞,曹琪,车宇,汪海滨,韩学群,生志斐,严博燕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：2024/7/29