一种高超声速导弹发动机定位孔热防护机构及方法

技术领域

本发明属于导弹热防护技术领域，具体涉及一种用于与适配器连接的高超声速导弹发动机定位孔的热防护机构及热防护机构方法。

背景技术

随着技术进步，导弹裸露、采用导轨发射逐渐被桶箱式发射器代替。其中，车载舰载平台发射多采用筒弹发射分离方式，使用适配器进行发射。适配器又称侧向减震支撑系统，是导弹和发射筒(箱)之间的接触支撑结构，在停放和运输中，对导弹起到支撑减缓震动、冲击的作用；在导弹发射过程中，还起到导向、降低发射初始扰动的作用。

为克服导弹在发射筒(箱)中移动时，适配器因适应摩擦、与弹体固定位置变化，适配器与火箭发动机多采用插销式分瓣衬垫结构进行周向和轴向位置固定，由此导弹弹体上设置定位孔。适配器完成工作后通过弹抛方式与弹体迅速分离，弹体定位孔暴露。对于高超声速导弹，高马赫数飞行时，导弹气动加热显著，定位孔处形成强烈的气流扰动，对应气动热较弹体平滑部位高出一倍以上，表面温度可达到上千摄氏度，火箭发动机结构发生高温热失效，采用复合材料壳体结构的火箭发动机定位孔局部会在几十秒内发生结构破坏，严重影响火箭发动机的承载能力，甚至导致局部结构热破坏而引起损毁。

为了解决定位孔导致的热破坏，目前在定位孔内装配具有隔热作用的保护套，使气动热引起的结构高温区域限定在隔热衬套截面范围，在一定程度上缓解了7马赫以内、百秒内短时间飞行的适配器定位孔防热问题。但此改善方式对于7马赫以上、数百秒以上长时间飞行的导弹适配器定位孔热防护问题仍不能有效解决。

发明内容

针对现有技术所存在的高超声速导弹发动机适配器定位孔的气动热防护问题，本发明的目的是提供一种新型的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构及热防护方法，采用一种“弹簧—堵塞”形式的防护结构，在满足导弹适配器装配定位需要的同时，实现适配器分离后，弹体外露定位孔封堵，改善局部气动热环境。并利用堵塞的高抗烧蚀隔热性能，达到导弹发动机适配器定位孔有效热防护的目的，避免高热流环境对适配器定位孔周边结构的破坏。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种高超声速导弹发动机定位孔热防护机构，包括：

隔热塞，位于发动机机体的基孔内，包括挡圈、封堵面，隔热塞与适配器定位销接触，可下移使适配器定位销插入定位孔；隔热塞底部安装有弹簧，可在适配器抛离时受弹力复位，挡圈受发动机机体或其附属连接件限制无法脱出；封堵面与外防热层形状一致，

定位底座，安装在发动机基孔或基孔附属连接件上，对弹簧进行定位，

弹簧，位于隔热塞与定位底座之间。

进一步地，所述隔热塞材料为以下至少之一：高硅氧—酚醛复合材料，石英—酚醛复合材料、耐热腻子、陶瓷复合材料，为高硅氧—酚醛复合材料，石英—酚醛复合材料、耐热腻子时通过模压工艺整体成型；为陶瓷复合材料时通过机加工成型。

进一步地，所述定位底座包括第一螺纹、限位槽、第一齿槽，第一螺纹为外螺纹，通过第一螺纹与基孔或基孔附属连接件固定，内侧设置有限位槽与弹簧配合，隔热塞底部也设置有定位柱与弹簧配合，定位底座底部设置有第一齿槽方便拆装。

进一步地，还包括套筒，所述套筒外部设置有第一螺纹，通过第一螺纹安装在基孔内；顶部设置有支承法兰，支承法兰与机体安装孔配合；支承法兰上设置有第二齿槽方便拆装；套筒内部为导向孔，隔热塞安装在所述导向孔内，导向孔顶部设置有限位环对隔热塞限位。

进一步地，所述隔热塞、套筒导向孔的截面形状与适配器定位销截面形状一致，形状为以下之一：圆形、多边形、椭圆形。

进一步地，所述套筒顶部外侧安装有支撑环，所述支撑环安装在机体表面；紧固螺栓穿过支撑环的安装孔、机体，通过螺母锁紧在机体上，从而对套筒进行固定。

进一步地，所述定位底座为筒形，筒内设置有限位柱插接在弹簧内，定位底座位于机体内，定位底座套接在套筒外侧底部。

相应地，公开一种高超声速导弹发动机定位孔热防护方法，包括以下步骤：

S1.导弹发动机与适配器安装时，适配器的定位销插入安装孔，压缩隔热塞，实现周向和轴向的定位；

S2.适配器分离过程中，受压缩的弹簧得到释放，推动隔热塞沿定位孔向外侧运动，隔热塞对发动机定位孔封堵，隔热塞与发动机外防热层其他部分保持一致；

S3.隔热塞在导弹高速运动过程中，通过自身材料的隔热性，对发动机定位孔位置进行热防护。

本发明的有益效果：

本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构及方法，自动化加工，在保留发动机定位孔功能的前提下，避免了导弹发动机在适配器抛离后，定位孔直接暴露在外界大气环境中导致的过热现象。通过弹簧推动隔热塞移动，达到封堵定位孔的目的，能够在导弹超声速飞行过程中避免高速气流的干扰，显著降低局部气动加热，有利于结构热防护，同时利用隔热塞材料的防隔热性能，保护内部承载结构处于使用温度范围内，有效解决了导弹在7马赫以上数百秒以上长时间飞行的导弹发动机适配器定位孔热防护问题。

附图说明

图1本发明所述的高超声速导弹发动机的机体(局部)、外防热层与隔热塞的立体示意图；

图2为本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构不含套筒的实施例一的剖视示意图；

图3为本发明所述的机体(局部)、外防热层与隔热塞的俯视示意图与沿A-A的剖视示意图；

图4为图3的B部分在不与适配器连接时的局部放大示意图；

图5为图3的B部分在与适配器连接时的局部放大示意图；

图6为本发明所述的隔热塞、定位底座、套筒的装配爆炸示意图；

图7为本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构在适配器连接部位截面为异形的实施例三的的剖视示意图。

图8为本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构在最大热流490KW/㎡的风洞实验后照片；

图9为本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构在最大热流2400KW/㎡的风洞实验后照片。

图中：1、外防热层；2、机体；3、隔热塞；301、挡圈；302、封堵面；4、基孔；5、弹簧；6、定位底座；601、第一螺纹；602、限位槽；603、第一齿槽；7、套筒；701、第二螺纹；702、第二齿槽；703、支承法兰；8、紧固螺栓；9、支撑环。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例详细描述一下本发明的具体内容。

实施例一：

如图1、2所示，一种高超声速导弹发动机定位孔热防护机构，包括：隔热塞3、定位底座6、弹簧5。隔热塞3位于发动机机体2的基孔4内，包括挡圈301、封堵面302，隔热塞3与适配器定位销接触，可下移使适配器定位销插入定位孔；隔热塞3底部安装有弹簧5，可在适配器抛离时受弹力复位；封堵面302与外防热层1形状一致。此时机体的基孔4，也就是定位孔，顶部应设置有缩小的限位环，挡圈301受限位环限制，避免隔热塞3的脱出。定位底座6直接安装在发动机基孔4上，对弹簧5进行定位。弹簧5位于隔热塞3与定位底座6之间，隔热塞3底部设置有限位柱，定位底座6内部设置有限位槽2，两者共同作用定位弹簧5。

所述隔热塞3材料为以下至少之一：高硅氧—酚醛复合材料，石英—酚醛复合材料、耐热腻子、陶瓷复合材料，为高硅氧—酚醛复合材料，石英—酚醛复合材料、耐热腻子时通过模压工艺整体成型；为陶瓷复合材料时通过机加工成型。

实施例二：

如图3-5所示，此实施例与实施例一的区别是，增加了套筒7。套筒7内孔与外侧面为圆形，安装在基孔4内，所述套筒7外部设置有第二螺纹701，通过第二螺纹701安装在基孔4内；顶部设置有支承法兰703，支承法兰703与机体2安装孔配合；支承法兰703上设置有第二齿槽702方便拆装；套筒7内部为导向孔，隔热塞3安装在所述导向孔内，导向孔顶部设置有限位环对隔热塞3限位。

如图6所示，定位底座6相应调整，改为安装在套筒7内。所述定位底座6包括第一螺纹601、限位槽602、第一齿槽603，第一螺纹601为外螺纹，通过第一螺纹601与基孔4或基孔4附属连接件固定，内侧设置有限位槽602与弹簧5配合，隔热塞3底部也设置有定位柱与弹簧5配合，定位底座6底部设置有第一齿槽603方便拆装。

实施例三：

此实施例与实施例二的区别是，所述隔热塞3、套筒7导向孔的截面形状与适配器定位销截面形状一致，为多边形或椭圆形，如三角形、正方形、五边形等。此时的安装方式要改变，不便于通过螺纹的方式与基孔4连接。如说明书附图7所示，所述套筒7顶部外侧安装有支撑环9，所述支撑环9安装在机体2表面；紧固螺栓8穿过支撑环9的安装孔、机体2，通过螺母锁紧在机体2上，从而对套筒7进行固定。所述定位底座6为筒形，筒内设置有限位柱插接在弹簧5内，定位底座6位于机体2内，定位底座6套接在套筒7外侧底部。

相应地，如图4、5所示，公开一种高超声速导弹发动机定位孔热防护方法，包括以下步骤：

S1.导弹发动机与适配器安装时，适配器的定位销插入安装孔，压缩隔热塞3，实现周向和轴向的定位；

S2.适配器分离过程中，受压缩的弹簧5得到释放，推动隔热塞3沿定位孔向外侧运动，隔热塞3对发动机定位孔封堵，隔热塞3与发动机外防热层1其他部分保持一致；

S3.隔热塞3在导弹高速运动过程中，通过自身材料的隔热性，对发动机定位孔位置进行热防护。

本发明的工作原理：

导弹高超声速飞行时，空气相对于导弹呈高超声速流动，表面凹孔会使气流产生强烈干扰，在定位孔迎向气流的方向形成强制压缩，对应气动热达到发动机光滑表面的1.5～3.0倍，定位孔周边会产生数千摄氏度的高温，远超出发动机结构使用材料的许用温度(高强钢许用温度≤400℃、复合材料许用温度≤150℃)，严重影响火箭发动机承载能力。同等热环境下未采用隔热衬套时，数千摄氏度高温甚至会造成局部结构热破坏，危害导弹飞行安全；采用隔热衬套结构时，隔热衬套自身发生热分解或烧蚀，能够有限保护发动机结构处于许用温度范围，该限度在飞行不高于7马赫、飞行时间百秒以内。但是随导弹飞行速度超过7马赫，飞行时间达到数百秒以上时，隔热衬套受面积限制，防热效果不能满足发动机结构热防护的需要，定位孔周边发动机结构依然存在超出许用温度的情况。

本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构，采用一种“弹簧5—堵塞”结构，在适配器分离过程中，利用弹簧5弹力将隔热塞3沿定位孔推至与发动机外表面平齐，对定位孔进行封堵，避免发动机表面凹孔对超声速气流的干扰，使气动热降低至与发动机光滑表面相当的水平。同时利用隔热塞3材料的隔热性能实现热防护，保护发动机结构处于许用温度范围以内，实现导弹发动机适配器定位孔有效热防护的目的。

套筒7结构见图6所示，包括第二螺纹701、第二齿槽702、支承法兰703，第二螺纹701作为紧固外螺纹。支承法兰703和第二螺纹701用于套筒7与发动机结构的法向限位和固定，通过套筒7定位法兰与发动机结构基孔4端面对齐，限定装配外凸尺寸，实现隔热塞3外表面与发动机外表防热层平整，从而控制外形面，支承法兰703的外缘留有第二齿槽702，是装配拧紧力矩的作用点；套筒7内限位环用于隔热塞3法向限位，并作为适配器定位孔实现定位销与发动机结构轴向和环向定位；套筒7导向孔实现隔热塞3沿法向运动导向，适应配器定位销装配空间要求，内螺纹用于定位底座6装配。套筒7可以使用金属材料或工程塑料加工成型，材料的选用应根据选用弹簧5的最大压缩量、弹力系数和定位套筒7壁厚进行确定，一般应保证在弹簧5最大压缩量对应弹力下，套筒7的应力不大于材料许用应力的2/3。支承法兰703的直径应较第二螺纹701公称直径偏大3～5mm，第二螺纹701扣数应不少于6，第二螺纹701的小径应大于定位套筒71外径D0。限位环内经由适配器定位销外径决定，采用间隙配合，限位环厚度一般取用2～5mm，导向孔直径由隔热塞3的挡圈301直径决定。导向孔长度由弹簧5自由伸长时的长度决定，一般取相同值，以保证满足适配器定位销装配时弹簧5具有充足压缩空间，内螺纹的小径应不小于导向孔内径，螺纹扣数不少于5，第二齿槽702不能与第二螺纹701干涉，数量和尺寸可根据装配操作需要自行确定。

隔热塞3结构见附图4、附图6，包括挡圈301、封堵面302。封堵面302主要承担对气动热的防隔热作用，在弹簧5推动下运动到限定位置，实现适配器定位孔封堵，在导弹飞行时实现气动热防护，保护周边发动机结构处于正常工作温度范围。挡圈301用于隔热塞3的限位，与套筒7导向孔配合限制防止隔热塞3的轴向和周向位置，保证隔热塞3封堵位置准确，与套筒7限位环配合限制堵塞法向运动，保证封堵面302与发动机外防热表面平齐，提高工作可靠性。隔热塞3的材料可使用高硅氧/酚醛，石英/酚醛或高强度耐热腻子，通过模压工艺整体成型；也可以使用防热陶瓷复合材料，通过机加工成型。挡圈301的尺寸由套筒7限位环内径、厚度和火箭发动机外防热层1厚度决定，挡圈301直径应较堵头直径偏大1～3mm，下凸台用于弹簧53定位，装配时装入弹簧5的导向孔。

弹簧5用于推动隔热塞3沿套筒7导向孔向外运动，是机构运动的动力来源。弹簧5长度选用时应考虑隔热塞3的最大运动距离、弹簧5预紧压缩量和弹簧5最大允许压缩量三者之间的平衡。一般情况下，隔热塞3最大运动距离与弹簧5预紧压缩量的和值应不大于弹簧5最大允许压缩量。

定位底座6结构见附图4、附图6，包括限位槽602、第一螺纹601、第一齿槽603，使用金属材料或工程塑料。限位槽602与弹簧5外侧配合，与隔热塞3下凸台处于同轴状态，在配合后限位弹簧5轴向位置，第一螺纹601用于定位底座6与套筒7的连接，同时通过控制螺纹拧入深度调整弹簧5预紧压缩量，达到控制预紧力、消除限位环与挡圈301接触间隙的目的，第二齿槽702用于装配中施加预紧力，其结构形式可采用一字槽，十字槽，三角槽，内六角槽等。

需要注意的，套筒7限位环的形状可以根据适配器定位销投影形状进行调整，隔热塞3的堵头形状可以根据定位套筒7限位环形状进行调整，保证彼此之间配合性。隔热塞3的结构采用整体式、凸台结构，是为了降低小型结构件的成本，在不计成本目标前提下，不限于文中结构，也可以采用分体结构，隔热塞3对弹簧5定位也可以采用沉槽、卡环等结构。定位底座6底部结构不限于槽结构，在结构尺寸允许情况下可以使用凸台、侧向销等结构。

本发明的工作过程：

以实施例二为例，各零件进行组装后使用：将隔热塞3沿定位套筒7的导向孔填入，再填入弹簧5，最后将定位底座6拧入定位套筒7内螺纹，完成组装。

组装后，利用定位套筒7外紧固螺纹拧入发动机结构预留的基孔4，实现与发动机装配，通过定位套筒7定位法兰与发动机结构基孔4端面对齐，限定装配外凸尺寸，实现热防堵塞外表面与发动机外壳防热层平整，从而控制外形面。导弹高超声速飞行过程中，隔热塞3控制导弹飞行中发动机定位孔局部气动热环境与发动机光滑表面处于相当量级，达到改善热环境的目的。利用隔热塞3材料的防隔热性能，抵抗气动加热，保护适配器定位孔周边发动机结构处于许用温度范围，实现气动热防护目标。

如图8、图9，对本发明所述的高超声速导弹发动机定位孔热防护机构在相应气动热环境下进行了热防护性能仿真。制作模拟试验件，使用风洞实验进行了最大热流490KW/㎡和2400KW/㎡，总加热量62000KJ/㎡(为导弹飞行对应气动热的120％以上)下的考核验证，最高表面温度达到1471℃，堵塞结构完整，发动机适配器孔外表面最大温度由1200℃～1700℃降低800℃～1400℃，发动机承载结构局部温度由400℃～900℃降低至100℃～150℃。承载结构对应温度在95℃～110℃以内，低于承载结构最高使用温度，满足气动热防护要求，实现封孔、达到热防护目的。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，上述实施方式只为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并加以实施，并不能以此限制本发明的保护范围，凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围内。