The invention discloses a thermal protection system heat insulation material ablation simulation subsonic nozzle, which comprises a shell (1), a rear section of the nozzle (2), a throat lining (3) and a lining (4); the inner steps of the rear section of the nozzle (2) are sleeved with a throat lining (3), one end of the gas outlet of the shell (1) is provided with a ring-shaped step hole, the rear section of the nozzle (2) is fixed in the step hole, and the lining (4) is sleeved in the shell (1 Inside. The invention solves the problem that it is difficult to simulate and observe the ablation process of the pulse thermal protection material of the dual pulse engine I, at the same time, the pressure can be maintained by using the simulation nozzle to ensure the normal combustion of the charge.
【技术实现步骤摘要】
热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速喷管
本专利技术属于双脉冲发动机热防护系统试验研究领域，特别是一种热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速喷管。
技术介绍
固体火箭发动机因其结构简单,使用方便,工作可靠等优良特性,在各类武器系统中得以广泛应用。但随着航空航天领域的逐步发展，传统固体火箭发动机推力不可中断和调控的固有缺陷愈发凸显，尤其是将其与液体火箭发动机优越的可控性相比时。因此，对固体火箭发动机可控性技术的研究尤为重要。经过现代化战争和导弹武器系统之间的双向促进，固体火箭发动机技术的最新研究成果——双脉冲固体火箭发动机应运而生。双脉冲发动机具备多次启动的能力，突出防区外发射，强调弹道可变性，毫无疑问，其针对固体火箭发动机的固有缺陷提出了一种良好的解决方案。双脉冲发动机用具有阻燃隔热功能的级间隔离装置将固体火箭发动机分成两个相对独立的燃烧室，拥有独立的点火系统，控制系统可分别控制两个燃烧室先后点火启动，达到推力可控多次启动的效果。双脉冲发动机工作过程中燃烧室需长时间承受3000K以上的热载荷及10MPa以上的内压载荷作用，且随着高能推进剂的使用，和高比冲发动机的设计，燃烧室内温和压力载荷必将进一步提升。为确保双脉冲发动机可靠工作，脉冲隔离装置的软质隔层设计至关重要，防热结构厚度不足，将导致壳体过度升温，危及结构完整性；反之，防热结构设计冗余，将造成发动机消极质量增加，严重影响发动机工作性能。因此，需要设计一种双脉冲热防护系统绝热材料烧蚀模拟喷管，对双脉冲发动机的热防护结构设计提供参考。专利技术内...
【技术保护点】
1.一种热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速喷管，其特征在于：该喷管包括壳体（1）、喷管后段（2）、喉衬（3）和内衬（4）；喷管后段（2）内部台阶套有喉衬（3），壳体（1）气体出口一端设有环状阶梯孔，喷管后段（2）固定于该阶梯孔内，内衬（4）套在壳体（1）内。/n
【技术特征摘要】
1.一种热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速喷管，其特征在于：该喷管包括壳体（1）、喷管后段（2）、喉衬（3）和内衬（4）；喷管后段（2）内部台阶套有喉衬（3），壳体（1）气体出口一端设有环状阶梯孔，喷管后段（2）固定于该阶梯孔内，内衬（4）套在壳体（1）内。
2.根据权利要求1所述的热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速喷管，其特征在于：壳体（1）、喷管后段（2）采用高强度的45钢材料，喉衬（3）采用石墨，内衬（4）采用三元乙丙橡胶。
3.根据权利要求1所述的热防护系统绝热材料烧蚀模拟亚音速...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄波，李映坤，陈雄，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。