具体实施方式

下面根据具体的实施例，结合附图针对本发明进行详细说明。应当理解，此处所述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

图1为本发明实施例提供的矩形截面喷管的结构示意图。

本发明实施例的矩形截面喷管包括：喷管本体1、环向加强筋2、隔热板3金属罩4以及隔热毡5；环向加强筋2环绕设置在喷管本体1后部区域外表面；金属罩4设置在喷管本体1入口区域外表面；隔热板3包覆在喷管本体1外壁；喷管本体出口外侧与飞行器机体隔框之间填充隔热毡。

其中，喷管本体1为矩形截面流道；喷管本体采用碳/碳-碳化硅复合材料。喷管本体采用碳/碳-碳化硅复合材料，可以承受接近2000K的高温含氧燃气环境。矩形截面流道可以实现喷管与机体的高效空间匹配。

在一种可选地实施例中，喷管本体的矩形截面的四角圆角化处理；矩形截面面积由喷管本体入口到所述喷管本体出口逐渐变大；矩形截面的四角圆角的半径由喷管本体入口到喷管本体出口逐渐变大。

圆角化的类矩形截面，在不改变流道气动性能的前提下，有效降低喷管四个角部位的结构应力集中。并且从矩形喷管本体入口到喷管本体出口采用逐渐增大的圆角，可兼顾与飞行器一体化和结构抗变形要求。

在一种可选地实施例中，喷管本体入口为法兰结构，喷管本体出口为平直结构，喷管本体为变壁厚结构。

喷管本体采用变壁厚结构，适应喷管内压入口到出口降低的工作环境，且有利于将喷管重心向前调整，提高喷管入口法兰承载能力。喷管本体入口端为法兰结构，实现喷管与燃烧室的连接，出口为平直段，确保与飞行器舱体的匹配。喷管入口靠近法兰部位采用金属罩补强，可以降低复合材料喷管本体法兰根部的应力集中，提高喷管承受过载、振动和冲击能力。

在一种可选地实施例中，喷管本体中除所述法兰和出口平直段外的壁面厚度，由所述喷管本体入口到所述喷管本体出口逐渐减薄。可选地，喷管本体壁面厚度由12mm逐渐减小至6mm。

在一种可选地实施例中，环向加强筋为碳纤维/酚醛复合材料。

喷管后部区域设置碳纤维/酚醛复合材料环向加强筋，可以在不显著增加重量的前提下，提高喷管本体后部强度和刚度，提高结构承载能力，减小结构变形。加强筋间隔分布，间隔距离与加强筋宽度尺寸大致相当。

在一种可选地实施例中，金属罩为高温合金材质；金属罩为拓扑外形结构；金属罩入口的法兰根部设置有加强肋，金属罩的四个角凸出，中间部分内凹；金属罩的壁面厚度由金属罩入口至所述金属罩出口厚度逐渐减小。

金属罩依据喷管本体构型和力热环境，采用变壁厚及拓扑外形，满足喷管减振和变形匹配。

在一种可选地实施例中，隔热板为纳米多孔气凝胶隔热复合材料。

喷管本体外部包覆了纳米多孔气凝胶隔热复合材料的隔热板，可以将喷管外壁温度控制在150℃以下，确保飞行器舱内环境温度满足周围设备的工作环境温度要求。

在一种可选地实施例中，隔热毡为硅酸铝纤维基体材料。

喷管装配状态下，入口通过燃烧室连接实现固定，出口没有强连接，出口平直段外侧与飞行器机体隔框间填充隔热毡。在工作状态下，喷管出口为高温燃气，喷管承受大量级的振动、冲击。硅酸铝纤维基体材料的隔热毡具有较好的隔热作用，可以隔离喷管出口高温燃气；同时隔热毡具有较大的可压缩性，可以有效隔离喷管出口燃气、减缓振动和冲击的量级。

本发明实施例提供的矩形截面喷管，第一方面，喷管本体采用碳/碳-碳化硅复合材料，具有耐高温、耐高热流燃气以及轻质化特点；第二方面，喷管本体出口设置环向加强筋，可提高喷管出口刚度和承受内压力能力；第三方面，喷管本体外壁包覆隔热板，将喷管外部温度降低到飞行器设备可承受范围；喷管本体入口安装金属罩，喷管出口端与飞行器舱体间填充隔热毡，具有良好的减振效果。

下面结合具体实例，以为火箭基组合循环发动机设置喷管为例进行说明：

(1)根据发动机型面设计结果，确定喷管内流道为二维扩张型面，内流道入口高度H＝150mm，宽度W＝230mm；出口高度490mm，宽度W＝360mm；内流道四条棱线变径圆角化，从入口到出口圆角半径由R8过渡到R15；

(2)喷管本体采用碳/碳-碳化硅陶瓷基复合材料，入口根据安装要求设计为法兰，出口根据飞行器安装要求设计为平直段，主体部分为变壁厚结构，由入口到出口，喷管本体壁面厚度由12mm减小至6mm。

(3)喷管本体后部采用碳纤维/酚醛复合材料环向加强筋，加强筋共4道，出口平直段加强筋宽度与平直段相当，其他3道加强筋宽度50mm，间隔50mm，加强筋厚度5mm；

(4)喷管入口法兰附近设置金属罩，金属罩采用高温合金材料。金属罩入口段为法兰结构，与喷管入口法兰接口匹配，法兰根部设置加强肋。金属罩为拓扑外形结构，沿轴向长度120mm，四个角凸出长度均为120mm，中间部分内凹；金属罩为变厚度结构，法兰和加强肋厚度4mm，主体壁面壁厚3mm，出口过渡至0.4～0.5mm；

(5)喷管外部隔热板采用纳米多孔气凝胶隔热复合材料，隔热板厚度12～15mm，可以确保外壁温度不高于150℃；

(6)喷管出口平直段，隔热板外侧与飞行器机体隔框间填充隔热毡，隔热毡基体材料为硅酸铝纤维，隔热毡的初始安装压缩量为15％±5％。

该具体实例提供的结构轻质化、适应大振动和冲击、耐高温、高效隔热的类矩形截面的碳/碳-碳化硅复合材料喷管，满足火箭基组合循环发动机为动力的高超飞行器及导弹的匹配飞行器外形、结构减重、耐高温燃气和大振动环境、满足舱内热环境要求等需求。

需要说明的是，以上说明仅是本发明的优选实施方式，应当理解，对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明技术构思的前提下还可以做出若干改变和改进，这些都包括在本发明的保护范围内。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。