[實用新型]一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構

有效

• 申請號: 201921347447.0
• 申請日: 2019-08-20
• 公開（公告）號: CN210889141U
• 公開（公告）日: 2020-06-30
• 發明（設計）人: 蔣雨晴;陳偉;張聯社;舒暢;馬超
• 申請（專利權）人: 重慶零壹空間科技集團有限公司;重慶零壹空間航天科技有限公司;北京零壹空間技術研究院有限公司;西安零壹空間科技有限公司;深圳零壹空間電子有限公司
• 主分類號: F02K9/34
• 分類號: F02K9/34;F02K9/32
• 代理公司: 天津市鼎拓知識產權代理有限公司 12233
• 代理人: 朱麗麗

本申請提供一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構，包括后封頭絕熱層，設置在后封頭絕熱層尾部的階梯連接口，以及與階梯連接口相配合的噴管收斂段絕熱層外延部。本申請的一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構，設有階梯連接口，階梯連接口的第一軸向階梯面、第一徑向階梯面、第二軸向階梯面和第二徑向階梯面與噴管收斂段絕熱層外延部之間均填充有耐高溫材料，采用多級配合有效防止了高溫粒子與燃氣進入階梯連接口與噴管收斂段絕熱層外延部之間間隙，避免因高溫粒子進入導致絕熱失效。

技術領域

本申請涉及火箭制造技術領域，尤其涉及一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構。

背景技術

現有固體火箭發動機后封頭絕熱層與噴管內收斂段入口絕熱結構僅存在環向配合面，見圖1，后封頭絕熱層1'，噴管內收斂段入口絕熱結構2'，環向配合結構3'。該絕熱結構容易導致發動機燃氣中的高溫固體顆粒進入配合間隙，使得絕熱結構燒穿。同時，配合間隙控制不當會使燃氣在該部位產生渦流，加速絕熱燒蝕。

發明內容

本申請為解決上述技術問題而提供一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構。

本申請所采取的技術方案是：一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構，其特征在于，包括后封頭絕熱層，設置在后封頭絕熱層尾部的階梯連接口，以及與階梯連接口相配合的噴管收斂段絕熱層外延部，所述階梯連接口從外向內依次設有第一軸向階梯面、第一徑向階梯面、第二軸向階梯面和第二徑向階梯面，所述第一軸向階梯面、第一徑向階梯面、第二軸向階梯面和第二徑向階梯面與噴管收斂段絕熱層外延部之間均填充有耐高溫材料。

進一步的，所述耐高溫材料為高溫膩子。

本申請具有的優點和積極效果是：本申請的一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構，設有階梯連接口，階梯連接口的第一軸向階梯面、第一徑向階梯面、第二軸向階梯面和第二徑向階梯面與噴管收斂段絕熱層外延部之間均填充有耐高溫材料，采用多級配合有效防止了高溫粒子與燃氣進入階梯連接口與噴管收斂段絕熱層外延部之間間隙，避免因高溫粒子進入導致絕熱失效。

除了上面所描述的本申請解決的技術問題、構成技術方案的技術特征以及由這些技術方案的技術特征所帶來的優點之外，本申請所能解決的其他技術問題、技術方案中包含的其他技術特征以及這些技術特征所帶來的優點，將在下文中結合附圖作進一步詳細的說明。

附圖說明

圖1是本申請背景技術提供的現有技術結構圖；

圖2是本申請實施例提供的一種火箭發動機后封頭絕熱密封結構結構示意圖；

圖3是本申請實施例提供的階梯連接口結構示意圖；

圖4是本申請實施例提供的后封頭絕熱層與階梯連接口之間填充的耐高溫材料示意圖。

圖中：1 后封頭絕熱層；2 階梯連接口；210 第一軸向階梯面；220 第一徑向階梯面；230 第二軸向階梯面；240 第二徑向階梯面；3 噴管收斂段絕熱層外延部；4 耐高溫材料

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本申請作進一步的詳細說明?？梢岳斫獾氖牵颂幩枋龅木唧w實施例僅用于解釋相關發明，而非對該發明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與發明相關的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本申請。