[发明专利]一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构有效
| 申请号： | 201310663200.0 | 申请日： | 2013-12-10 |
| 公开（公告）号： | CN104696109B | 公开（公告）日： | 2017-01-18 |
| 发明（设计）人： | 娄永春;乐浩;麦玲;阳洁;张峪;俞鑫;郭义 | 申请（专利权）人： | 上海新力动力设备研究所 |
| 主分类号： | F02K9/97 | 分类号： | F02K9/97 |
| 代理公司： | 上海航天局专利中心31107 | 代理人： | 金家山 |
| 地址： | 201109 *** | 国省代码： | 上海;31 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 一种 固体 火箭 发动 机尾 喷管 出口 密封 结构 | ||
【权利要求书】：
1.一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，包括：尾环、扩散段绝热层；
所述扩散段绝热层位于尾喷管外表面；采用螺钉固定在所述扩散段绝热层与尾环；
所述尾环径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层的表面具有与所述尾环匹配的第一台阶面，所述尾环的底面贴在所述第一台阶面的一个表面；所述第一台阶面较高表面与所述尾环的外表面齐平。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述尾环和扩散段绝热层在圆周方向均布四个对应位置的方槽，用于装配使用。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述尾环的材料为30CrMnSiA合金钢。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述底槽的宽度为7mm，深度3.75mm。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层的材料为高硅氧玻璃钢。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，其特征在于，所述扩散段绝热层和尾环先采用SW-2 胶粘接，再采用8个M4的内六角螺钉进行周向固定。
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