[发明专利]姿控动力系统推力室的套筒

说明书

本申请实施例提供了一种姿控动力系统推力室的套筒，包括：承载筒，所述承载筒的内壁中从所述承载筒的前端筒口到预设的防热开始位置之间形成有防热涂层段；其中，所述防热涂层段到所述承载筒的后端筒口之间用于安装姿控动力系统推力室，使得所述防热涂层段和所述姿控动力系统推力室的喷管出口交叠，所述防热涂层段用于对所述喷管出口的喷流环境的热防护。本申请实施例解决了姿控动力系统推力室的套筒因防热材料的原因导致成本高，加工周期长的技术问题。

技术领域

本申请涉及运载火箭技术领域，具体地，涉及一种姿控动力系统推力室的套筒。

背景技术

姿控动力系统是为运载火箭在飞行过程中提供俯仰、偏航和滚转三通道控制力的重要系统。为减少消极质量，目前多采用比冲较高的四氧化二氮/甲基肼双组元姿控动力系统。结构布局上，姿控动力系统的推力室一般通过套筒连接，周向布置在舱段壳体的内壁上，由于双组元推力室出口热流环境较为恶劣，因此套筒的防热设计极为关键，一般采用耐烧蚀复合材料套筒，成本高、加工周期长。

因此，姿控动力系统推力室的套筒因防热材料的原因导致成本高，加工周期长，是本领域技术人员急需要解决的技术问题。

在背景技术中公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此其可能包含没有形成为本领域普通技术人员所知晓的现有技术的信息。

发明内容

本申请实施例提供了一种姿控动力系统推力室的套筒，以解决姿控动力系统推力室的套筒因防热材料的原因导致成本高，加工周期长的技术问题。

本申请实施例提供了一种姿控动力系统推力室的套筒，包括：

承载筒，所述承载筒的内壁中从所述承载筒的前端筒口到预设的防热开始位置之间形成有防热涂层段；

其中，所述防热涂层段到所述承载筒的后端筒口之间用于安装姿控动力系统推力室，使得所述防热涂层段和所述姿控动力系统推力室的喷管出口交叠，所述防热涂层段用于对所述喷管出口的喷流环境的热防护。

本申请实施例由于采用以上技术方案，具有以下技术效果：

承载筒的内壁中从所述承载筒的前端筒口到预设的防热开始位置之间形成有防热涂层段，即承载筒中仅有防热涂层段部分进行了防热处理。能够这样做的原因在于安装姿控动力系统推力室的喷管出口的喷流环境是喷流热流密度大、温度高，需采用防热措施，而姿控动力系统推力室的喷管出口以外的部分温度并不是很高。在这样的基础之上，承载筒在防热上进行区别对待，采用防热涂层段和姿控动力系统推力室的喷管出口交叠的方式，防热涂层段是推力室喷管出口以外接触燃气的区域，通过防热涂层进行防护，承载筒的防热涂层段以外的部分，不需要进行防热处理。防热涂层耐高温性能良好，抗剪切能力强，可室温固化，并且可采用局部喷涂和刷涂方式，施工方便。本申请实施例的姿控动力系统推力室的套筒，采用在承载筒的内壁形成部分防热涂层段的方式，有针对性的进行防热处理，使得需要进行防热处理的部分较少，使得姿控动力系统推力室的套筒的成本较低，适于产品化的需求，也使得加工周期较短。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例的姿控动力系统推力室的套筒的示意图；

图2为图1所示的套筒的承载筒的示意图；

图3为图1所示的套筒的转接结构的示意图；

图4为图1所示的套筒和舱段壳体的内壁连接的示意图。

附图标记说明：

1套筒，11承载筒，111承载筒的前端筒口，112固定用翻边，

12防热涂层段，13凸耳，14转接结构，15安装孔，