[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： | 一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构，包括尾环、扩散段绝热层；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；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。本发明公开了一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加出口处绝热层的厚度，提高了尾喷管工作可靠性；针对总体提出的可烧蚀燃气舵的设计，有效地进行了密封，对尾喷管出口火焰与舵机舱段内进行了隔离，保护了舵机舱段内的设备。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 固体 火箭 发动 机尾 喷管 出口 密封 结构 | ||
【主权项】：
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。
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