本申請實施例提供了一種姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒，包括：承載筒，所述承載筒的內(nèi)壁中從所述承載筒的前端筒口到預設(shè)的防熱開始位置之間形成有防熱涂層段；其中，所述防熱涂層段到所述承載筒的后端筒口之間用于安裝姿控動力系統(tǒng)推力室，使得所述防熱涂層段和所述姿控動力系統(tǒng)推力室的噴管出口交疊，所述防熱涂層段用于對所述噴管出口的噴流環(huán)境的熱防護。本申請實施例解決了姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒因防熱材料的原因?qū)е鲁杀靖撸庸ぶ芷陂L的技術(shù)問題。

技術(shù)領(lǐng)域

本申請涉及運載火箭技術(shù)領(lǐng)域，具體地，涉及一種姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒。

背景技術(shù)

姿控動力系統(tǒng)是為運載火箭在飛行過程中提供俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道控制力的重要系統(tǒng)。為減少消極質(zhì)量，目前多采用比沖較高的四氧化二氮/甲基肼雙組元姿控動力系統(tǒng)。結(jié)構(gòu)布局上，姿控動力系統(tǒng)的推力室一般通過套筒連接，周向布置在艙段殼體的內(nèi)壁上，由于雙組元推力室出口熱流環(huán)境較為惡劣，因此套筒的防熱設(shè)計極為關(guān)鍵，一般采用耐燒蝕復合材料套筒，成本高、加工周期長。

因此，姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒因防熱材料的原因?qū)е鲁杀靖撸庸ぶ芷陂L，是本領(lǐng)域技術(shù)人員急需要解決的技術(shù)問題。

在背景技術(shù)中公開的上述信息僅用于加強對本申請的背景的理解，因此其可能包含沒有形成為本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所知曉的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

發(fā)明內(nèi)容

本申請實施例提供了一種姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒，以解決姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒因防熱材料的原因?qū)е鲁杀靖撸庸ぶ芷陂L的技術(shù)問題。

本申請實施例提供了一種姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒，包括：

承載筒，所述承載筒的內(nèi)壁中從所述承載筒的前端筒口到預設(shè)的防熱開始位置之間形成有防熱涂層段；

其中，所述防熱涂層段到所述承載筒的后端筒口之間用于安裝姿控動力系統(tǒng)推力室，使得所述防熱涂層段和所述姿控動力系統(tǒng)推力室的噴管出口交疊，所述防熱涂層段用于對所述噴管出口的噴流環(huán)境的熱防護。

本申請實施例由于采用以上技術(shù)方案，具有以下技術(shù)效果：

承載筒的內(nèi)壁中從所述承載筒的前端筒口到預設(shè)的防熱開始位置之間形成有防熱涂層段，即承載筒中僅有防熱涂層段部分進行了防熱處理。能夠這樣做的原因在于安裝姿控動力系統(tǒng)推力室的噴管出口的噴流環(huán)境是噴流熱流密度大、溫度高，需采用防熱措施，而姿控動力系統(tǒng)推力室的噴管出口以外的部分溫度并不是很高。在這樣的基礎(chǔ)之上，承載筒在防熱上進行區(qū)別對待，采用防熱涂層段和姿控動力系統(tǒng)推力室的噴管出口交疊的方式，防熱涂層段是推力室噴管出口以外接觸燃氣的區(qū)域，通過防熱涂層進行防護，承載筒的防熱涂層段以外的部分，不需要進行防熱處理。防熱涂層耐高溫性能良好，抗剪切能力強，可室溫固化，并且可采用局部噴涂和刷涂方式，施工方便。本申請實施例的姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒，采用在承載筒的內(nèi)壁形成部分防熱涂層段的方式，有針對性的進行防熱處理，使得需要進行防熱處理的部分較少，使得姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒的成本較低，適于產(chǎn)品化的需求，也使得加工周期較短。

附圖說明

此處所說明的附圖用來提供對本申請的進一步理解，構(gòu)成本申請的一部分，本申請的示意性實施例及其說明用于解釋本申請，并不構(gòu)成對本申請的不當限定。在附圖中：

圖1為本申請實施例的姿控動力系統(tǒng)推力室的套筒的示意圖；

圖2為圖1所示的套筒的承載筒的示意圖；

圖3為圖1所示的套筒的轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)的示意圖；

圖4為圖1所示的套筒和艙段殼體的內(nèi)壁連接的示意圖。

附圖標記說明：

1套筒，11承載筒，111承載筒的前端筒口，112固定用翻邊，

12防熱涂層段，13凸耳，14轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)，15安裝孔，