一种运载火箭的尾舱结构制造技术

本实用新型专利技术属于火箭尾舱领域，尤其是一种运载火箭的尾舱结构，针对现有的在点火时喷管温度会升高，使尾舱内部温度升高，导致尾舱内的控制机构老化；尾焰会通过喷管与尾舱之间的缝隙进入尾舱内部导致控制机构损坏；在升空通过稠密大气层时，因气动加热，尾舱表面温度急剧上升，表面材料也会产生一系列复杂的物理化学变化，会造成材料的流失和剥蚀等问题，现提出如下方案，其包括舱主体，所述尾舱主体上固定连接有四个尾翼，所述尾舱主体内设有喷管；通过保护机构可以对尾舱主体和尾翼表面进行保护，通过密封机构可以防止火焰进入尾舱主体内，避免控制机构损坏，通过隔热层可以有效的将喷管的热量进行隔热，防止控制系统老化。防止控制系统老化。防止控制系统老化。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭的尾舱结构


[0001]本技术涉及火箭尾舱
，尤其涉及一种运载火箭的尾舱结构。

技术介绍

[0002]运载火箭，由多级火箭组成的航天运输工具，火箭体结构一般由有效载荷整流罩、推进剂贮箱、输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和尾舱等几部分组成，其中尾舱作为火箭的重要组成部分，现有的尾舱机构存在以下问题：
[0003]1、在喷火时喷火管温度会升高，使尾舱内部温度升高，导致尾舱内的控制机构老化；
[0004]2、尾焰会通过喷火管与尾舱之间的缝隙进入尾舱内部导致控制机构损坏；
[0005]3、在升空通过稠密大气层时，因气动加热，尾舱表面温度急剧上升，表面材料也会产生一系列复杂的物理化学变化，会造成材料的流失和剥蚀等。
[0006]针对上述问题，本技术文件提出了一种运载火箭的尾舱结构。

技术实现思路

[0007]本技术提供了一种运载火箭的尾舱结构，解决了现有技术中存在在喷火时喷火管温度会升高，使尾舱内部温度升高，导致尾舱内的控制机构老化；尾焰会通过喷火管与尾舱之间的缝隙进入尾舱内部导致控制机构损坏；在升空通过稠密大气层时，因气动加热，尾舱表面温度急剧上升，表面材料也会产生一系列复杂的物理化学变化，会造成材料的流失和剥蚀等缺点。
[0008]本技术提供了如下技术方案：
[0009]一种运载火箭的尾舱结构，包括尾舱主体，所述尾舱主体上固定连接有四个尾翼，所述尾舱主体内设有喷火管；
[0010]保护机构，保护机构设置在尾舱主体和尾翼上用于对尾舱主体和尾翼进行保护；
[0011]密封机构，密封机构设置在尾舱主体和喷火管的底部用于防止火焰进入尾舱主体内。
[0012]在一种可能的设计中，所述保护机构包括有保护层，所述保护层的材质为热解石墨涂层，所述保护层均匀涂在尾舱主体和尾翼上。
[0013]在一种可能的设计中，所述密封机构包括有套环和圆环，所述尾舱主体的底部和喷火管的底部均开设有环形槽，所述套环的一侧开设有与环形槽相适配的圆槽，所述圆环的一侧与尾舱主体的底部固定连接。
[0014]在一种可能的设计中，所述喷火管的外侧设有隔热层。
[0015]在一种可能的设计中，所述圆环通过四个螺栓与尾舱主体进行固定。
[0016]在一种可能的设计中，所述隔热层的材质为纳米粉模压复合型材质。
[0017]应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本技术。
[0018]本技术中，由于设置了保护层，保护层的材质为热解石墨涂层，在升空时可以对尾舱主体和尾翼进行保护。
[0019]本技术中，由于设置了隔热层，隔热层的材质为纳米粉模压复合型材质，可以有效的将喷火管的热量进行隔热，防止控制系统老化；
[0020]本技术中，由于设置了套环，可以对喷火管与尾舱主体之间进行密封，防止火焰进入尾舱主体的内部；
[0021]本技术中，结构合理，通过保护机构可以对尾舱主体和尾翼表面进行保护，通过密封机构可以防止火焰进入尾舱主体内，避免控制机构损坏，通过隔热层可以有效的将喷火管的热量进行隔热，防止控制系统老化。
附图说明
[0022]图1为本技术实施例所提供的一种运载火箭的尾舱结构的主视结构示意图；
[0023]图2为本技术实施例所提供的一种运载火箭的尾舱结构的爆炸结构示意图；
[0024]图3为本技术实施例所提供的一种运载火箭的尾舱结构的尾舱主体内部结构示意图；
[0025]图4为本技术实施例所提供的一种运载火箭的尾舱结构的仰视结构示意图。
[0026]附图标记：
[0027]1、保护层；2、尾翼；3、尾舱主体；4、圆环；5、螺栓；6、隔热层；7、喷火管；8、环形槽；9、套环。
具体实施方式
[0028]下面结合本技术实施例中的附图对本技术实施例进行描述。
[0029]在本技术实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语、“连接”、“安装”应做广义理解，例如，“连接”可以是可拆卸地连接，也可以是不可拆卸地连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接。此外“连通”可以是直接连通，也可以通过中间媒介间接连通。其中，“固定”是指彼此连接且连接后的相对位置关系不变。本技术实施例中所提到的方位用语，例如，“内”、“外”、“顶”、“底”等，仅是参考附图的方向，因此，使用的方位用语是为了更好、更清楚地说明及理解本技术实施例，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术实施例的限制。
[0030]本技术实施例中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。
[0031]在本技术实施例中，“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
[0032]在本说明书中描述的参考“一个实施例”或“一些实施例”等意味着在本技术的一个或多个实施例中包括结合该实施例描述的特定特征、结构或特点。由此，在本说明书中的不同之处出现的语句“在一个实施例中”、“在一些实施例中”、“在其他一些实施例中”、
“
在另外一些实施例中”等不是必然都参考相同的实施例，而是意味着“一个或多个但不是所有的实施例”，除非是以其他方式另外特别强调。术语“包括”、“包含”、“具有”及它们的变形都意味着“包括但不限于”，除非是以其他方式另外特别强调。
[0033]实施例1
[0034]参照图1
‑
4，一种运载火箭的尾舱结构，包括：尾舱主体3，尾舱主体3上固定连接有四个尾翼2，尾舱主体3内设有喷火管7；
[0035]保护机构，保护机构设置在尾舱主体3和尾翼2上用于对尾舱主体3和尾翼2进行保护；
[0036]密封机构，密封机构设置在尾舱主体3和喷火管7的底部用于防止火焰进入尾舱主体3内。
[0037]上述技术方案通过保护机构可以对尾舱主体3和尾翼2表面进行保护，通过密封机构可以防止火焰进入尾舱主体3内，避免控制机构损坏，通过隔热层6可以有效的将喷火管7的热量进行隔热，防止控制系统老化。
[0038]参照图3，保护机构包括有保护层1，保护层1的材质为热解石墨涂层，保护层1均匀涂在尾舱主体3和尾翼2上。
[0039]上述技术方案保护层1的材质为热解石墨涂层，在升空时可以对尾舱主体3和尾翼2进行保护。
[0040]参照图1、图2和图4，密封机构包括有套环9和圆环4，尾舱主体3的底部和喷火管7的底部均开设有环形槽8，套环本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭的尾舱结构，其特征在于，包括：尾舱主体(3)，所述尾舱主体(3)上固定连接有四个尾翼(2)，所述尾舱主体(3)内设有喷火管(7)；保护机构，保护机构设置在尾舱主体(3)和尾翼(2)上用于对尾舱主体(3)和尾翼(2)进行保护；密封机构，密封机构设置在尾舱主体(3)和喷火管(7)的底部用于防止火焰进入尾舱主体(3)内。2.根据权利要求1所述的一种运载火箭的尾舱结构，其特征在于，所述保护机构包括有保护层(1)，所述保护层(1)的材质为热解石墨涂层，所述保护层(1)均匀涂在尾舱主体(3)和尾翼(2)上。3.根据权利要求1所述的一种运载火箭的尾舱结构，其特征在于，所述密封...

【专利技术属性】
技术研发人员：万美，冯俐，张伟方，栾振博，胡灯亮，孙涛，
申请(专利权)人：火箭派北京航天科技有限公司，
类型：新型
国别省市：