【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于液体火箭发动机领域，具体地，涉及一种火箭发动机喷注器隔热结构及其可靠性考核方法。
技术介绍
1、火箭发动机用于为航天器提供轨道机动和姿态调整的动力，高能推进剂经由喷注器流道流出，在细长薄壁喷管内部燃烧，产生高温高压的燃气，然后喷出产生推力。发动机工作时，高温高压燃气温度可达到2700℃，喷管外壁温度可达到1200～1500℃，导致上游喷注器处于较高的温度水平，而喷注器上的控温元器件耐温上限通常仅为350℃，安装在喷注器上的阀门阀芯组件的安全使用上限温度通常不高于80℃。发动机通过喷注器主体与卫星等航天器通过对接支架连接，由于支架重量的约束，其耐温能力有限。
2、火箭发动机工作时处于高低温、高低压力循环的剧烈变化工况中，同时还需承受火箭发射带来的巨大振动和冲击力学影响。火箭发动机喷注器出口段与高温喷管通过焊接直接连接，承受高温高压，在结构上起到连接作用的同时还必须兼顾隔热能力，而且为了与薄壁喷管的细长尺寸匹配，喷注器出口段的尺寸远小于喷注器主体，连接部位接触面积小，在抵抗力学时较为薄弱，喷注器出口段还需具备较高的
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1.一种火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，包括：喷注器主体(1)、隔热结构主体(2)、凸台(3)、流道孔(5)；
2.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，还包括：弧形凹槽(4)、喷管(6)；
3.根据权利要求2所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，所述弧形凹槽(4)底部远离流道孔(5)，弧形凹槽(4)底部至所述流道孔(5)的距离不小于5mm，弧形凹槽(4)的深度与宽度之比为0.3～0.5。
4.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，所述喷注器主体(1)的出口段外轮廓为圆柱形，直径为...
【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，包括：喷注器主体(1)、隔热结构主体(2)、凸台(3)、流道孔(5)；
2.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，还包括：弧形凹槽(4)、喷管(6)；
3.根据权利要求2所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，所述弧形凹槽(4)底部远离流道孔(5)，弧形凹槽(4)底部至所述流道孔(5)的距离不小于5mm，弧形凹槽(4)的深度与宽度之比为0.3～0.5。
4.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，所述喷注器主体(1)的出口段外轮廓为圆柱形，直径为30mm至80mm。
5.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔热结构，其特征在于，所述隔热结构主体(2)的末端至所述喷注器主体(1)的出口端距离不小于5mm。
6.根据权利要求1所述的火箭发动机喷注器隔...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵婷，陈锐达，刘昌国，田增，陈夏超，姚锋，黄彧，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：
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