技术特征：
技术总结
一种热防护结构一体化的固体火箭发动机喷管，堵盖固定在固体火箭发动机内，并位于绝热件的扩张段锥面处。喉衬的内型面由收敛段斜面、喉径和扩张段斜面组成，并使收敛段斜面和扩张段斜面分别与喉径的两端表面圆弧过渡。绝热件的内型面包括收敛段、喉衬安装段和扩展段。收敛段的内表面为45°的锥面；喉衬安装段由锥面、圆柱面和定位面组成。本发明实现了喷管热防护结构的一体化设计，降低了喷管在发动机工作过程中的穿火风险；减少喷管热防护结构对接面，降低了发动机喷管内型面烧蚀情况，提高了喷管热防护可靠性，并使喉衬的受力更加合理，降低了喉衬碎裂风险，提高了结构可靠性。
技术研发人员：张斐;李天祥;蒙鹤;刘虎;郭峰;王峰;宋建兴
受保护的技术使用者：西安航天化学动力厂
技术研发日：2018.09.07
技术公布日：2019.01.04