技术编号：17931026
提示：您尚未登录，请点 登 陆 后下载，如果您还没有账户请点 注 册 ，登陆完成后，请刷新本页查看技术详细信息。本发明属于固体火箭发动机喷管技术领域，具体涉及一种可降低外壁温的喷管扩张段结构。背景技术发动机装配在导弹上时，发动机与尾舱对接，舱内需安装设备，舱内设备靠近喷管扩张段部位，设备工作时对环境有温度要求，为满足环境温度，对喷管扩张段外壁温有明确要求。一般扩张段绝热层是碳布/酚醛缠绕材料、高硅氧/酚醛缠绕材料或碳布/酚醛－高硅氧/酚醛混合缠绕材料，扩张段常用结构，如图1所示。由于喷管扩张段绝热层受空间限制，在有限的空间内，增加喷管扩张段绝热层内外型面厚度，这就要求发动机总体给出足够的空间，必将影响到发...
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