满足过载烧蚀的大口径发动机绝热补强方法及结构

本发明提供了满足过载烧蚀的大口径发动机绝热补强方法及结构，主要解决传统大口径固体火箭的绝热层设计方法及结构难以满足飞行器主动段局部的绝热设计的问题；本发明采用的方案通过发动机内流场两相流数值仿真确定补强区域，再结合烧蚀试验获取烧蚀率及烧蚀时间，获得补强区域的补强厚度，从而完成发动机燃烧室绝热型面的精细化设计，提高了发动机工作安全性。根据本发明设计的补强结构，其尺寸厚度精度高，工艺简单，质量一致性好，实现了抗主动段长时间定过载烧蚀的大口径固体火箭发动机绝热结构高可靠设计。