一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套制造技术

本发明专利技术公开了一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套，包括喷管本体，所述喷管本体顶部外壁固定有对称分部的金属管，且金属管一端固定有圆盘，所述圆盘顶部开有若干个均匀分部的进气孔，且进气孔内壁与金属管相连接，所述喷管本体从外到内依次开有进气槽和导热槽。本发明专利技术通过使用喷管本体、金属管、圆盘、进气孔、进气槽和出气阀，能够利用航天发动机在运转时，通过将外界冷空气导入进气槽内流通，并对喷管本体进行冷却，提高冷却夹套的冷却效率；通过使用径向小孔、导热槽、金属导管、进口法兰、出口法兰和涡桨，能够将产生的部分热量通过径向小孔导入导热槽内，通过加大热气与冷却氢接触面积，使得装置的冷却效果更好。使得装置的冷却效果更好。使得装置的冷却效果更好。

【技术实现步骤摘要】
一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套


[0001]本专利技术涉及用于液体航天发动机的冷却夹套
，尤其涉及一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套。

技术介绍

[0002]在液体火箭发动机中，推力室身部是将化学能向热能转变的场所，并利用拉瓦尔喷管原理将高温燃气的热能转换成具有较高动能的超音速气流，从而获得反推力的部件。为了承受燃气的高温，身部一般采用主动冷却技术，通过一种推进剂在身部结构内数百个微小通道流过的方式带走燃气的热量，从而保证喷管结构金属材料不被燃气烧蚀、烧毁，这种结构被称为冷却夹套结构。当前使用的冷却夹套其单一的通过冷却氢进行冷却，使得冷却夹套的冷却效果较差。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套，包括喷管本体，所述喷管本体顶部外壁固定有对称分部的金属管，且金属管一端固定有圆盘，所述圆盘顶部开有若干个均匀分部的进气孔，且进气孔内壁与金属管相连接，所述喷管本体从外到内依次开有进气槽和导热槽，且喷管本体底端一侧外壁固定有出气口，所述出气口内壁固定有出气阀，所述喷管本体内壁开有若干个均匀分布的径向小孔，且径向小孔内壁与导热槽相连接，所述导热槽内壁固定有金属导管，所述导热槽底端设有涡桨，所述喷管本体另一侧顶部固定有进口法兰，且喷管本体另一侧底部固定有出口法兰。
[0005]优选地，所述进气槽与金属管相连接。
[0006]优选地，所述导热槽底端固定有十字架，且十字架中心位置通过轴承与涡桨形成转动配合。
[0007]优选地，所述金属导管为网状结构，且金属导管内填充有冷却氢。
[0008]优选地，所述金属导管两端分别与进口法兰和出口法兰相连接。
[0009]优选地，所述进气槽为螺旋结构，且出气阀与进气槽相连接。
[0010]本专利技术的有益效果为：1、通过使用喷管本体、金属管、圆盘、进气孔、进气槽和出气阀，能够利用航天发动机在运转时，通过将外界冷空气导入进气槽内流通，并对喷管本体进行冷却，提高冷却夹套的冷却效率；2、通过使用径向小孔、导热槽、金属导管、进口法兰、出口法兰和涡桨，能够将产生的部分热量通过径向小孔导入导热槽内，通过加大热气与冷却氢接触面积，从而降低喷管本体内壁的温度，使得装置的冷却效果更好。
附图说明
[0011]图1为本专利技术提出的一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套的剖面结构示意图；图2为本专利技术提出的一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套的正面结构示意图；图3为本专利技术提出的一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套的部分剖面结构示意图；图4为本专利技术提出的一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套的金属导管结构示意图。
[0012]图中：1喷管本体、2圆盘、3进气孔、4进气槽、5出气阀、6径向小孔、7导热槽、8金属导管、9进口法兰、10出口法兰、11涡桨、12金属管。
具体实施方式
[0013]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。实施例1，参照图1-4，一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套，包括喷管本体1，喷管本体1顶部外壁固定有对称分部的金属管12，且金属管12一端固定有圆盘2，圆盘2顶部开有若干个均匀分部的进气孔3，且进气孔3内壁与金属管12相连接，喷管本体1从外到内依次开有进气槽4和导热槽7，且喷管本体1底端一侧外壁固定有出气口，出气口内壁固定有出气阀5，通过使用喷管本体1、金属管12、圆盘2、进气孔3、进气槽4和出气阀5，能够利用航天发动机在运转时，通过将外界冷空气导入进气槽4内流通，并对喷管本体1进行冷却，提高冷却夹套的冷却效率；喷管本体1内壁开有若干个均匀分布的径向小孔6，且径向小孔6内壁与导热槽7相连接，导热槽7内壁固定有金属导管8，导热槽7底端设有涡桨11，喷管本体1另一侧顶部固定有进口法兰9，且喷管本体1另一侧底部固定有出口法兰10，通过使用径向小孔6、导热槽7、金属导管8、进口法兰9、出口法兰10和涡桨11，能够将产生的部分热量通过径向小孔6导入导热槽7内，通过加大热气与冷却氢接触面积，从而降低喷管本体内壁的温度，使得装置的冷却效果更好；进气槽4与金属管12相连接，导热槽7底端固定有十字架，且十字架中心位置通过轴承与涡桨11形成转动配合，金属导管8为网状结构，且金属导管8内填充有冷却氢，金属导管8两端分别与进口法兰9和出口法兰10相连接，进气槽4为螺旋结构，且出气阀5与进气槽4相连接。
[0014]通过使用喷管本体1、金属管12、圆盘2、进气孔3、进气槽4和出气阀5，能够利用航天发动机在运转时，通过将外界冷空气导入进气槽4内流通，并对喷管本体1进行冷却，提高冷却夹套的冷却效率；通过使用径向小孔6、导热槽7、金属导管8、进口法兰9、出口法兰10和涡桨11，能够将产生的部分热量通过径向小孔6导入导热槽7内，通过加大热气与冷却氢接触面积，从而降低喷管本体内壁的温度，使得装置的冷却效果更好。
[0015]以上所述，仅为本专利技术较佳的具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本专利技术揭露的技术范围内，根据本专利技术的技术方案及其
专利技术构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种冷却效果好的液体航天发动机的冷却夹套，包括喷管本体（1），其特征在于，所述喷管本体（1）顶部外壁固定有对称分部的金属管（12），且金属管（12）一端固定有圆盘（2），所述圆盘（2）顶部开有若干个均匀分部的进气孔（3），且进气孔（3）内壁与金属管（12）相连接，所述喷管本体（1）从外到内依次开有进气槽（4）和导热槽（7），且喷管本体（1）底端一侧外壁固定有出气口，所述出气口内壁固定有出气阀（5），所述喷管本体（1）内壁开有若干个均匀分布的径向小孔（6），且径向小孔（6）内壁与导热槽（7）相连接，所述导热槽（7）内壁固定有金属导管（8），所述导热槽（7）底端设有涡桨（11），所述喷管本体（1）另一侧顶部固定有进口法兰（9），且喷管本体（1）另一侧底部固定有出口法兰（10）。2.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：李晓波，
申请(专利权)人：李晓波，
类型：发明
国别省市：