一种液体火箭冷却螺旋通道喷管制造技术

本实用新型专利技术涉及航天航空技术领域，具体涉及一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：喉部，为新型液体火箭冷却螺旋通道喷管主体；扩张段和收敛段，其分别设置于喉部的两端；导通部，其设置于扩张段的一端；空气导流板，其设置于导通部的外表面；空气导流槽，其设置于空气导流板的外表面。本实用新型专利技术克服了现有技术的不足，喷管内部的热量通过导热相变层的作用，将热量快速传递至通管内部，高温热量与冷却液接触，快速中和其热量，使得喷管温度快速降低，其通过通管内部的制冷板作用，使得冷却液一直能够处低温的状态，继而对高温中和持续时间长，有效的解决冷却液中和之后无法继续对高温中和的问题。和的问题。和的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭冷却螺旋通道喷管


[0001]本技术涉及航天航空
，具体为一种液体火箭冷却螺旋通道喷管。

技术介绍

[0002]液体火箭发动机燃烧室的燃烧产物温度高达3000
‑
4000K，在发动机的喷管部分，高温燃气经喉部加速后从喷管中高速冲出，经过喉部的燃气速度快，热流密度高，喷管结构热防护就变得尤为重要。
[0003]根据公开号CN109915282B应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，包括喷管本体，喷管本体上设有补流抽吸通道和气动突片通道，现有的火箭喷管在运用时，其喷管的中间细小两端粗大，使得火箭在发射升空时，其阻力较大，增加燃料的消耗，其次，现有的火箭喷管在运行时会产生高温，其温度长时间与水冷管道的冷却液发射温度传递，长时间使得冷却液温度逐渐变成温和状态，冷却液对喷管冷却效率有限，达不到预期的冷却效果。

技术实现思路

[0004]针对现有技术的不足，本技术提供了一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，旨在解决现有技术中，火箭喷管在上升期间受到空气阻力，继而增加燃料的消耗和冷却液中和之后无法继续对高温中和的问题。
[0005]为了解决上述技术问题，本技术提供了如下的技术方案：
[0006]一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：
[0007]喉部，为新型液体火箭冷却螺旋通道喷管主体；
[0008]扩张段和收敛段，其分别设置于所述喉部的两端；
[0009]导通部，其设置于所述扩张段的一端；
[0010]空气导流板，其设置于所述导通部的外表面；
[0011]空气导流槽，其设置于所述空气导流板的外表面；
[0012]通管，其分别设置于所述扩张段、收敛段和喉部的内壁；
[0013]导热相变层，其设置于所述通管的内壁；
[0014]制冷板，其安装于所述通管的内部上方和内部下方；
[0015]弧形导流线，其分别设置于所述收敛段和扩张段的外表面。
[0016]优选的，所述喉部还包括：
[0017]导通口，其设置于所述导通部的外表面，且所述导通口与通管相连通；
[0018]集液环，其设置于所述收敛段的一端；
[0019]进液管，其设置于所述集液环的顶部和底部。
[0020]优选的，所述喉部还包括：
[0021]所述弧形导流线设置有多组，且所述弧形导流线分别环绕设置于所述收敛段和扩张段的外表面。
[0022]优选的，所述喉部还包括：
[0023]所述导热相变层设置有多组，且所述导热相变层分别与所述收敛段和扩张段的内壁接触。
[0024]优选的，所述喉部还包括：
[0025]所述制冷板设置有多组，且所述制冷板从左到右等距排布。
[0026]优选的，所述喉部还包括：
[0027]所述空气导流槽设置有多组，且所述空气导流槽环绕设置于所述空气导流板的外表面。
[0028]本技术实施例提供了一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，具备以下有益效果：喷管内部的热量通过导热相变层的作用，将热量快速传递至通管内部，高温热量与冷却液接触，快速中和其热量，使得喷管温度快速降低，其通过通管内部的制冷板作用，使得冷却液一直能够处低温的状态，继而对高温中和持续时间长，有效的解决冷却液中和之后无法继续对高温中和的问题。
[0029]1、通过设置弧形导流线、空气导流板和空气导流槽，在火箭喷管上升期间，其空气通过空气导流板达到减少空气对喷管的阻力，其空气导流板表面设置有空气导流槽，进一步减少空气对喷管的阻力，其通过弧形导流线，使得空气流通畅通，进一步减少收敛段和扩张段的阻力，有效的解决火箭喷管在上升期间受到空气阻力，继而增加燃料的消耗的问题。
[0030]2、通过设置导热相变层和制冷板，喷管内部的热量通过导热相变层的作用，将热量快速传递至通管内部，高温热量与冷却液接触，快速中和其热量，使得喷管温度快速降低，其通过通管内部的制冷板作用，使得冷却液一直能够处低温的状态，继而对高温中和持续时间长，有效的解决冷却液中和之后无法继续对高温中和的问题。
附图说明
[0031]附图用来提供对本技术的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本技术，并不构成对本技术的限制。在附图中：
[0032]图1是本技术结构示意图；
[0033]图2是本技术空气导流板结构示意图；
[0034]图3是本技术收敛段正剖结构示意图；
[0035]图4是本技术图3中A处的放大结构示意图。
[0036]图中：1、喉部；2、收敛段；3、扩张段；4、导通部；5、空气导流板；6、弧形导流线；7、空气导流槽；8、集液环；9、进液管；10、导通口；11、通管；12、导热相变层；13、制冷板。
具体实施方式
[0037]以下结合附图对本技术的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本技术，并不用于限定本技术。
[0038]实施例：如图1所示，一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：喉部1，为新型液体火箭冷却螺旋通道喷管主体；扩张段3和收敛段2，其分别设置于喉部1的两端；集液环8，便于冷却液的存放，其设置于收敛段2的一端；进液管9，通过进液管9加入冷却液，便于对冷却液进行及时补充，其设置于集液环8的顶部和底部。
[0039]如图2所示，一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：导通部4，其设置于扩张段3的一端；空气导流板5，减少喷管在上升期间的空气阻力，其设置于导通部4的外表面；空气导流槽7，与空气导流板5的配合，进一步减少空气对喷管的阻力，便于节省燃料的消耗，其设置于空气导流板5的外表面。
[0040]如图3所示，一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：导通口10，使用完成的冷却液通过导通口10进行更换，其设置于导通部4的外表面，且导通口10与通管11相连通；通管11，便于冷却液在内部移动，增加与热源的接触效率，使得喷管温度快速降低，其分别设置于扩张段3、收敛段2和喉部1的内壁。
[0041]如图4所示，一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：导热相变层12，将喷管内部的温度传递至通管11的内部并与冷却液快速接触，其设置于通管11的内壁；制冷板13，使得通管11内部的冷却液可以长时间使用，提高降温的效果，其安装于通管11的内部上方和内部下方。
[0042]工作原理：首先，在火箭喷管上升时，其空气通过空气导流板5达到减少空气对喷管的阻力，其空气导流板5表面设置有空气导流槽7，进一步减少空气对喷管的阻力，其通过弧形导流线6，使得空气流通畅通，进一步减少收敛段2和扩张段3的阻力，其次，在喷管处于高温状态需要降温时，喷管内部的热量通过导热相变层12的作用，将热量快速传递至通管11内部，高温热量与冷却液接触，快速中和其热量，使得喷管温度快速降低，其通过通管11内部的制冷板13作用，使得冷却液一直能够处低温的状态，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，其特征在于，包括：喉部(1)，为新型液体火箭冷却螺旋通道喷管主体；扩张段(3)和收敛段(2)，其分别设置于所述喉部(1)的两端；导通部(4)，其设置于所述扩张段(3)的一端；空气导流板(5)，其设置于所述导通部(4)的外表面；空气导流槽(7)，其设置于所述空气导流板(5)的外表面；通管(11)，其分别设置于所述扩张段(3)、收敛段(2)和喉部(1)的内壁；导热相变层(12)，其设置于所述通管(11)的内壁；制冷板(13)，其安装于所述通管(11)的内部上方和内部下方；弧形导流线(6)，其分别设置于所述收敛段(2)和扩张段(3)的外表面。2.根据权利要求1所述的液体火箭冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述喉部(1)还包括：导通口(10)，其设置于所述导通部(4)的外表面，且所述导通口(10)与通管(11)相连通；集液环(8)，其设置于所述收敛段(2...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐超，胡峥，朱奕，刘国林，王义新，徐修成，
申请(专利权)人：山东乾堃航天科技有限公司，
类型：新型
国别省市：