本发明是一种新型的火箭发动机尾喷管喉部结构,在此拉法尔喷管喉部加入一个外部边缘隔热效果好的旋流器结构,降低高温高压喷气对喉部的损伤,内部可根据控制挡板控制流通面积进而控制喷气喷出的流量,另外,这种流量控制挡板也通过未通气流的面积来控制燃烧室内部的压强。
旋流器装置实现了高温高压喷气的旋转运动,旋流器装置喷出的喷气在扩张段产生了反推力,这种设计会降低喷气的摩擦损耗,使得喷出气体在尾喷管扩张段基本全部产生反作用力,推动火箭飞行,节约了燃料的消耗,可实现大推力与小推力的转换,增加了火箭的机动性。
张群 高耀红 马晓曦 王紫欣 王晓燕
西北工业大学
710072 陕西省西安市碑林区友谊西路127号
本发明是一种新型的火箭发动机尾喷管喉部结构,在此拉法尔喷管喉部加入一个外部边缘隔热效果好的旋流器结构,降低高温高压喷气对喉部的损伤,内部可根据控制挡板控制流通面积进而控制喷气喷出的流量,另外,这种流量控制挡板也通过未通气流的面积来控制燃烧室内部的压强。
旋流器装置实现了高温高压喷气的旋转运动,旋流器装置喷出的喷气在扩张段产生了反推力,这种设计会降低喷气的摩擦损耗,使得喷出气体在尾喷管扩张段基本全部产生反作用力,推动火箭飞行,节约了燃料的消耗,可实现大推力与小推力的转换,增加了火箭的机动性。