一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置
本发明公开了一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，该变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置包括发动机内衬、发动机壳体、喷管、发动机燃气发生器、驱动机构、喉栓、喉衬、保持装置、喉栓内腔、低燃温推进剂、下游气膜孔排和上游气膜孔排。该变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置将气膜冷却装置设计在变推力火箭发动机喉栓上，具有主动热防护效果好、结构加工简单、喉栓质量轻等优势，能够有效抑制喉栓工作过程中被高温燃气烧蚀，实现发动机按预定方案进行精准地推力变化。
发明专利
CN202410619165.0
2024-05-17
CN118442201A
2024-08-05
F02K9/40(2006.01)
中国人民解放军国防科技大学
张博伦;武泽平;夏军;高经纬;申志强;张凡榛;席运志
410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
国防科技大学专利服务中心
关洪涛
湖南;43
1.一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，包括发动机壳体，与所述发动机壳体贴合连接的发动机内衬，设置在发动机内的喷管，与所述发动机内衬顶部密闭连接的发动机燃气发生器，喉栓，设置在所述喉栓尾部且与所述喉栓驱动机构驱动连接的驱动机构，置于所述喉栓内的低燃温推进剂、喉栓内腔，布置在所述喉栓表面的下游气膜孔排、上游气膜孔排以及设置在发动机内的喉衬、保持装置。 2.根据权利要求1所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述下游气膜孔排和所述上游气膜孔排中的气膜孔为圆柱孔或水滴孔，所述下游气膜孔排的周期和所述上游气膜孔排的周期相同。 3.根据权利要求2所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述下游气膜孔排和所述上游气膜孔排采用叉排布置，所述上游气膜孔排中的气膜孔直径小于下游气膜孔排中的气膜孔直径。 4.根据权利要求1所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述喉栓的材质为三维立体编织C/C或陶瓷或钛合金。 5.根据权利要求1所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述保持装置分别与所述发动机内衬、所述喉栓贴合连接，所述保持装置、所述发动机内衬、所述发动机壳体共同作用使得喉栓稳定运行。 6.根据权利要求1所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述低燃温推进剂燃烧后会进入所述喉栓内腔，并通过所述下游气膜孔排和所述上游气膜孔排流出所述喉栓。 7.根据权利要求1所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述喉栓包括尾部的圆柱段和头部的冷却段，所述圆柱段与所述驱动机构驱动连接。 8.根据权利要求7所述的一种变推力固体火箭发动机的喉栓气膜冷却装置，其特征在于，所述下游气膜孔排和所述上游气膜孔排之间沿喉栓设有轴向距离，所述喉栓内腔和所述低燃温推进剂处的所述喉栓处设有壁厚。