CN109812352A - 引射火箭及其热防护结构与热防护方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构与方法，将其分为前缘头锥和推力室两个部分分别进行冷却。对于前缘头锥部分，采用层板发汗冷却进行热防护。推力室部分采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却方式，排放冷却采用螺旋形冷却通道结构。排放冷却同时对燃烧室外表面和内表面进行冷却，喷管部分冷却效果不好，对喷管部分再进行多孔发汗冷却。本发明提供的热防护方法与结构，冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的。
Description
技术领域
本发明涉及一种TRRE发动机中引射火箭的热防护结构和方法，具体为利用排放和发汗复合冷却对TRRE发动机中引射火箭进行热防护。
背景技术
长期以来，世界各国一直在加大对太空资源的利用和开发，但更多的是活动在20km以内的大气层和地球轨道上，对于处于两者之间的临近空间(约20-100km)却关注较少。随着科技水平和空天一体化作战理念的发展，各国开始关注处于空天之间的临近空间。临近空间飞行器作为快速往返于天地之间的重要工具，其核心技术之一就是动力***，并且对其提出了更高的要求，需要具备高性能、低成本、宽速域、可重复使用、轻质量、高机动能力等特点。涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(Turbo-aided Rocket-augmentedRamjet Combined Cycle Engine，TRRE)便是一种能够满足要求的组合发动机。
TRRE发动机是一种将涡轮、火箭和冲压发动机通过结构高度集成、热力循环和工作过程的有机组合而形成的高度一体化的吸气式组合循环发动机。引射火箭在其中的作用是当飞行器进行速度改变而推力不足时提供推力或者利用火箭燃气射流点火。引射火箭放置在高速通道即冲压通道中，在该通道中，引射火箭前缘面临着高超声速气流的冲刷。并且当发动机高速通道工作时，冲压发动机燃烧室内燃料燃烧，引射火箭将一直处在高温燃气中，燃气温度范围高达2000～3000K。当引射火箭自己工作时，火箭推力室内的热流和温度也是目前的材料无法承受的。在如此高的温度下，为了使引射火箭能够不被烧毁、保持外形和结构完整，必须采用主动热防护的方式对其进行热防护。
目前对于引射火箭的热防护方法为：前缘部分可参考飞行器前缘，主要采用烧蚀热防护、热障涂层和发汗冷却的热防护方法。烧蚀热防护仅能一次使用，不宜在可重复使用的发动机中使用，并且烧蚀层消耗掉以后会改变发动机型面。热障涂层和发汗冷却应用广泛，并且发汗冷却被认为是最有发展前景的新型冷却技术，具有冷却能力强、冷却效果好、使用冷却剂更少的特点，是解决引射火箭前缘高温高热流的有效技术。但是传统的自发汗和多孔介质发汗冷却在局部过热时，造成局部流阻增大进而冷却介质不从该处通过，造成局部过热处的扩大和恶化。并且由于引射火箭处于冲压燃烧室中，燃烧室中的高温燃气极易造成冷却通道的堵塞，影响冷却效果。对于火箭推力室部分，采用再生冷却的方法已经能够满足要求，但是引射火箭在TRRE整个工作周期中的工作时间并不长，吸收热量后的冷却燃料进入火箭燃烧室中将会造成浪费。并且喷管喉部因为存在高热流，冷却能力不足。
发明内容
本发明的目的是针对TRRE引射火箭的复杂热环境提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构。引射火箭前缘头锥采用层板发汗冷却，解决因燃气中颗粒物堵塞冷却通道产生的局部过热问题；推力室采用排放冷却使冷却剂得到充分利用，喷管部分再增加多孔发汗冷却解决喉部冷却不足的问题。
为解决上述问题，本发明采用的技术方案为：本发明提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥和推力室，所述推力室包括燃烧室和喷管，所述喷管分为喷管内层和喷管外层；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室和喷管外层采用排放冷却结构，所述喷管内层采用多孔发汗冷却结构。
进一步，所述层板发汗冷却结构为：采用多个不同大小的层板通过扩散焊焊接形成所述前缘头锥，焊接而成的前缘头锥中心形成冷却剂通道；所述前缘头锥通过冷却剂通道发汗从而在所述前缘头锥的外表面形成层板发汗边界膜；
所述层板的中心形成空心腔，当多个不同大小的层板通过扩散焊焊接成前缘头锥后，不同大小的层板的中心腔形成所述冷却剂通道。
进一步，所述层板为环形结构，厚度0.1～1mm；所述层板从内往外依次加工出周向分配区、控制流道和散布流道，所述周向分配区、控制流道和散布流道沿层板的圆周方向均匀分布。
进一步，所述周向分配区为环形流道，控制流道为细长形结构，散布流道为矩形结构。
进一步，喷管外层设置为与引射火箭燃烧室一体的排放冷却结构，喷管内层由金属基或陶瓷基复合材料制成。
进一步，所述排放冷却结构为：在所述喷管外层设置有排放通道；所述燃烧室和所述喷管外层的热量通过所述排放通道排出，所述冷却剂流出通道设于所述燃烧室上。
进一步，所述前缘头锥和所述推力室之间设置有燃料流道和喷注器，喷注器的端部设有氧化剂入口，所述喷注器内设有燃料喷嘴和氧化剂喷嘴，所述氧化剂喷嘴与氧化剂入口相连，所述燃料流道包括进料口、沿进料口向引射火箭内部延伸的分流通道、沿进料口向燃烧室方向延伸的燃料喷嘴、以及沿进料口向喷管外层延伸的冷却剂进入通道，所述冷却剂进入通道与所述排放通道相连。
进一步，所述多孔发汗冷却结构为：在所述喷管的喉部上方设置有储存室，所述储存室连接有储存室通道，储存室通道与排放通道相连，所述储存室用以储存冷却剂，给喷管内层的多孔发汗冷却提供冷却剂，所述喷管内层通过发汗在所述喷管内层的内表面形成喷管边界膜。
进一步，所述排放通道采用螺旋形冷却通道结构。
本发明还提供一种利用排放和发汗复合冷却对引射火箭的热防护方法，采用上述任意所述的热防护结构；所述前缘头锥采用层板发汗冷却，所述燃烧室和喷管外层采用排放冷却，所述喷管内层采用多孔发汗冷却。
本发明还提供一种引射火箭，所述引射火箭采用上述所述的热防护方法，所述引射火箭安装于TRRE冲压燃烧室内。
本发明的有益效果：
1、本发明提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构。引射火箭前缘头锥采用层板发汗冷却，解决因燃气中颗粒物堵塞冷却通道产生的局部过热问题；推力室采用排放冷却使冷却剂得到充分利用，喷管部分再增加多孔发汗冷却解决喉部冷却不足的问题。本发明提供的热防护结构和方法，冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的。
引射火箭头锥部分采用层板发汗冷却的技术，冷却能力强、冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的；燃烧室采用排放冷却的技术，减少冷却剂的浪费，提高发动机的性能；喷管采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却，充分保证喷管部分的冷却效果。
2、TRRE引射火箭可以分为前缘头锥和推力室两个部分进行冷却。对于前缘头锥部分，采用层板发汗冷却进行热防护。整个前缘头锥部分由层板通过扩散焊焊接而成，层板整体为环状，焊接而成的头锥中心部分便形成了冷却剂通道。冷却剂在通过层板的流道时吸收热量，达到前缘头锥表面时形成液膜或气膜(层板发汗边界膜)阻绝传热，达到热防护的目的。推力室部分采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却方式，排放冷却采用螺旋形排放通道进行排放冷却。本发明的排放冷却能够同时对燃烧室外表面和内表面进行冷却，喷管部分冷却效果不好，对喷管部分再进行多孔发汗冷却。喷管部分由金属基或陶瓷基复合材料通过不完全致密化工艺(常规工艺)制成，冷却剂可以通过孔隙达到喷管内表面。
3、本发明所述头锥由层板通过扩散焊焊接而成，层板通过化学蚀刻或光刻的方法在其表面上加工出周向分配区、控制流道和散布流道。冷却剂先由冷却剂通道进入层板的周向分配区，依次流过控制流道和散布流道，在此区间进行对流换热，吸收高温主流燃气的热量。流出层板到达前缘头锥表面时，形成一层边界膜(层板发汗边界膜)，达到阻隔传热的作用。传统的多孔发汗冷却结构在冲压燃烧室中，容易造成孔道堵塞，造成局部过热，局部过热处的流阻增大，冷却剂不经局部过热处而从相通孔道流过，造成局部过热出的扩大和恶化。本发明所述层板通过对周向分配区、控制流道和散布流道的合理设计，可以精确控制各区域的冷却剂流量。并且控制流道为细长结构，整个层板的流动阻力几乎都在该区域，而散布流道作为热影响区，即使出现局部过热，也不会影响到控制流道，流入的冷却剂流量也不会受影响，由此便可妥善解决多孔发汗冷却结构出现的局部过热处扩大和恶化的问题，还可达到重复使用的目的。
4、本发明所述推力室采用的复合冷却结构，整个燃烧室采用了排放冷却结构。排放冷却采用螺旋形冷却通道结构，能够提高冷却剂流速，加强冷却效果。排放冷却与再生冷却原理相似，是对流换热的一种。传统上应用排放冷却时，会造成冷却剂的浪费，但在TRRE冲压燃烧室中，冷却剂从喷管尾部排放出来，还可在冲压燃烧室中燃烧，从而提高发动机的性能。并且引射火箭设计时具备增大推力和引射点火的功能，冷却剂流出时可以在冲压燃烧室中充分燃烧。与再生冷却相比，排放冷却的冷却剂进入冲压燃烧室，再生冷却的冷却剂进入引射火箭燃烧室，引射火箭的工作时间远小于冲压发动机，但引射火箭的热防护却与冲压发动机的工作时间一致，所以采用排放冷却比采用再生冷却效果更好，冷却剂利用率更高。
5、本发明喷管部分采用排放冷却和发汗冷却复合冷却的冷却结构。因为需要同时对喷管外表面和内表面同时冷却，而喷管喉部因为热流密度大，冷却能力不足，因此单独采用排放冷却效果不好。整个喷管分为内层和外层两个部分，外层为与火箭燃烧室一体的排放冷却结构，内层为由金属基或陶瓷基复合材料通过不完全致密化工艺制成的喷管。在喷管喉部上方，设计一个冷却剂的储存室，给发汗冷却提供冷却剂。冷却剂通过由金属基或陶瓷基复合材料通过不完全致密化工艺(已有工艺)形成的有效孔隙通道，利用其高孔隙率、高比表面积的特点吸收喷管内部传出的热量。冷却剂从孔隙流出，进而在喷管内表面形成边界膜，阻隔传热。喷管内层的多孔发汗冷却结构能够增加冷却能力，解决喷管喉部冷却能力不足的问题，提高喷管冷却效果和可靠性。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种引射火箭的立体结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种引射火箭的半剖视图，示出了本发明实施例引射火箭采用的热防护结构；
图3为图2中局部放大示意图；
图4为本发明实施例中TRRE冲压燃烧室中引射火箭的工作环境示意图；
图5为本发明实施例中层板立体结构示意图；
图6为本发明实施例前缘头锥部分层板发汗冷却冷却剂流动示意图；
图7为本发明实施例喷管发汗冷却冷却剂流动示意图；
图8为本发明实施例中氧化剂流入喷注器剖面示意图。
附图标记：1前缘头锥；10层板；100周向分配区；101控制流道；102散步流道；103中心腔；11冷却剂通道；12层板发汗边界膜；2推力室；20燃烧室；21喷管；210喷管内层；2100喷管边界膜；211喷管外层；2110排放通道；22冷却剂流出通道；23氧化剂入口；24氧化剂喷嘴；3冷却剂通道；4储存室；5进料口；6分流通道；7燃料喷嘴；8冷却剂进入通道；9储存室通道；13喷注器。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好地理解此技术，我们结合附图和具体实施实例对本发明作进一步的详细说明。
本发明实施例提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥1和推力室2，所述推力室2包括燃烧室20和喷管21，所述喷管21分为喷管内层210和喷管外层211；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥1采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室20和喷管外层211采用排放冷却结构，所述喷管内层210采用多孔发汗冷却结构。
进一步，所述层板发汗冷却结构为：采用多个不同大小的层板10通过扩散焊焊接形成所述前缘头锥1，焊接而成的前缘头锥1中心形成冷却剂通道11；所述前缘头锥1通过冷却剂通道11发汗从而在所述前缘头锥1的外表面形成层板发汗边界膜12；
所述层板10的中心形成空心腔103，当多个不同大小的层板10通过扩散焊焊接成前缘头锥1后，不同大小的层板1的中心腔103形成所述冷却剂通道11。
参见图5，所述层板10为环形结构，厚度0.1～1mm；所述层板10从内往外依次加工出周向分配区100、控制流道101和散布流道102，所述周向分配区100、控制流道101和散布流道102沿层板10的圆周方向均匀分布。
传统的多孔发汗冷却结构在冲压燃烧室中，容易造成孔道堵塞，造成局部过热，局部过热处的流阻增大，冷却剂不经局部过热处而从相通孔道流过，造成局部过热出的扩大和恶化。本发明所述层板通过对周向分配区、控制流道和散布流道的合理设计，可以精确控制各区域的冷却剂流量。并且控制流道为细长结构，整个层板的流动阻力几乎都在该区域，而散布流道作为热影响区，即使出现局部过热，也不会影响到控制流道，流入的冷却剂流量也不会受影响，由此便可妥善解决多孔发汗冷却结构出现的局部过热处扩大和恶化的问题，还可达到重复使用的目的。
进一步，所述周向分配区100为环形流道，控制流道101为细长形结构，散布流道102为矩形结构。
进一步，喷管外层211设置为与引射火箭燃烧室20一体的排放冷却结构，喷管内层210由金属基或陶瓷基复合材料制成。
进一步，所述排放冷却结构为：在所述喷管外层211设置有排放通道2110；所述燃烧室20和所述喷管外层211的热量通过所述排放通道2110排出，所述冷却剂流出通道22设于所述燃烧室2上。
进一步，所述前缘头锥1和所述推力室2之间设置有燃料流道和喷注器13，喷注器13的端部设有氧化剂入口23，所述喷注器内设有燃料喷嘴7和氧化剂喷嘴24，所述氧化剂喷嘴24与氧化剂入口23相连，所述燃料流道包括进料口5、沿进料口5向引射火箭内部延伸的分流通道6、沿进料口5向燃烧室20方向延伸的燃料喷嘴7、以及沿进料口5向喷管外层211延伸的冷却剂进入通道8，所述冷却剂进入通道8与所述排放通道2110相连。
进一步，所述多孔发汗冷却结构为：在所述喷管21的喉部上方设置有储存室4，所述储存室4连接有储存室通道9，储存室通道9与排放通道2110相连，所述储存室4用以储存冷却剂，给喷管内层的多孔发汗冷却提供冷却剂，所述喷管内层210通过发汗在所述喷管内层210的内表面形成喷管边界膜2100。
进一步，所述排放通道2110采用螺旋形冷却通道结构。
本发明实施例的另一方面提供一种利用排放和发汗复合冷却对引射火箭的热防护方法，采用上述任意所述的热防护结构；所述前缘头锥1采用层板发汗冷却，所述燃烧室20和喷管外层211采用排放冷却，所述喷管内层210采用多孔发汗冷却。
本发明另一实施例提供一种引射火箭，所述引射火箭采用上述所述的热防护方法，所述引射火箭安装于TRRE冲压燃烧室内。
本发明实施例的工作原理如下：如图2所示，本发明实施例采用TRRE引射火箭，TRRE引射火箭工作在冲压燃烧室中，受高温燃气的作用。燃料由进料口5进入引射火箭，分为三路进行工作：
第一路燃料：一部分燃料作为冷却剂进入冷却剂进入通道8，再经过排放通道2110，进入螺旋的排放通道2110以后，一部分冷却剂经过冷却剂流出通道22排出至TRRE冲压燃烧室内进行燃烧再利用。由于排放通道2110与储存室通道9相连，排放通道2110中的冷却剂有一部分通过储存室通道9进入储存室4，给喷管发汗冷却提供冷却剂。冷却剂通过喷管内层的孔隙时吸收热量，最终到达喷管内表面形成喷管边界膜2100，阻隔传热。
第二、三路燃料：另一部分燃料经过分流通道6，一部分燃料进入前缘头锥1内的冷却剂通道3内(第二路)，燃料作为冷却剂由冷却剂通道3进入层板10形成的的前缘头锥1，流过层板10的周向分配区100、控制流道101、散布通道102，在此区域内利用层板比表面积大的特点进行对流换热，最终达到前缘头锥1的表面形成层板发汗边界膜12阻隔传热。还有一部分燃料经过分流通道6，进入喷注器13由燃料喷嘴7喷出(第三路)，与从氧化剂入口23进入、氧化剂喷嘴24喷出的氧化剂混合，进而在燃烧室20中燃烧。
进入喷注器13、冷却剂通道3和排放通道2110的燃料流量，通过通道的大小进行控制。通道的通流面积面积越小，通道越长，燃料通过时流阻越大，通过的流量就越小。可以预估进入喷注器13、冷却剂通道3和排放通道2110的燃料质量流量，进而精确设计各通道的大小和长短来控制流量。通过精确控制各处的流量大小，既能充分保证冷却效果，也能不造成燃料的浪费，因为发动机所带的燃料是有限的。
并且层板发汗冷却所需燃料流量较小，对用于燃烧和排放冷却的影响较小。
需要说明的是，本发明实施例中冷却剂采用TRRE发动机自带的燃料。
本发明实施例不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，其特征在于，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥(1)和推力室(2)，所述推力室(2)包括燃烧室(20)和喷管(21)，所述喷管(21)分为喷管内层(210)和喷管外层(211)；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥(1)采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室(20)和喷管外层(211)采用排放冷却结构，所述喷管内层(210)采用多孔发汗冷却结构。
2.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述层板发汗冷却结构为：采用多个不同大小的层板(10)通过扩散焊焊接形成所述前缘头锥(1)，焊接而成的前缘头锥(1)中心形成冷却剂通道(11)；所述前缘头锥(1)通过冷却剂通道(11)发汗从而在所述前缘头锥(1)的外表面形成层板发汗边界膜(12)；
所述层板(10)的中心形成空心腔(103)，当多个不同大小的层板(10)通过扩散焊焊接成前缘头锥(1)后，不同大小的层板(1)的中心腔(103)形成所述冷却剂通道(11)。
3.根据权利要求2所述的热防护结构，其特征在于，所述层板(10)为环形结构，厚度0.1～1mm；所述层板(10)从内往外依次加工出周向分配区(100)、控制流道(101)和散布流道(102)，所述周向分配区(100)、控制流道(101)和散布流道(102)沿层板(10)的圆周方向均匀分布。
4.根据权利要求3所述的热防护结构，其特征在于，所述周向分配区(100)为环形流道，控制流道(101)为细长形结构，散布流道(102)为矩形结构。
5.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，喷管外层(211)设置为与引射火箭燃烧室(20)一体的排放冷却结构，喷管内层(210)由金属基或陶瓷基复合材料制成。
6.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述排放冷却结构为：在所述喷管外层(211)设置有排放通道(2110)；所述燃烧室(20)和所述喷管外层(211)的热量依次通过所述排放通道(2110)、冷却剂流出通道(22)排出；所述冷却剂流出通道(22)设于所述燃烧室(2)上。
7.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述前缘头锥(1)和所述推力室(2)之间设置有燃料流道和喷注器(13)，喷注器(13)的端部设有氧化剂入口(23)，所述喷注器(13)内设有燃料喷嘴(7)和氧化剂喷嘴(24)，所述氧化剂喷嘴(24)与氧化剂入口(23)相连，所述燃料流道包括进料口(5)、沿进料口(5)向引射火箭内部延伸的分流通道(6)、沿进料口(5)向燃烧室(20)方向延伸的燃料喷嘴(7)、以及沿进料口(5)向喷管外层(211)延伸的冷却剂进入通道(8)，所述冷却剂进入通道(8)与所述排放通道(2110)相连。
8.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述多孔发汗冷却结构为：在所述喷管(21)的喉部上方设置有储存室(4)，所述储存室(4)连接有储存室通道(9)，储存室通道(9)与排放通道(2110)相连，所述储存室(4)用以储存冷却剂，给喷管内层的多孔发汗冷却提供冷却剂，所述喷管内层(210)通过发汗在所述喷管内层(210)的内表面形成喷管边界膜(2100)。
9.一种利用排放和发汗复合冷却对引射火箭的热防护方法，其特征在于，采用如权利要求1-8任意所述的热防护结构；所述前缘头锥(1)采用层板发汗冷却，所述燃烧室(20)和喷管外层(211)采用排放冷却，所述喷管内层(210)采用多孔发汗冷却。
10.一种引射火箭，其特征在于，所述引射火箭采用权利要求9所述的热防护方法，所述引射火箭安装于TRRE冲压燃烧室内。
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Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110566999A (zh) * | 2019-09-20 | 2019-12-13 | 清华大学 | 利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构 |
| CN110594036A (zh) * | 2019-08-23 | 2019-12-20 | 西北工业大学 | 火箭基组合循环发动机的主动冷却双喷管支板引射火箭 |
| CN110594037A (zh) * | 2019-10-09 | 2019-12-20 | 湖南云顶智能科技有限公司 | 一体化引射火箭发动机组件及其发动机 |
| CN111874273A (zh) * | 2020-07-01 | 2020-11-03 | 北京坤飞航天科技有限公司 | 一种推进剂加注***和一种推进剂加注方法 |
| CN114483372A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-05-13 | 华中科技大学 | 一种rbcc发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法 |
| CN114810424A (zh) * | 2022-04-29 | 2022-07-29 | 西北工业大学 | 一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构 |
| CN117514523A (zh) * | 2023-11-20 | 2024-02-06 | 北京智创联合科技股份有限公司 | 一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2283965C1 (ru) * | 2004-02-12 | 2006-09-20 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Система охлаждения камеры сгорания двигателя |
| CN103192978A (zh) * | 2013-04-02 | 2013-07-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥 |
| CN106894918A (zh) * | 2017-03-13 | 2017-06-27 | 西北工业大学 | 一种适用于组合动力循环发动机的模态预冷循环*** |
| CN107719630A (zh) * | 2017-09-25 | 2018-02-23 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种层板式燃气发汗鼻锥 |
| CN107956601A (zh) * | 2017-06-15 | 2018-04-24 | 葛明龙 | 一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室 |
| CN108438205A (zh) * | 2018-03-13 | 2018-08-24 | 中国科学技术大学 | 自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法 |
| CN108843460A (zh) * | 2018-06-28 | 2018-11-20 | 厦门大学 | 涡轮冲压组合发动机预冷热电转换及增推方法 |
| CN209990561U (zh) * | 2019-03-06 | 2020-01-24 | 中南大学 | 一种trre引射火箭的热防护结构及其引射火箭 |
-
2019
- 2019-03-06 CN CN201910166190.7A patent/CN109812352A/zh active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2283965C1 (ru) * | 2004-02-12 | 2006-09-20 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Система охлаждения камеры сгорания двигателя |
| CN103192978A (zh) * | 2013-04-02 | 2013-07-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥 |
| CN106894918A (zh) * | 2017-03-13 | 2017-06-27 | 西北工业大学 | 一种适用于组合动力循环发动机的模态预冷循环*** |
| CN107956601A (zh) * | 2017-06-15 | 2018-04-24 | 葛明龙 | 一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室 |
| CN107719630A (zh) * | 2017-09-25 | 2018-02-23 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种层板式燃气发汗鼻锥 |
| CN108438205A (zh) * | 2018-03-13 | 2018-08-24 | 中国科学技术大学 | 自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法 |
| CN108843460A (zh) * | 2018-06-28 | 2018-11-20 | 厦门大学 | 涡轮冲压组合发动机预冷热电转换及增推方法 |
| CN209990561U (zh) * | 2019-03-06 | 2020-01-24 | 中南大学 | 一种trre引射火箭的热防护结构及其引射火箭 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ""高超声速组合循环发动机综合热管理技术需求分析"" * |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110594036A (zh) * | 2019-08-23 | 2019-12-20 | 西北工业大学 | 火箭基组合循环发动机的主动冷却双喷管支板引射火箭 |
| CN110594036B (zh) * | 2019-08-23 | 2020-06-02 | 西北工业大学 | 火箭基组合循环发动机的主动冷却双喷管支板引射火箭 |
| CN110566999A (zh) * | 2019-09-20 | 2019-12-13 | 清华大学 | 利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构 |
| CN110566999B (zh) * | 2019-09-20 | 2020-07-28 | 清华大学 | 利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构 |
| CN110594037A (zh) * | 2019-10-09 | 2019-12-20 | 湖南云顶智能科技有限公司 | 一体化引射火箭发动机组件及其发动机 |
| CN111874273A (zh) * | 2020-07-01 | 2020-11-03 | 北京坤飞航天科技有限公司 | 一种推进剂加注***和一种推进剂加注方法 |
| CN114483372A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-05-13 | 华中科技大学 | 一种rbcc发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法 |
| CN114483372B (zh) * | 2022-03-18 | 2023-07-04 | 华中科技大学 | 一种rbcc发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法 |
| CN114810424A (zh) * | 2022-04-29 | 2022-07-29 | 西北工业大学 | 一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构 |
| CN114810424B (zh) * | 2022-04-29 | 2024-02-02 | 西北工业大学 | 一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构 |
| CN117514523A (zh) * | 2023-11-20 | 2024-02-06 | 北京智创联合科技股份有限公司 | 一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法 |
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