一种新型的火箭发动机尾喷管喉部结构

摘要

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。