CN114459286A - 一种火箭尾焰导出装置 - Google Patents
一种火箭尾焰导出装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114459286A CN114459286A CN202110901621.7A CN202110901621A CN114459286A CN 114459286 A CN114459286 A CN 114459286A CN 202110901621 A CN202110901621 A CN 202110901621A CN 114459286 A CN114459286 A CN 114459286A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- plate
- cambered
- tail flame
- out device
- rocket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本发明公开了一种火箭尾焰导出装置，包括弧面板、立板、和筋板；所述弧面板有两块，下凹面朝上，拼接成拱状板；所述立板有两块，分别设置在所述拱状板的两侧；每块所述立板均连接到两块所述弧面板；所述筋板安装在所述弧面板的下方；还包括压接板；所述压接板安装在所述弧面板和所述立板的下方，连接所述弧面板和所述立板；还包括起吊板，安装在所述立板上；所述起吊板上安装有起吊钩；还包括夹板；每块所述立板各自被两块所述夹板挤压在中间。本发明能够有效提高产品的重复使用次数，降低生产、制造等成本；减小次生灾害，提高发射任务的可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发射结构领域，特别涉及一种火箭尾焰导出装置。
背景技术
液体火箭起飞前，火箭发动机点火后，会产生高温、高压的热流气体，从喷管喷出的高温、高速热流气体的朝向垂直地面方向。在火箭起飞离地前，若不能及时、有效的将尾焰排出，将会对火箭产生不可逆的负面影响，从而导致火箭的发射任务的失败。
目前国内采用的火箭发动机台体为了满足安装等工装的需要，在承受高温、高速的热流气体喷射时，可能会因为热流气体侵蚀导致台体发生损坏。为防止高温热流损坏台体设施、设备，同时避免气体残留物冲击地面后反弹对发动机的影响，避免火箭尾焰对火箭的此生危害，须对热流进行导引。现有技术中缺少成熟的火箭尾焰导流设备。
发明内容
本发明的目的在于提供一种火箭尾焰导出装置，用于解决上述至少一个技术问题，其能够有效提高产品的重复使用次数，降低生产、制造等成本；减小次生灾害，提高发射任务的可靠性。
本发明的实施例是这样实现的：
一种火箭尾焰导出装置，其包括弧面板、立板、和筋板。
所述弧面板有两块，下凹面朝上，拼接成拱状板。
所述立板有两块，分别设置在所述拱状板的两侧。
每块所述立板均连接到两块所述弧面板。
所述筋板安装在所述弧面板的下方。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括压接板。
所述压接板安装在所述弧面板和所述立板的下方，连接所述弧面板和所述立板。
其技术效果在于：所述压接板用于连接所述弧面板和所述立板。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的还包括起吊板，安装在所述立板上。
所述起吊板上安装有起吊钩。
其技术效果在于：方便吊装。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括夹板。
每块所述立板各自被两块所述夹板挤压在中间。
其技术效果在于：用于加强整体强度。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括若干连接螺栓，分别安装所述在所述立板上。
其技术效果在于：方便安装。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的有若干块，每块)所述筋板从一块所述弧面板的低侧的端点连接到另一块所述弧面板的低侧的端点。
其技术效果在于：可加强整体强度和稳定性。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述压接板包括支撑板和连接板。
所述支撑板安装在所述弧面板的下方。
所述连接板安装在所述支撑板的下方。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述连接板与所述筋板相垂直。
其技术效果在于：增加结构的稳定性。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述弧面板、所述立板、所述筋板、所述压接板、所述起吊板和所述夹板一体焊接成型。
其技术效果在于：结构的整体性、稳定性强。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述立板上开设有减重孔。
其技术效果在于：方便散热。
本发明实施例的有益效果是：
本发明整体采用弧面结构，整体圆润，无尖刺、尖角等结构，弧面设计符合空气流畅要求，阻力小，可将火箭发动机喷射的高温、集中热快速扩散开，起到降低温度的目的；本发明的脊柱梁保持与火箭中心重合，且弧面的引流面比较长，火箭点火后，时刻可以保证弧面引流面为正压力，使得火箭尾焰被时刻压制在弧面上，进而不会被回旋火伤到火箭上的重要器件。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明火箭尾焰导出装置的结构示意图；
图2为本发明火箭尾焰导出装置的主视结构示意图；
图3为本发明火箭尾焰导出装置的侧视结构示意图；
图4为本发明火箭尾焰导出装置的俯视结构示意图；
图5为本发明火箭尾焰导出装置的降温效果示意图；
图6为本发明火箭尾焰导出装置的降压效果示意图。
图中：1-弧面板；2-立板；201-减重孔；3-筋板；4-起吊板；5-压接板；501-支撑板；502-连接板；6-夹板。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件能够以各种不同的配置来布置和设计。
请参照图1至图4，本发明的第一个实施例提供一种火箭尾焰导出装置，其包括弧面板1、立板2、和筋板3。
所述弧面板1有两块，下凹面朝上，拼接成拱状板。
所述立板2有两块，分别设置在所述拱状板的两侧。
每块所述立板2均连接到两块所述弧面板1。
所述筋板3安装在所述弧面板1的下方。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括压接板5。
所述压接板5安装在所述弧面板1和所述立板2的下方，连接所述弧面板1和所述立板2。
其技术效果在于：所述压接板5用于连接所述弧面板1和所述立板2。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的还包括起吊板4，安装在所述立板2上。
所述起吊板4上安装有起吊钩。
其技术效果在于：方便吊装。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括夹板6。
每块所述立板2各自被两块所述夹板6挤压在中间。
其技术效果在于：用于加强整体强度。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置还包括若干连接螺栓，分别安装所述在所述立板2上。
其技术效果在于：方便安装。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述筋板3有若干块，每块所述筋板3从一块所述弧面板1的低侧的端点连接到另一块所述弧面板1的低侧的端点。
其技术效果在于：可加强整体强度和稳定性。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述压接板5包括支撑板501和连接板502。
所述支撑板501安装在所述弧面板1的下方。
所述连接板502安装在所述支撑板501的下方。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述连接板502与所述筋板3相垂直。
其技术效果在于：增加结构的稳定性。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述弧面板1、所述立板2、所述筋板3、所述压接板5、所述起吊板4和所述夹板6一体焊接成型。
其技术效果在于：结构的整体性、稳定性强。
在本发明较佳的实施例中，上述火箭尾焰导出装置的所述立板2上开设有减重孔201。
其技术效果在于：方便散热。
本发明火箭尾焰导出中的元器件选用成熟、可靠、耐烧蚀材料，并经过是高温、撞击等试验验证，充分保证其可靠、有效性。
通过对结构尺寸、参数等优化，可实现更大范围的适应能力。
本方案中的弧面板、立板、筋板、起吊板、压接板、连接螺栓等几大主要构件没有具体标定数值，可根据实际使用需要在本发明的基础上进行设计。
本发明的火箭尾焰导出装置外形尺寸可达到的7500mm×3300mm×2510mm，目前未有其他装置可以达到同样的规模。
请参照图5至图6，本发明的第二个实施例提供一种火箭尾焰导出装置的降温和降压数据。
如图5所示，本发明火箭尾焰导出装置的对应喷流核心区温度高，可达3200K左右；接近地面区域受经导出装置反射后气流冲击最高温度降至2200～2500K。
如图6所示，经发明火箭尾焰导出装置的反射未见喷流反流对火箭底部燃气冲击影响，由于室压缓慢升高，形成稳定的“流动通道”，反射不会反流至火箭底部。
本发明实施例旨在保护一种火箭尾焰导出装置，具备如下效果：
1.本发明整体采用弧面结构，整体圆润，无尖刺、尖角等结构，弧面设计符合空气流畅要求，阻力小，可将火箭发动机喷射的高温、集中热快速扩散开，起到降低温度的目的。
2.本发明的脊柱梁保持与火箭中心重合，且弧面的引流面比较长，火箭点火后，时刻可以保证弧面引流面为正压力，使得火箭尾焰被时刻压制在弧面上，进而不会被回旋火伤到火箭上的重要器件。
应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。
Claims (10)
1.一种火箭尾焰导出装置，其特征在于，包括弧面板(1)、立板(2)、和筋板(3)；
所述弧面板(1)有两块，下凹面朝上，拼接成拱状板；
所述立板(2)有两块，分别设置在所述拱状板的两侧；
每块所述立板(2)均连接到两块所述弧面板(1)；
所述筋板(3)安装在所述弧面板(1)的下方。
2.根据权利要求1所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
还包括压接板(5)；
所述压接板(5)安装在所述弧面板(1)和所述立板(2)的下方，连接所述弧面板(1)和所述立板(2)。
3.根据权利要求2所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
还包括起吊板(4)，安装在所述立板(2)上；
所述起吊板(4)上安装有起吊钩。
4.根据权利要求3所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
还包括夹板(6)；
每块所述立板(2)各自被两块所述夹板(6)挤压在中间。
5.根据权利要求1所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
还包括若干连接螺栓，分别安装所述在所述立板(2)上。
6.根据权利要求1所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
所述筋板(3)从一块所述弧面板(1)的低侧的端点连接到另一块所述弧面板(1)的低侧的端点。
7.根据权利要求1所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
所述压接板(5)包括支撑板(501)和连接板(502)；
所述支撑板(501)安装在所述弧面板(1)的下方；
所述连接板(502)安装在所述支撑板(501)的下方。
8.根据权利要求7所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
所述连接板(502)与所述筋板(3)相垂直。
9.根据权利要求4所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
所述弧面板(1)、所述立板(2)、所述筋板(3)、所述压接板(5)、所述起吊板(4)和所述夹板(6)一体焊接成型。
10.根据权利要求1所述的火箭尾焰导出装置，其特征在于，
所述立板(2)上开设有减重孔(201)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110901621.7A CN114459286A (zh) | 2021-08-06 | 2021-08-06 | 一种火箭尾焰导出装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110901621.7A CN114459286A (zh) | 2021-08-06 | 2021-08-06 | 一种火箭尾焰导出装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114459286A true CN114459286A (zh) | 2022-05-10 |
Family
ID=81405441
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110901621.7A Pending CN114459286A (zh) | 2021-08-06 | 2021-08-06 | 一种火箭尾焰导出装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114459286A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115183628A (zh) * | 2022-08-11 | 2022-10-14 | 北京航天发射技术研究所 | 一种导流装置 |
| CN115200407A (zh) * | 2022-08-01 | 2022-10-18 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种海上悬浮式火箭发射平台、火箭发射装置及发射方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0652153A1 (fr) * | 1993-11-04 | 1995-05-10 | ETAT FRANCAIS Représenté par le délÀ©gué général pour l'armement | Dispositif d'évacuation des gaz de combustion de missiles sur un navire |
| CN107131794A (zh) * | 2017-07-04 | 2017-09-05 | 北京理工大学 | 一种车载导弹发射双弧型导流器 |
| CN109470080A (zh) * | 2018-10-30 | 2019-03-15 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种车载导弹发射导流装置及具有该导流装置的发射车 |
| CN110132058A (zh) * | 2019-05-14 | 2019-08-16 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 燃气流排导装置及排导方法 |
| CN110514066A (zh) * | 2019-08-20 | 2019-11-29 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 一种耐烧蚀压紧装置及压紧板的制造方法 |
-
2021
- 2021-08-06 CN CN202110901621.7A patent/CN114459286A/zh active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0652153A1 (fr) * | 1993-11-04 | 1995-05-10 | ETAT FRANCAIS Représenté par le délÀ©gué général pour l'armement | Dispositif d'évacuation des gaz de combustion de missiles sur un navire |
| CN107131794A (zh) * | 2017-07-04 | 2017-09-05 | 北京理工大学 | 一种车载导弹发射双弧型导流器 |
| CN109470080A (zh) * | 2018-10-30 | 2019-03-15 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种车载导弹发射导流装置及具有该导流装置的发射车 |
| CN110132058A (zh) * | 2019-05-14 | 2019-08-16 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 燃气流排导装置及排导方法 |
| CN110514066A (zh) * | 2019-08-20 | 2019-11-29 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 一种耐烧蚀压紧装置及压紧板的制造方法 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115200407A (zh) * | 2022-08-01 | 2022-10-18 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种海上悬浮式火箭发射平台、火箭发射装置及发射方法 |
| CN115200407B (zh) * | 2022-08-01 | 2023-08-18 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种海上悬浮式火箭发射平台、火箭发射装置及发射方法 |
| CN115183628A (zh) * | 2022-08-11 | 2022-10-14 | 北京航天发射技术研究所 | 一种导流装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN114459286A (zh) | 一种火箭尾焰导出装置 | |
| CN209582939U (zh) | 一种新型推送板 | |
| CN213459320U (zh) | 一种电感器的底座结构 | |
| CN207624503U (zh) | 具有微正压特性的内油式金属波纹储油柜 | |
| CN214701934U (zh) | 一种用于移动发射装置的导流器 | |
| CN206806030U (zh) | 一种带有多线性支撑弹簧的增强抗磨蚀性能栅格 | |
| CN103398229B (zh) | 核电站核岛高抗震带孔托盘 | |
| CN206179689U (zh) | 超级电容模组 | |
| CN206524752U (zh) | 一种防静电的高压变频器 | |
| CN207852411U (zh) | 一种安全性好的光伏发电干式变压器 | |
| CN206772564U (zh) | 横梁总成快速检验漏冲孔装置 | |
| CN219952650U (zh) | 一种吸收塔与ggh支架连接装置 | |
| CN208078082U (zh) | 一种具有保护作用的汇流片 | |
| CN201974090U (zh) | 在波纹上有凹槽并带焊接点的波纹油箱片及波纹散热器 | |
| CN204941714U (zh) | 一种新型一体式气缸盖 | |
| CN216038122U (zh) | 一种空预器底部轴承吊装工装 | |
| CN220439667U (zh) | 一种热电池 | |
| CN219443983U (zh) | 变压器油箱的散热片焊接辅助装置 | |
| CN215237197U (zh) | 一种电控柜生产用双固定压模装置 | |
| CN216443589U (zh) | 保安支架底座 | |
| CN207239574U (zh) | 车架焊接支撑翻转装置用泄压结构 | |
| CN214946904U (zh) | 一种涂片管道的安装支架 | |
| CN217208292U (zh) | 一种三通焊缝顶丝带压堵漏装置 | |
| CN108541163A (zh) | 一种具有绝缘保护功能的防爆电气柜 | |
| CN112864916B (zh) | 热力公司用供热系统的配电柜组 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |