CN116220952B - 喷管、火箭发动机及运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭。本发明提供一种喷管，包括：喷管主体，外周壁具有至少一个燃气导流通道；至少一个控制部件，设置于燃气导流通道，用于控制由喷管主体的内部经燃气导流通道向外流出的燃气的流量。本发明提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭，用以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。

Description

喷管、火箭发动机及运载火箭

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种喷管、火箭发动机及运载火箭。

背景技术

运载火箭是指将人们制造的各种航天器推向太空的载具。运载火箭通常包括多个火箭子级，每一个火箭子级都装有火箭发动机和燃料。喷管是火箭发动机的一个重要结构，能通过改变管段内壁的几何形状以加速燃气气流，从而产生推力。

现有技术中，当飞行器（例如运载火箭）按照指令进行弹道飞行时，需保持一定的姿态，若想保证飞行姿态稳定，克服各种干扰，则需对飞行器提供一定的控制力。以固体火箭发动机为例，固体火箭发动机的控制力的产生主要是依靠改变喷管出口排气方向以获得侧向力，也即，通过控制推力方向以获得侧向力。目前常用的推力方向控制方案主要有柔性喷管、珠承喷管、球窝喷管、液浮喷管、二次喷射推力方向控制和燃气舵等。

柔性喷管的主要优点是其柔性接头具有抗轴向外力的能力，而在剪切外力的作用下又能变形，并且本身具有较好的密封性，所以柔性喷管的性能较优越，但柔性接头的弹性材料受环境的影响较大，在不同的环境温度下，天然橡胶的性能不同，导致摆动力矩的变化较大，摆心的漂移也不同；另外，橡胶在长期贮存中存在老化问题，因此必须做防老化处理。

珠承喷管的主要优点是摆动力矩较小，并且力矩不会随摆角成比例增大，摆心位移较小，适用环境能力强，贮存老化性能变化小等，但对高温高压燃气的动密封可靠性差，对球面材料的要求高，以及抗扭矩转刚度低。

球窝喷管的主要优点与珠承喷管基本相同，但对阴阳球材料的性能要求高，阴阳球面的加工工艺要求高，同时阴阳球面的摩擦力矩变化范围较大。

液浮喷管的主要优点是控制摆动力矩小，对加工精度和工艺要求较低，但在不受压时绕喷管轴线的扭转刚度小，在摆动时易发生径向扭转，从而影响摆动，或在其他外界影响下，喷管易变位，另外，液浮轴承内充满液体，在贮存和使用时可能会发生渗漏，使勤务处理困难，使用可靠性降低。

二次喷射推力方向控制的主要优点是频率响应快和效率高，但侧向力较小，同时结构较为复杂，需要环形液体贮箱和增压气瓶等，消极质量较大，尤其对于要求大侧向力的固体火箭发动机，二次喷射的使用条件受限较大。

燃气舵的主要优点是结构简单，作动力矩小，伺服系统质量小，喷管不摆动，但推力损失大，侧向力较小，舵面烧蚀严重，对于要求侧向力较大并且工作时间较长的发动机不适宜使用燃气舵方案。

发明内容

本发明提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭，用以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。

本发明提供一种喷管，包括：喷管主体，外周壁具有至少一个燃气导流通道；至少一个控制部件，设置于燃气导流通道，用于控制由喷管主体的内部经燃气导流通道向外流出的燃气的流量。

在本发明的实施方式中，喷管主体包括：喷管部件，具有燃气流道和至少一个安装孔，燃气流道贯穿于喷管部件的沿喷管的轴向设置的两端，至少一个安装孔设置于喷管部件的外周壁；至少一个燃气导流部件，通过安装孔对应穿设于喷管部件的外周壁，燃气导流通道设置于燃气导流部件。

在本发明的实施方式中，喷管部件包括：喷管壳体；扩张段，内壁沿自喷管的燃气入口端至喷管的燃气出口端渐扩设置，喷管壳体套设于扩张段，安装孔设置于扩张段的外周壁，喷管壳体和扩张段围绕于燃气流道。

在本发明的实施方式中，还包括：绝热层，位于喷管的燃气入口端，喷管壳体夹设于绝热层和扩张段之间；喉衬部件，位于喷管的燃气入口端，并穿设于扩张段，且围绕于燃气流道。

在本发明的实施方式中，还包括伺服部件，连接喷管部件和燃气导流部件，用于调整燃气导流通道的出口位置，以改变燃气导流通道内的燃气的方向。

在本发明的实施方式中，燃气导流通道和控制部件为多个，多个燃气导流通道沿喷管主体周向均匀间隔设置，各控制部件一一对应设置于各燃气导流通道。

在本发明的实施方式中，控制部件为球阀。

在本发明的实施方式中，控制部件为耐高温材料制成的控制部件。

本发明还提供一种火箭发动机，包括上述的喷管。

本发明还提供一种运载火箭，包括上述的喷管，或者，上述的火箭发动机。

本发明提供的喷管、火箭发动机及运载火箭，喷管主体的外周壁具有燃气导流通道，控制部件设置于燃气导流通道，能控制由喷管主体的内部经燃气导流通道向外流出的燃气的流量，以获得侧向力，实现推力矢量控制，相较于现有技术，无需二次喷射推力方向控制所使用的环形液体贮箱和增压气瓶等，即可实现推力矢量控制，简化了喷管的结构，减少了所需的零部件，因此降低了零部件损坏的概率，进而降低了喷管的消极质量，以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。

此外，由于本发明的喷管，无需对球面（例如球窝喷管的阴阳球面）材料进行加工，因此，降低了对加工工艺的要求，方便生产制造，进而能缩短喷管生产制造周期，降低生产制造成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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的附图。

图1是本发明的喷管的一个实施方式的示意图。

图2是本发明的喷管的另一个实施方式的示意图。

附图标记：

1、喷管主体；11、喷管部件；111、燃气流道；112、喷管壳体；113、扩张段；1131、安装孔；12、燃气导流部件；121、燃气导流件；1211、燃气导流通道；122、抵持件；2、控制部件；3、绝热层；4、喉衬部件；5、伺服部件；51、输出轴；O、喷管的轴向。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本实施方式的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实施方式和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实施方式的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本实施方式的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本实施方式中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实施方式中的具体含义。

图1至图2展示了本发明提供的喷管、火箭发动机及运载火箭，从图中可以看出，本发明提供的喷管包括喷管主体1和至少一个控制部件2，喷管主体1的外周壁具有至少一个燃气导流通道1211；至少一个控制部件2设置于燃气导流通道1211，用于控制由喷管主体1的内部经燃气导流通道1211向外流出的燃气的流量。

本发明提供的喷管，控制部件2设置于燃气导流通道1211，能控制由喷管主体1的内部经燃气导流通道1211向外流出的燃气的流量，以获得侧向力，实现推力矢量控制，相较于现有技术，无需二次喷射推力方向控制所使用的环形液体贮箱和增压气瓶等，即可实现推力矢量控制，简化了喷管的结构，减少了所需的零部件，因此降低了零部件损坏的概率，进而降低了喷管的消极质量，以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。

此外，由于本发明的喷管，无需对球面（例如球窝喷管的阴阳球面）材料进行加工，因此，降低了对加工工艺的要求，方便生产制造，进而能缩短喷管生产制造周期，降低生产制造成本。

根据本发明的一个实施方式，喷管可为拉瓦尔喷管。喷管的前半部可由大变小向中间收缩至一个窄喉。窄喉之后又由小变大向外扩张至箭底。箭体中的气体受高压流入喷管的前半部，穿过窄喉后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至超音速。

可以理解的是，拉瓦尔喷管作为推力室的一种重要组成部分，拉瓦尔喷管性能的好坏能够对装置的整体性能产生重大的影响。在火箭发动机中，拉瓦尔喷管主要功能有两个：一是通过控制喷管喉部的面积实现对燃气流量的控制，确保燃气室内的燃气压强维持在预定的压强；二是通过拉瓦尔喷管先收敛后扩张的几何结构使管内燃气流速发生从亚音速到声速的增加，高速燃气的喷出产生推力。

根据本发明的一个实施方式，燃气导流通道1211和控制部件2可为多个，多个燃气导流通道1211沿喷管主体1周向均匀间隔设置，各控制部件2一一对应设置于各燃气导流通道1211。

具体实施时，燃气导流通道1211和控制部件2可为四个，也即，喷管主体1的外周壁具有四个燃气导流通道1211，每个燃气导流通道1211均对应设有一控制部件2。

在一些实施方式中，燃气导流通道1211和控制部件2可为六个、七个或十个。

在本发明的实施方式中，控制部件2可为球阀。控制部件2可为耐高温材料制成的控制部件2，耐高温材料可为镍基高温合金（GH3230）。也即，控制部件2可为耐高温球阀。

根据本发明的一个实施方式，喷管主体1可包括喷管部件11和至少一个燃气导流部件12，喷管部件11具有燃气流道111和至少一个安装孔1131，燃气流道111贯穿于喷管部件11的沿喷管的轴向O设置的两端，至少一个安装孔1131设置于喷管部件11的外周壁；至少一个燃气导流部件12，通过安装孔1131对应穿设于喷管部件11的外周壁，燃气导流通道1211设置于燃气导流部件12。

根据本发明的一个实施方式，喷管部件11包括喷管壳体112和扩张段113，扩张段113的内壁沿自喷管的燃气入口端至喷管的燃气出口端渐扩设置，喷管壳体112套设于扩张段113，喷管壳体112用于支撑整个喷管结构，安装孔1131设置于扩张段113的外周壁。

根据本发明的一个实施方式，燃气导流部件12包括燃气导流件121和抵持件122，燃气导流件121由安装孔1131向外凸出设置，燃气导流通道1211设置于燃气导流件121；抵持件122套设于燃气导流件121，安装孔1131包括由内至外依次连通且孔径依次减小的第一孔和第二孔，第一孔和第二孔间形成有台阶面，抵持件122位于第一孔并抵持于台阶面，燃气导流件121通过抵持件122设置于扩张段113的外周壁。

具体实施时，燃气导流部件12穿设于喷管部件11并抵持于喷管部件11，方便燃气导流部件12安装，提高安装效率。

在本发明的实施方式中，燃气导流件121可呈管状，抵持件122可呈环状。

根据本发明的一个实施方式，本发明的喷管还可包括绝热层3和喉衬部件4，绝热层3位于喷管的燃气入口端，绝热层3用于隔离喉衬向喷管壳体112的热传导，喷管壳体112夹设于绝热层3和扩张段113之间；喉衬部件4位于喷管的燃气入口端，并穿设于扩张段113，用于抗燃气流直接冲刷。

在本发明的实施方式中，绝热层3可采用玻璃钢等低热导率非金属材料制成，用于抵抗高温燃气的热传导，绝热层3与喷管壳体112可粘接；喉衬部件4可采用钨合金喉衬；喷管壳体112可采用金属材料，用于提高喷管的结构强度。

根据本发明的一个实施方式，本发明的喷管还可包括伺服部件5，连接喷管部件11和燃气导流部件12，用于调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向。

具体实施时，由于伺服部件5连接喷管部件11和燃气导流部件12，燃气导流通道1211设置于燃气导流部件12，因此，伺服部件5能驱动燃气导流部件12进行运动，从而改变燃气导流部件12的燃气导流通道1211的位置，进而能调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向。

在本发明的实施方式中，伺服部件5可为电缸，设置于喷管部件11，且电缸的输出轴51连接燃气导流部件12的外周壁。

具体实施时，电缸的输出轴51在直线运动的过程中，也即，电缸的输出轴51的伸缩，能驱动燃气导流部件12进行运动，从而改变燃气导流部件12的燃气导流通道1211的位置，进而能调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向。

在一个可行的实施方式中，电缸的输出轴51的端部可固定连接于燃气导流部件12的外周壁。

具体实施时，电缸的输出轴51无论是伸展还是收缩，都能驱动燃气导流部件12进行运动，例如，在电缸的输出轴51伸展时，能驱动燃气导流部件12朝远离燃气入口端的方向运动，从而改变燃气导流部件12的燃气导流通道1211的位置，进而能调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向；在电缸的输出轴51收缩时，能驱动燃气导流部件12朝靠近燃气入口端的方向运动，从而改变燃气导流部件12的燃气导流通道1211的位置，进而能调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向。

在另一个可行的实施方式中，电缸的输出轴51的端部可抵接于燃气导流部件12的外周壁。

具体实施时，只有在电缸的输出轴51抵接于燃气导流部件12的外周壁时，才能驱动燃气导流部件12进行运动，例如，在电缸的输出轴51伸展时，电缸的输出轴51能顶抵于燃气导流部件12，驱动燃气导流部件12朝远离燃气入口端的方向运动，从而改变燃气导流部件12的燃气导流通道1211的位置，进而能调整燃气导流通道1211的出口的位置，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向；而在电缸的输出轴51收缩至与燃气导流部件12分离时，由于燃气导流部件12是穿设于喷管部件11的外周壁的，因此，在电缸的输出轴51收缩至与燃气导流部件12分离时，电缸的输出轴51不能继续驱动燃气导流部件12进行运动，也即，在电缸的输出轴51收缩至与燃气导流部件12分离后，即便是电缸的输出轴51继续收缩，也不能改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向。

根据本发明的一个实施方式，燃气导流部件12包括依次连接的第一段、第二段和第三段；第一段通过安装孔1131对应穿设于喷管部件11的外周壁；第二段位于喷管部件11外；第三段位于喷管部件11外，控制部件2设置于第三段；喷管壳体112的外周壁套设有一法兰，伺服部件5（电缸）设置于法兰的朝向喷管的燃气出口端的一侧，电缸的输出轴51连接（例如固定连接）第三段。

在本发明的实施方式中，第二段可为柔性组件。

可以理解的是，柔性组件可呈管状，是一种能发生形变的弹性件，例如，柔性组件可通过橡胶与金属件（或可称金属网）交替叠加，并经层层压制而成，且在一些实施方式中，可在柔性组件的内周壁和柔性组件的外周壁涂覆耐高温涂层。

具体实施时，由于电缸的输出轴51连接第三段，而第二段能发生形变，因此在电缸的输出轴51作直线运动的过程中，第二段会同步发生形变，同时，随着第二段发生形变，第三段会同步进行运动，而燃气导流通道1211的出口设置于第三段，因此，随着第三段的运动，燃气导流通道1211的出口的位置会进行改变，以改变燃气导流通道1211内向外流出的燃气的方向，达到方便推力矢量控制的技术效果。

在一些实施方式中，本发明提供的喷管可包括喉衬部件4、绝热层3、喷管壳体112、扩张段113、燃气导流部件12和控制部件2，喷管壳体112能将喷管与发动机燃烧室连接在一起，在发动机工作过程中，高温燃气经喉衬部件4和扩张段113加速后，从喷管的燃气出口端高速排出，产生推力。

在本发明的实施方式中，采用在扩张段113的某一截面位置处均匀布置四个安装有耐高温球阀的燃气导流部件12，在发动机工作过程中，通过调整耐高温球阀的转动角度，来控制流经燃气导流通道1211的燃气的流量，进而控制产生的侧向力的大小，实现发动机的推力矢量控制，通过开启一个或者多个耐高温球阀来产生合成侧向力，实现飞行器（例如运载火箭）的飞行弹道控制。

在一些实施方式中，扩张段113的内壁上设置有隔热层。隔热层可包括热障涂层和过渡层，过渡层设置在扩张段113的内壁和热障涂层之间。

在本实施方式中，热障涂层可为氧化钇稳定氧化锆涂层，过渡层可为镍基高温合金层。热障涂层的设置能实现对扩张段113的内腔进行隔热，提高扩张段113的抗冲刷和抗氧化能力。

在一些实施方式中，热障涂层和过渡层也可以选择其他耐高温涂层或金属，如陶瓷涂料或硅酸盐类涂料等。

此外，在扩张段113的外壁上还可设置有高温辐射层，高温辐射层可为氧化铝钛涂层。高温辐射层的设置能提高扩张段113外壁高温辐射发射率，降低扩张段113的壁面温度，另外氧化铝钛涂层的设置还起到耐磨、防腐蚀和抗氧化的作用。

本发明还提供一种火箭发动机，包括上述的喷管。喷管的具体结构、工作原理以及有益效果与上述实施方式相同，在此不再赘述。

可以理解的是，火箭发动机是指由飞行器自带推进剂（能源），而不利用外界空气的喷气发动机。可以在稠密大气层以外的空间工作，能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流（燃气）排出而产生推力。

本发明还提供一种运载火箭，包括上述的喷管，或者，上述的火箭发动机。

喷管的具体结构、工作原理以及有益效果与上述实施方式相同，在此不再赘述。

可以理解的是，运载火箭指的是将人们制造的各种将航天器推向太空的载具。任务完成后，运载火箭通常被抛弃。运载火箭一般为二级到四级，用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等送入预定轨道。末级有仪器舱，仪器舱内装有制导与控制系统、遥测系统和发射场安全系统。有效载荷装在仪器舱的上面，外面套有整流罩。它每一级都包括箭体结构、推进系统和飞行控制系统。级与级之间靠级间段连接。有效载荷装在仪器舱的上面，外面套有整流罩。

在本发明的实施方式中，运载火箭可为固体火箭、液体火箭和固液混合型火箭三种类型。

在本实施方式中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“上”、“下”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施方式。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“方式”、“具体方式”、或“一些方式”等的描述意指结合该实施例或方式描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或方式中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或方式。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或方式中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或方式以及不同实施例或方式的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种喷管，其特征在于，包括：

喷管主体（1），外周壁具有至少一个燃气导流通道（1211）；

至少一个控制部件（2），设置于所述燃气导流通道（1211），用于控制由所述喷管主体（1）的内部经所述燃气导流通道（1211）向外流出的燃气的流量；

所述喷管主体（1）包括喷管部件（11）和至少一个燃气导流部件（12），所述喷管部件（11）具有燃气流道（111）和至少一个安装孔（1131），所述燃气流道（111）贯穿于所述喷管部件（11）的沿所述喷管的轴向（O）设置的两端，至少一个所述安装孔（1131）设置于所述喷管部件（11）的外周壁；至少一个所述燃气导流部件（12）通过所述安装孔（1131）对应穿设于所述喷管部件（11）的外周壁，所述燃气导流通道（1211）设置于所述燃气导流部件（12）；

伺服部件（5），连接所述喷管部件（11）和所述燃气导流部件（12），用于调整所述燃气导流通道（1211）的出口位置，以改变所述燃气导流通道（1211）内的燃气的方向。

2.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述喷管部件（11）包括：

喷管壳体（112）；

扩张段（113），内壁沿自所述喷管的燃气入口端至所述喷管的燃气出口端渐扩设置，所述喷管壳体（112）套设于所述扩张段（113），所述安装孔（1131）设置于所述扩张段（113）的外周壁，所述喷管壳体（112）和所述扩张段（113）围绕于所述燃气流道（111）。

3.根据权利要求2所述的喷管，其特征在于，还包括：

绝热层（3），位于所述喷管的燃气入口端，所述喷管壳体（112）夹设于所述绝热层（3）和所述扩张段（113）之间；

喉衬部件（4），位于所述喷管的燃气入口端，并穿设于所述扩张段（113），且围绕于所述燃气流道（111）。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的喷管，其特征在于，所述燃气导流通道（1211）和所述控制部件（2）为多个，多个所述燃气导流通道（1211）沿喷管主体（1）周向均匀间隔设置，各所述控制部件（2）一一对应设置于各所述燃气导流通道（1211）。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的喷管，其特征在于，所述控制部件（2）为球阀。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的喷管，其特征在于，所述控制部件（2）为耐高温材料制成的控制部件。

7.一种火箭发动机，其特征在于，包括：

如权利要求1至6中任一项所述的喷管。

8.一种运载火箭，其特征在于，包括：

如权利要求1至6中任一项所述的喷管，或者，

如权利要求7所述的火箭发动机。