一种导流锥及发射平台的制作方法

本发明涉及火箭发射装置技术领域，具体涉及一种导流锥及发射平台。

背景技术：

运载火箭在点火起飞阶段，发动机喷流会对影响区内的发射台及箭体产生强烈的气动力/热冲击，若不采取措施会造成严重的地面设备损坏，甚至影响火箭的发射及后续飞行的安全。为了缓解起飞阶段的发动机喷流造成的破坏，往往需要在发动机下方设置导流锥，目前行业内主要通过在地面设置单向或双向楔形导流锥来对发动机喷流进行引导，或设计复杂的地下导流槽来缓解起飞阶段严酷的发动机喷流气动力/热环境。

对于小型运载火箭，起飞喷流冲击弱，通过在发射台放置简单的单向或双向导流锥能够满足发射需求，但对于多机并联大型运载火箭，起飞喷流气动环境要恶劣的多，与单台发动机相比，多台发动机同时工作所产生的尾流场因多股喷流相互干扰而变得更为复杂。另外对于带中心发动机的多机并联运载火箭，起飞时中心发动机会对导流锥凸起部位造成直接的热冲击，往往会引起导流锥的烧蚀破坏而失效。而采用设计地下导流槽加喷水系统的组合方式，设计复杂，综合成本较高。

技术实现要素：

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中多机并联大型运载火箭的起飞导流效果较差的缺陷，从而提供一种能够有效提高导流效果的导流锥。

本发明要解决的另一个技术问题在于克服现有技术中多机并联大型运载火箭的起飞导流效果较差的缺陷，从而提供一种能够有效提高导流效果的发射平台。

为解决上述技术问题，本发明提供的一种导流锥，包括：

导流部，由所述导流锥的顶面至底面倾斜设置；

分隔部，由所述导流部外表面延伸而成，并适于将所述导流部分隔成至少两个导流区域。

可选的，所述导流部由所述导流锥的顶面至底面呈弧面形或楔形设置。

可选的，由所述导流锥的顶面至底面，呈弧面形设置的所述导流部与水平面的夹角逐渐减小。

可选的，所述分隔部由所述导流部外表面沿高度方向延伸而成。

可选的，所述导流部绕中轴线环绕一周而成，并沿顶面至底面的高度方向上直径逐渐增大。

可选的，由所述导流部的中轴线沿水平方向向外延伸形成至少两个所述分隔部。

可选的，两相邻所述分隔部之间呈夹角α设置，其中，0°＜α≤180°。

可选的，多个所述分隔部在所述导流锥的顶面呈高度平齐状态设置。

可选的，所述导流锥表面包覆有防热涂层。

本发明提供的发射平台，包括：如上述所述的导流锥。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的导流锥，通过在所述导流部的外表面延伸形成分隔部，并将所述导流部分隔成至少两个导流区域，使不同的发动机喷流喷射在不同的导流区域，从而避免多机并联大型运载火箭起飞时多台发动机同时工作所产生的多股喷流尾流场相互干扰，改善火箭起飞时箭体周围的气动力/热环境。

2.本发明提供的导流锥，可优化火箭起飞导流控制能力，减小运载火箭起飞阶段，喷流对箭体及导流锥的气动力/热冲击，改善运载火箭起飞阶段的气动载荷环境，提高火箭起飞的安全性并降低地面发射台的建造及使用成本。且与采用地下导流槽加喷水系统的组合方式相比，成本更加低廉，仅通过设置地面导流锥就能满足多机并联大型运载火箭的起飞导流需求，无须设置复杂的地下导流槽。

3.本发明提供的导流锥，通过将所述导流部由所述导流锥的顶面至底面的形状设置成弧面形，使得导流部对发动机喷流的引导方向呈逐渐改变的状态，提高引导效果。

4.本发明提供的导流锥，通过将呈弧面形设置的所述导流部与水平面的夹角逐渐减小，从而使得靠近发动机喷流的导流部与所述发动机喷流的喷射方向喷流的夹角尽可能小，从而引导喷流顺利进入所述导流部，并逐渐在所述导流部的引导下进行变向。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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方式，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为本发明导流锥的立体示意图；

图2为本发明导流锥的俯视图；

图3为本发明导流锥的正视图。

附图标记说明：

1-分隔部，2-导流部，3-顶面，4-底面。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明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做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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“垂直”、“水平”、“内”、“外”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

在运载火箭的点火起飞阶段，发动机喷流会对影响区内的发射台及箭体产生强烈的气动力/热冲击，为了缓解起飞阶段的发动机喷流造成的破坏，通常在发动机下方设置导流锥，导流锥能够对运载火箭的发动机产生的喷流进行引导，从而提高火箭起飞的安全性。

传统的导流锥结构形式多采用单侧、双侧楔形或圆锥型方案，对于多机并联大型运载火箭，起飞导流效果一般。

实施例一

为提高多机并联大型运载火箭的起飞导流效果，结合图1-图3所示，本实施例提供一种导流锥，包括：

导流部2，由所述导流锥的顶面3至底面4倾斜设置；

分隔部1，由所述导流部2外表面延伸而成，并适于将所述导流部2分隔成至少两个导流区域。

本实施例中，所述导流部2用于直接承受运载火箭的发动机喷流，并对喷流进行引导，所述导流部2由所述导流锥的顶面3至底面4倾斜设置，并沿顶面3至底面4的方向，使得所述导流部2逐渐增大与发动机喷流的喷射方向之间的夹角，从而起到引导效果，在所述导流部2的顶面3位置处，导流部2与所述发动机喷流的喷射方向喷流的夹角尽可能小，并优选采用导流部2与所述发动机喷流的喷射方向喷流平行设置的形式，从而引导喷流顺利进入所述导流部2，并逐渐在所述导流部2的引导下进行变向。

优选的，所述导流锥构造为大致椎体形结构，通过缩小导流部2的顶面3的面积，从而减小发动机喷流与导流部2顶面3的接触面积，降低导流装置在火箭起飞阶段承受的高温燃气动冲击载荷。

优选的，本实施例所述的导流锥通过在所述导流部2的外表面延伸形成分隔部1，通过对导流部2的分隔，使得导流锥形成为多向分瓣式导流锥，从而增加导流部2的导流区域。

通过在所述导流部2的外表面延伸形成分隔部1，并将所述导流部2分隔成至少两个导流区域，使不同的发动机喷流喷射在不同的导流区域，从而避免多机并联大型运载火箭起飞时多台发动机同时工作所产生的多股喷流尾流场相互干扰，改善火箭起飞时箭体周围的气动力/热环境。

本实施例提供的导流锥，可优化火箭起飞导流控制能力，减小运载火箭起飞阶段，喷流对箭体及导流锥的气动力/热冲击，改善运载火箭起飞阶段的气动载荷环境，提高火箭起飞的安全性并降低地面发射台的建造及使用成本。

此外，本实施例提供的导流锥，与采用地下导流槽加喷水系统的组合方式相比，成本更加低廉，仅通过设置地面导流锥就能满足多机并联大型运载火箭的起飞导流需求，无须设置复杂的地下导流槽。

额外的，本实施例提供的导流锥，还能够在运载火箭的点火起飞阶段避免喷流反卷影响火箭的安全起飞，并降低导流锥表面的气动载荷，从而提高火箭起飞的安全性。

作为具体的应用场景，本实施例提供的导流锥，可用于多机并联大型运载火箭的起飞导流器。

具体地，所述导流部2由所述导流锥的顶面3至底面4呈弧面形或楔形设置。

本实施例提供的导流锥，通过将所述导流部2由所述导流锥的顶面3至底面4的形状设置成弧面形，使得导流部2对发动机喷流的引导方向呈逐渐改变的状态，提高引导效果。

优选的，根据不同型号的运载火箭，对所述导流锥上形成有多个导流区域，导流区域的数量可以与火箭发动机的数量相匹配；根据发动机的不同参数，各导流区域曲面面型进行适应性调整，优化起飞导流能力。

优选的，所述导流部2采用的曲面面型可以为楔形、弧形、组合型等，通过设计导流锥各瓣曲面的面型，实现对多级并联运载大型运载火箭起飞导流能力的优化。

具体地，由所述导流锥的顶面3至底面4，呈弧面形设置的所述导流部2与水平面的夹角逐渐减小。

本实施例提供的导流锥，通过将呈弧面形设置的所述导流部2与水平面的夹角逐渐减小，从而使得靠近发动机喷流的导流部2与所述发动机喷流的喷射方向喷流的夹角尽可能小，从而引导喷流顺利进入所述导流部2，并逐渐在所述导流部2的引导下进行变向。

具体地，所述分隔部1由所述导流部2外表面沿高度方向延伸而成。所述分隔部1与所述发动机喷流的喷射方向平行设置。从而对多个发动机的喷流起到分隔作用，避免彼此干扰。

具体地，所述导流部2绕中轴线环绕一周而成，并沿顶面3至底面4的高度方向上直径逐渐增大。

作为变形，所述导流部2还可以构造为圆锥体形式或者圆台形式。

具体地，由所述导流部2的中轴线沿水平方向向外延伸形成至少两个所述分隔部1。

所述分隔部1由所述导流部2的中轴线沿水平方向向外延伸而成，从而使导流部2的中轴线更容易与火箭的中心区域进行对正，方便发动机与各个导流区域进行配合。

通过改变分隔部1的数量，即可调整导流锥的分瓣数量，实现对不同发动机数量多级并联大型运载火箭起飞导流能力的精细化控制。

此外，对于具有中心发动机的多机并联运载火箭，中心发动机高温燃气由导流锥中心向各瓣方向排出，其余发动机燃气则由对应的各瓣排出，有效避免多股喷流相互干扰。

具体地，两相邻所述分隔部1之间呈夹角α设置，其中，0°＜α≤180°。

通过合理设置相邻所述分隔部1之间的角度，能够适应不同种类的火箭，提高本实施例所述的导流锥的适应性。

作为优选，在确定发动机的数量后，可以根据发动机的数量将导流锥的导流区域进行对应划分。

具体地，多个所述分隔部1在所述导流锥的顶面3呈高度平齐状态设置。

具体地，所述导流锥表面包覆有防热涂层。

优选的，导流锥以高温合金为主体材料，表面包覆耐高温防热涂层，提高抵抗气动冲击载荷的能力。

需要说明的是，本实施例提供的导流锥，为了适应不同型号的运载火箭，可以采用cfd仿真计算方法，对各导流区域进行定常及非定常喷流模拟仿真，以发动机类型、发动机参数、发动机个数、排列方案、导流锥各瓣曲面面型、各瓣面型尺寸，以及火箭发动机喷管距离导流锥的相对位置为主要影响因素，合理确定各类因素对火箭箭体及导流锥载荷参数影响，并以喷流反卷程度及导流锥表面气动载荷参数等指标作为各类分瓣型面优劣的评判依据，选出综合控制导流能力最佳的型面。

优选的，本实施例提供的导流锥可以被应用在对导流性能要求高的多级并联可重复使用运载火箭上，或者一次性使用的大型运载火箭上。

实施例二

本实施例提供一种发射平台，包括如上述所述的导流锥。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。