[发明专利]一种控流型冲击发汗冷却头锥有效
| 申请号： | 201811270771.7 | 申请日： | 2018-10-29 |
| 公开（公告）号： | CN109334974B | 公开（公告）日： | 2020-09-18 |
| 发明（设计）人： | 高翔宇;焦子涵;尘军;王振峰;马鸣;陈伟华;高扬 | 申请（专利权）人： | 北京临近空间飞行器系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院 |
| 主分类号： | B64C30/00 | 分类号： | B64C30/00;B64C1/00 |
| 代理公司： | 中国航天科技专利中心 11009 | 代理人： | 张晓飞 |
| 地址： | 100076 *** | 国省代码： | 北京;11 |
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| 摘要： | 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 控流型 冲击 发汗 冷却 | ||
【主权项】：
1.一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，包括：多孔头锥(1)，控流锥芯(2)；多孔头锥(1)为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯(2)为圆锥，所述控流锥芯(2)插入所述多孔头锥(1)的锥形盲孔，所述控流锥芯(2)头部和多孔头锥(1)锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯(2)内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯(2)圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯(2)的大端连接飞行器下游舱段。
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