用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构制造技术

本发明专利技术涉及一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，包括前叶衬、旋叶以及后叶衬；后叶衬受到外部力矩驱动时，相对于前叶衬发生一定角度的周向转动，旋叶及后叶衬间的沟槽限位结构以及相邻旋叶之间的特定配合曲面使得当这种周向转动发生时，旋叶得以沿特定轨迹向喉部中心运动到相应位置，且相邻旋叶之间的特定配合曲面使得相邻旋叶在运动过程中不发生干涉同时维持动密封接触。当该运动过程连续发生时，喉部面积可以发生连续变化。本发明专利技术提供的用于连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构满足固体发动机可调节推力，结构密封和耐热烧蚀的要求，弥补了现有连续变喉径喷管研究的不足。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于固体火箭发动机，涉及一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构。

技术介绍

1、尾喷管作为固体火箭发动机动力系统的重要组成部分，对发动机性能发挥有着极其重要的作用。因此开展用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构研究。

2、然而变喉径喷管技术的主要实现方式和研究方向集中于堵球式、分离结构式、喉栓式等，其中堵球式、分离结构式变径喷管具有不连续可控，推力波动大的缺点，而喉栓式变径喷管则具有结构复杂、消极重量大的缺点。

技术实现思路

1、本申请解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种用于连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，提供的旋叶式喉部结构满足固体发动机工作过程推力调节、结构密封和强度以及耐热烧蚀的要求，弥补了现有变喉径喷管不连续可控、推力波动大的不足。

2、本申请提供的技术方案如下：

3、一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，包括前叶衬、后叶衬和多个旋叶，前叶衬和后叶衬同轴，多个旋叶连接于前叶衬和后叶衬之间；

4、本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：包括前叶衬(1)、后叶衬(3)和多个旋叶(2)，前叶衬(1)和后叶衬(3)同轴，多个旋叶(2)连接于前叶衬(1)和后叶衬(3)之间；

2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：所述前叶衬(1)朝向后叶衬(3)的表面为前叶衬配合球面(1-1)，前叶衬配合球面(1-1)为周向分布的多个球面，球面的半径为R1，球面数量与旋叶(2)数量相同，旋叶(2)靠近前叶衬(1)的端面为旋叶前配合面(2-3)，旋叶前配合面(2-3)为半径R1的球形面，球形面与球面配合形成球铰约束...

【技术特征摘要】

1.一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：包括前叶衬(1)、后叶衬(3)和多个旋叶(2)，前叶衬(1)和后叶衬(3)同轴，多个旋叶(2)连接于前叶衬(1)和后叶衬(3)之间；

2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：所述前叶衬(1)朝向后叶衬(3)的表面为前叶衬配合球面(1-1)，前叶衬配合球面(1-1)为周向分布的多个球面，球面的半径为r1，球面数量与旋叶(2)数量相同，旋叶(2)靠近前叶衬(1)的端面为旋叶前配合面(2-3)，旋叶前配合面(2-3)为半径r1的球形面，球形面与球面配合形成球铰约束。

3.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：所述后叶衬(3)朝向前叶衬(1)的表面为后叶衬配合环面(3-1)，后叶衬配合环面(3-1)为空间圆环面，空间圆环面过后叶衬(3)轴线的剖面是半径r2的弧形曲线，旋叶(2)靠近后叶衬(3)的端面为旋叶后配合面(2-4)，旋叶后配合面(2-4)为半径r2的球面，旋叶后配合面(2-4)与后叶衬配合环面(3-1)配合。

4.根据权利要求3所述的一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：过所述前叶衬配合球面(1-1)上的一个球面的球心和前叶衬(1)轴线获得的后叶衬(3)剖面中，该球面的球心与空间圆环面的圆心重合。

5.根据权利要求3所述的一种用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构，其特征在于：所述后叶衬配合环面(3-1)的空间圆环面上设置有多道周向均布的斜沟槽(3-2)，斜沟槽(3-2)的数量与旋叶(2)的数量一致，斜沟槽(3-2)的两端...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴凤楠，汤飘平，杨明，陈振阳，李定机，
申请(专利权)人：上海新力动力设备研究所，
类型：发明
国别省市：