用于固体火箭发动机连续变喉径喷管的旋叶式喉部结构的制作方法

本发明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。

背景技术：

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、旋叶的一端与前叶衬朝向后叶衬的表面形成球铰约束，旋叶的另一端与后叶衬朝向前叶衬的表面通过沟槽限位结构连接；

5、后叶衬相对于前叶衬发生周向转动时，沟槽限位结构使旋叶沿特定轨迹向靠近前叶衬轴线方向运动，相邻旋叶之间的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。

6、所述前叶衬朝向后叶衬的表面为前叶衬配合球面，前叶衬配合球面为周向分布的多个球面，球面的半径为r1，球面数量与旋叶数量相同，旋叶靠近前叶衬的端面为旋叶前配合面，旋叶前配合面为半径r1的球形面，球形面与球面配合形成球铰约束。

7、所述后叶衬朝向前叶衬的表面为后叶衬配合环面，后叶衬配合环面为空间圆环面，空间圆环面过后叶衬轴线的剖面是半径r2的弧形曲线，旋叶靠近后叶衬的端面为旋叶后配合面，旋叶后配合面为半径r2的球面，旋叶后配合面与后叶衬配合环面配合。

8、过所述前叶衬配合球面上的一个球面的球心和前叶衬轴线获得的后叶衬剖面中，该球面的球心与空间圆环面的圆心重合。

9、所述后叶衬配合环面的空间圆环面上设置有多道周向均布的斜沟槽，斜沟槽的数量与旋叶的数量一致，斜沟槽的两端位于后叶衬配合环面周向的不同位置，且斜沟槽的两端到后叶衬轴线的距离不同，所有斜沟槽在后叶衬配合环面周向上的倾斜方向一致；旋叶后配合面上设置有球凸，球凸的半径为r2，球凸与斜沟槽配合；

10、旋叶后配合面与后叶衬配合环面配合保持线接触的同时，旋叶沿斜沟槽所确定轨迹滑动。

11、所述旋叶朝向前叶衬轴线的一侧为旋叶内型面，旋叶背向前叶衬轴线的一侧为旋叶背面，旋叶内型面与旋叶背面为悬链线曲线绕轴线旋转形成的曲面；在球凸位于斜沟槽距离喷管轴线距离最远的一端时，所有旋叶内型面均在均在一条悬链线曲线旋转形成的曲面上，所有旋叶背面均在另一条悬链线曲线旋转形成的曲面上。

12、所述旋叶朝向两侧相邻的两个旋叶的表面分别为旋叶顺侧面和旋叶逆侧面2-2；

13、当给定输入条件确定时，存在唯一确定的旋叶顺侧面和旋叶逆侧面使得旋叶满足：相邻的旋叶顺侧面与旋叶逆侧面间接触配合，相邻旋叶在运动过程中互不干涉且维持动密封接触；

14、给定输入条件包括：前叶衬配合球面上的球面半径r1、旋叶后配合面的环面半径r2、旋叶内型面曲线和旋叶数量。

15、所述前叶衬、旋叶及后叶衬均采用钨渗铜材料。

16、综上所述，本申请至少包括以下有益技术效果：

17、(1)本发明采用旋叶式连续变喉径结构，使得喷管喉部面积连续可调节，从而使得推力稳定变化、波动小的特点；

18、(2)本发明所述旋叶式喉部的连续变喉径喷管可以通过对喉径的精确控制实现对发动机推力更准确、更灵活的调节，进一步实现发动机总冲，工作时间等性能指标的提高。

技术特征：

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)的两端位于后叶衬配合环面(3-1)周向的不同位置，且斜沟槽(3-2)的两端到后叶衬(3)轴线的距离不同，所有斜沟槽(3-2)在后叶衬配合环面(3-1)周向上的倾斜方向一致；旋叶后配合面(2-4)上设置有球凸，球凸的半径为r2，球凸与斜沟槽(3-2)配合；

6.根据权利要求5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：所述旋叶(2)朝向前叶衬(1)轴线的一侧为旋叶内型面(2-5)，旋叶(2)背向前叶衬(1)轴线的一侧为旋叶背面(2-6)，旋叶内型面(2-5)与旋叶背面(2-6)为悬链线曲线绕轴线旋转形成的曲面；在球凸位于斜沟槽(3-2)距离喷管轴线距离最远的一端时，所有旋叶内型面(2-5)均在均在一条悬链线曲线旋转形成的曲面上，所有旋叶背面(2-6)均在另一条悬链线曲线旋转形成的曲面上。

7.根据权利要求5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：所述旋叶(2)朝向两侧相邻的两个旋叶(2)的表面分别为旋叶顺侧面(2-1)和旋叶逆侧面2-2；

8.根据权利要求7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：所述给定输入条件后，在相邻旋叶内型面(2-5)的公共边有唯一交点的限定下，确定旋叶顺侧面(2-1)、旋叶逆侧面(2-2)、以及旋叶(2)的运动轨迹；然后在旋叶后配合面(2-4)上取点，结合旋叶(2)的运动轨迹，观察旋叶后配合面(2-4)上所取的点的移动轨迹，根据该移动轨迹确定斜沟槽(3-2)的限位曲线。

9.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)、旋叶(2)及后叶衬(3)均采用钨渗铜材料。

技术总结本发明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。技术研发人员：吴凤楠,汤飘平,杨明,陈振阳,李定机受保护的技术使用者：上海新力动力设备研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/15