一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器的制造方法
【专利摘要】本实用新型一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器属于火箭发动机技术领域。本实用新型与涡轮外环集于一体，是在现有的涡轮设计方法的基础上，考虑到再入式进气的特点，将再入式导向器的进口与出口设计在涡轮的同侧，使燃气从涡轮转子的一侧排出，然后再次进入同侧的涡轮转子，可实现二次冲击涡轮做功；同时，考虑到结构的密封要求高、热变需求较小的特点，将涡轮外环与导向器集成一体，可提高可靠性，又可降低重量；最后采用无余量精密铸造+机械加工，形成了一种再入式导向器的结构。
【专利说明】
一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器
技术领域
[0001]本发明一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器属于火箭发动机技术领域。
【背景技术】
[0002]空气涡轮式固体燃料火箭发动机SPATR是集传统的固体推进剂火箭发动机和吸气式涡轮发动机的特点于一体，具有其它单一发动机难以比拟的优势特性，其设计与常规涡喷/涡扇发动机的涡轮机不同，它的压气机和涡轮采用并联模式，具有推力大、射程远、性能卓越、结构简单的特点，现成为战术导弹尤其是超声速巡航导弹应用中的一个重要推进机型。美国于20世纪80年代中后期开始对SPATR进行系统研究并取得了重要进展，但高度垄断，并严密封锁。目前，国内在此方面的技术尚属空白。SPATR发动机的涡轮靠上游单独的燃气发生器产生的高压、富燃料燃气驱动，其涡轮体积流量比压气机体积流量小，如果采用导向器整环设计，将导致涡轮叶片的叶高较小，因此需要采用部分进气形式。同时，为了减小机构的复杂度，提高可靠性，必须采用涡轮外环组合式导向器方案，达到两级涡轮功能的目标。而再入式导向器是核心部件，其不同于传统的航空发动机涡轮导向器，是由再入式流道和导向叶片组成，并与涡轮外环集于一体，设计难度较大。
【发明内容】
:
[0003]发明的目的:为了解决SPATR发动机的涡轮机构采用整环设计，带来涡轮叶片的叶高较小，结构的复杂度高，可靠性低等问题，本发明提出了一种部分进气、出气的再入式导向器，与涡轮外环集于一体，可实现燃气的二次冲击涡轮做功，其结构简单紧凑，热变形小，
可靠性高。
[0004]本发明的技术方案:一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器，其特征在于，其包括再入式流道I和具有复合倾斜式结构的导向叶片4，再入式导向器的流道进口 2与流道出口 3设置在涡轮同侧，在流道出口 3的喉部设置2件导向叶片4，使高温燃气从涡轮转子的一侧排出，经导向叶片4的整流加速后，再次进入同侧涡轮转子，导向叶片4与涡轮外环5集于一体;高温高压的燃气经第一次冲击涡轮做功后，从再入式导向器的流道进口 2流入再入式导向器，然后经导向叶片4整流加速后，从同侧的流道出口 3加速流出，第二次进入涡轮转子，实现第二次冲击涡轮做功;导向叶片4实现将进入二次流道的高温高压燃气最大化的冲击涡轮，起到导流加速作用。
[0005]本发明的优点:
[0006]I)实现燃气进气、出气二次冲击涡轮做功；
[0007]2)减小机构的复杂度，提高可靠性，降低成本；
[0008]3)结构简单，热变形小，工艺性好，重量轻。
【附图说明】
[0009]图1再入式导向器的结构主视图
[0010]图2再入式导向器的结构侧视图
[0011]图3再入式导向器的结构剖视图
[0012]图4涡轮外环再入式导向器主视图
[0013]图5涡轮外环再入式导向器侧视图
[0014]其中，I是再入式流道，2是流道进口，3是流道出口，4是导向叶片，5是涡轮外环。【具体实施方式】:
[0015]本发明的空气涡轮式固体燃料火箭发动机的再入式导向器，与涡轮外环集于一体，是在现有的涡轮设计方法的基础上，考虑到再入式进气的特点，将再入式导向器的进口与出口设计在涡轮的同侧，使燃气从涡轮转子的一侧排出，然后再次进入同侧的涡轮转子，可实现二次冲击涡轮做功；同时，考虑到结构的密封要求高、热变需求较小的特点，将涡轮外环与导向器集成一体，可提高可靠性，又可降低重量;最后采用无余量精密铸造+机械加工，形成了一种再入式导向器的结构。
[0016]本发明的空气涡轮式固体燃料火箭发动机的再入式导向器见图1-3，与涡轮外环集于一体的再入式导向器见图4-5。再入式导向器由再入式流道I和导向叶片4组成。其中，再入式导向器的流道进口 2与出口 3设计在涡轮同侧，在流道出口 3的喉部设置2件导向叶片4，实现高温燃气从涡轮转子的一侧排出，经导向叶片的整流加速后，再次进入同侧涡轮转子，并与涡轮外环5集于一体，实现燃气第二次冲击涡轮做功。
[0017]本发明的空气涡轮式固体燃料火箭发动机的再入式导向器，【具体实施方式】如下:
[0018]高温高压的燃气经第一次冲击涡轮做功后，从再入式导向器的流道进口2流入再入式导向器，然后经导向叶片4整流加速后，从同侧的流道出口3加速流出，第二次进入涡轮转子，实现第二次冲击涡轮做功。
[0019]该再入式导向器的导向叶片4具有一定的复合倾斜式结构见A-A图，实现将进入二次流道的高温高压燃气最大化的冲击涡轮，起到导流加速作用。再入式导向器与涡轮外环整体采用无余量精密铸造成形，经机械加工出流道进、出口端面;导向叶片通过无余量精密铸造后，再与导向器出口流道体钎焊，从而形成了一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器。
【主权项】
1.一种固体燃料火箭发动机的再入式导向器，其特征在于，其包括再入式流道(I)和具有复合倾斜式结构的导向叶片(4)，再入式导向器的流道进口(2)与流道出口(3)设置在涡轮同侧，在流道出口(3)的喉部设置2件导向叶片(4)，使高温燃气从涡轮转子的一侧排出，经导向叶片(4)的整流加速后，再次进入同侧涡轮转子，导向叶片(4)与涡轮外环(5)集于一体;高温高压的燃气经第一次冲击涡轮做功后，从再入式导向器的流道进口(2)流入再入式导向器，然后经导向叶片(4)整流加速后，从同侧的流道出口(3)加速流出，第二次进入涡轮转子，实现第二次冲击涡轮做功;导向叶片(4)实现将进入二次流道的高温高压燃气最大化的冲击涡轮，起到导流加速作用。
【文档编号】F02K9/32GK205503307SQ201521036864
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2015年12月14日
【发明人】李世峰, 卫刚, 陶云亚, 孙飞龑, 李剑白, 贺进
【申请人】中国燃气涡轮研究院