[实用新型]一种超高压比的超音速涡轮喷嘴叶栅结构

说明书

本实用新型提供一种超高压比的超音速涡轮喷嘴叶栅结构，该叶栅结构包括：叶栅内环、叶栅外环和叶片。其中，叶栅内环包括靠近中心线的第一部分以及从第一部分向远离中心线方向延伸的第二部分，第一部分的厚度小于第二部分的厚度。叶栅外环设置于叶栅内环的外侧，叶栅外环的内表面与叶栅内环外表面之间有间距。多个叶片设置于叶栅内环和叶栅外环之间，叶片的底端固定在叶栅内环上，叶片的顶端固定在叶栅外环上。本实用新型提供的叶栅结构能够实现超高压比，而且结构强度高、结构应力低，相应的使用寿命以及转化效率也提高了。

技术领域

本实用新型涉及叶栅结构技术领域，尤其涉及涡轮喷嘴叶栅结构，具体为一种超高压比的超音速涡轮喷嘴叶栅结构。

背景技术

涡轮喷嘴叶栅是液体火箭发动机的关键零部件。发动机工作时，来自燃气发生器的高温高压燃气在喷嘴叶栅中膨胀，将燃气的热能转化为动能，再冲击涡轮动叶，带动转子旋转做功。通常喷嘴叶栅进口总压与出口静压的比值越高，转化的燃气动能越大，涡轮轮周效率越高。由于燃气发生器循环的液体火箭发动机超音速涡轮喷嘴叶栅可将高温高压的燃气加速至超音速状态，燃气的动能很高，因而可以用较小流量的燃气产生很高的功率，有助于降低发动机副系统的推进剂消耗，从而提高发动机的整体性能，因此超音速涡轮喷嘴叶栅结构广泛应用于燃气发生器循环的液体火箭发动机中。

现实中，受材料强度影响，涡轮叶片出口压力太低将会使涡轮动叶长度较长，这会使动叶根部应力较高，影响涡轮叶片的工作可靠性。因此通常采用提高进口总压的方法来提高涡轮的总静压比和涡轮喷嘴出口的动能。但随着涡轮进口压力的提高，喷嘴叶栅需承受的径向载荷变大，因此必须对喷嘴叶栅结构进行合理的设计。现有的超音速涡轮叶栅结构的总静压比通常在2～15之间。当总静压比进一步升高时，达到超高压比(即喷嘴叶栅进口总压与出口静压的比值在20以上)时，涡轮喷嘴叶栅结构将会带来叶片尾缘或叶片喉部应力集中等问题，影响着产品的可靠性。

因此本领域技术人员亟需一款承载能力强、可靠性高、结构应力低且能够实现超高压比的叶栅结构。

发明内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种超高压比的超音速涡轮喷嘴叶栅结构，该结构能够实现超高压比，且在实现超高压比的同时还能做到结构应力低，而且结构的承载能力强，可靠性高。

本实用新型提供了一种超高压比的超音速涡轮喷嘴叶栅结构，该叶栅结构包括：叶栅内环，包括靠近中心线的第一部分以及从所述第一部分向远离所述中心线方向延伸的第二部分，所述第一部分的厚度小于所述第二部分的厚度；叶栅外环，所述叶栅外环设置于所述叶栅内环的外侧，所述叶栅外环的内表面与所述叶栅内环外表面之间有间距；以及多个叶片，设置于所述叶栅内环和所述叶栅外环之间，所述叶片的底端固定在所述叶栅内环上，所述叶片的顶端固定在所述叶栅外环上。

本实用新型的具体实施方式中，所述第一部分为沿叶栅结构轴向延伸而成的结构，所述第二部分为从所述第一部分远离所述中心线一侧且沿叶栅结构的径向方向延伸而成的结构。

其中，所述第一部分或所述第二部分的厚度从靠近所述中心线向远离所述中心线递增。

本实用新型的具体实施方式中，所述叶栅外环包括靠近所述中心线的第三部分以及从第三部分向远离所述中心线方向延伸的第四部分，所述第三部分的厚度大于所述第四部分的厚度。

其中，所述第三部分为沿叶栅结构轴向延伸而成的结构，所述第四部分为从所述第三部分远离所述中心线一侧且沿叶栅结构的径向方向延伸而成的结构。

其中，所述第四部分的厚度从靠近所述中心线向远离所述中心线递减。

本实用新型的具体实施方式中，所述叶栅内环和所述叶栅外环沿径向的切面对称。