CN113107603B - 减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，由导流锥进行导弹发射尾焰喷流的导流，进行一次喷流方向改变，经由导流锥导流后的喷流作用到一级涡轮叶片上，驱动一级涡轮转动，实现二次喷流方向改变，通过一级涡轮叶片的气流推动二级涡轮叶片反向转动，实现三次喷流方向改变，当一级涡轮轴和二级涡轮轴均分别相对旋转阻尼器运动时，旋转阻尼器通过刹车分别消耗一级涡轮轴和二级涡轮轴的旋转能量，降低尾焰喷流的流速，改变部分尾焰喷流的矢量方向，降低尾焰喷流的能量场，减少尾焰喷流可卷起石块杂物的量以及减弱尾焰喷流内杂物的初始动能，降低甚至避免对周围人员和设备的损伤；该装置，具有结构简单、设计合理、使用方便等优点。

Description

减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置

技术领域

本发明公开涉及导弹附属装置的技术领域，尤其涉及一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置。

背景技术

导弹，作为现代化国防武器系统，已在各军种中装备越来越多。对于导弹技术的各种技术研究也日新月异。热发射导弹从点火到起飞过程中，会喷射出高速高温的尾焰燃气，而该尾焰燃气对发射平台会产生强烈的热冲击。

以往在进行导弹发射时，导弹发射的尾焰喷流向外快速延伸，形成旋涡，会卷起大量的石块等杂物，在发射场内高速散射，容易对周围人员和设备造成损伤，存在巨大的安全隐患。

因此，如何研发一种装置，以消减导弹发射尾焰带来的损伤，成为人们亟待解决的问题。

发明内容

鉴于此，本发明提供了一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，以减弱导弹发射尾焰能量，减少导弹发射尾焰卷起的石块等杂物量，降低安全隐患。

本发明提供的技术方案，具体为，一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，该装置包括：导流锥、一级涡轮、二级涡轮、旋转阻尼器以及固定架；

所述一级涡轮包括：一级涡轮轴、一级挡片以及多个一级涡轮叶片；

所述一级涡轮轴的上部直径大于所述一级涡轮轴的下部直径，在所述一级涡轮轴的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽；

所述一级涡轮叶片与所述一级涡轮轴侧壁上的安装沟槽一一对应，每个所述一级涡轮叶片均安装在对应的安装沟槽内；

所述一级挡片套装在所述一级涡轮轴的外部，且与所述一级涡轮轴上部的下端面固定连接；

所述导流锥位于所述一级涡轮的上方，且所述导流锥的下端与所述一级涡轮轴的上端固定连接；

所述二级涡轮包括：二级涡轮轴、二级挡片以及多个二级涡轮叶片；

所述二级涡轮轴的中央设置有贯通上下的安装孔，所述二级涡轮轴通过所述安装孔套装在所述一级涡轮轴的下部外部，且所述二级涡轮轴的上部直径大于所述二级涡轮轴的下部直径，在所述二级涡轮轴的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽；

所述二级涡轮叶片与所述二级涡轮轴侧壁上的安装沟槽一一对应，每个所述二级涡轮叶片均安装在对应的安装沟槽内，所述二级涡轮叶片的扭转方向与所述一级涡轮叶片的扭转方向相反；

所述二级挡片套装在所述二级涡轮轴的外部，且所述二级挡片与所述二级涡轮轴上部的下端面固定连接；

所述旋转阻尼器位于所述二级涡轮的下方，所述旋转阻尼器为二级旋转阻尼器，且沿着所述旋转阻尼器的轴向，由上至下，依次为二级连接端口和一级连接端口，其中，所述旋转阻尼器的二级连接端口套装在所述一级涡轮轴以及二级涡轮轴的外部，且与所述二级涡轮轴驱动连接，所述旋转阻尼器的一级连接端口套装在所述一级涡轮轴的外部，且与所述一级涡轮轴驱动连接；

所述固定架位于所述旋转阻尼器的下方，与所述旋转阻尼器固定连接。

优选，所述一级涡轮轴上的多个安装沟槽以及所述二级涡轮轴上的多个安装沟槽均为相互平行的斜向沟槽。

进一步优选，所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，还包括：多个第一定位螺钉；

所述一级挡片沿周向间隔设置有与所述第一定位螺钉一一对应的沉头孔；

所述一级涡轮轴的上部沿周向间隔设置有与所述沉头孔一一对应的通孔；

在所述导流锥的下端面沿着周向间隔设置有与所述通孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第一定位螺钉依次穿过所述一级挡片上的沉头孔以及所述一级涡轮轴上的通孔后，螺纹安装在所述导流锥上的螺纹盲孔内，将所述一级挡片、一级涡轮轴以及导流锥固定连接。

进一步优选，所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，还包括：多个第二定位螺钉；

所述二级挡片沿周向间隔设置有与所述第二定位螺钉一一对应的沉头孔；

在所述二级涡轮轴的上部沿周向间隔设置有与所述沉头孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第二定位螺钉穿过所述二级挡片上的沉头孔，螺纹安装在所述二级涡轮轴的螺纹盲孔内，将所述二级挡片与所述二级涡轮轴固定连接。

进一步优选，所述固定架为U型架；

所述旋转阻尼器的下部固定嵌套在所述固定架的U型定位槽内。

进一步优选，所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，还包括：多个第三定位螺钉；

在所述固定架的两侧纵向支架上间隔设置有与所述第三定位螺钉一一对应的安装孔；

在所述旋转阻尼器的外周侧壁上设置有与所述安装孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第三定位螺钉穿过所述固定架上对应的安装孔后，螺纹安装在所述旋转阻尼器上的螺纹盲孔中，将所述旋转阻尼器与所述固定架固定连接。

本发明提供的减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，由导流锥进行导弹发射尾焰喷流的导流，进行喷流方向的一次改变，经由导流锥导流后的喷流作用到一级涡轮叶片上，驱动一级涡轮转动，实现喷流方向的二次改变，通过一级涡轮叶片的气流推动二级涡轮叶片反向转动，实现喷流方向的三次改变，每次喷流方向的改变，都可以起到分散喷流能量的目的，当一级涡轮轴和二级涡轮轴均分别相对旋转阻尼器运动时，旋转阻尼器通过刹车分别消耗一级涡轮轴和二级涡轮轴的旋转能量，降低尾焰喷流的流速，同时改变部分尾焰喷流的矢量方向，降低尾焰喷流的能量场，减少尾焰喷流可卷起石块杂物的量以及减弱尾焰喷流内杂物的初始动能，降低甚至避免对周围人员和设备的损伤。

本发明提供的减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，具有结构简单、设计合理、使用方便等优点，通过多次对尾焰喷流进行方向改变，以实现能量的减弱，降低对周围人员以及设备的损伤。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明的公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明公开实施例提供的一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置的结构示意图；

图2为本发明公开实施例提供的一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置的使用示意图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置的例子。

以往在进行导弹发射时，导弹发射的尾焰喷流向外快速延伸，形成旋涡，会卷起大量的石块等杂物，在发射场内高速散射，容易对周围人员和设备造成损伤。以往，研发人员曾尝试过采用阻挡的方式，来降低损伤，即在地面上竖立阻挡物，例如钢板等，通过阻挡物对散射的石块等杂物进行阻挡，但效果一般。因此，本实施方案试图以减弱尾焰喷流能量的方式，来降低损伤，由于尾焰喷流能量降低，其卷起的石头等杂物的量就可以大幅度减小，尾焰喷流能量降低后，即使可以卷起少量的石头等杂物，被卷起的石头等杂物的初始能也会大幅度降低，进而减弱损伤。

本实施方案基于上述减弱尾焰喷流能量的想法，设计了一款阻尼式双级涡轮装置，参见图1，该装置主要由导流锥1、一级涡轮2、二级涡轮3、旋转阻尼器4以及固定架5构成。

参见图1，一级涡轮2主要由一级涡轮轴21、一级挡片23以及多个一级涡轮叶片22构成，上述一级涡轮轴21的上部直径大于一级涡轮轴21的下部直径，在一级涡轮轴21的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽，一级涡轮叶片22与一级涡轮轴21侧壁上的安装沟槽一一对应，每个一级涡轮叶片22均安装在对应的安装沟槽内，一级挡片23套装在一级涡轮轴21的外部，且与一级涡轮轴21上部的下端面固定连接，导流锥1位于一级涡轮2的上方，且导流锥1的下端与一级涡轮轴21的上端固定连接，由导流锥1的下端面以及一级挡片23的上端面对上述一级涡轮叶片22进行夹紧，限位在对应的安装沟槽内。

参见图1，二级涡轮3主要由二级涡轮轴31、二级挡片33以及多个二级涡轮叶片32构成，上述二级涡轮轴31的中央设置有贯通上下的安装孔，二级涡轮轴31通过安装孔套装在一级涡轮轴21的下部外部，且二级涡轮轴31的上部直径大于二级涡轮轴31的下部直径，在二级涡轮轴31的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽，二级涡轮叶片32与二级涡轮轴32侧壁上的安装沟槽一一对应，每个二级涡轮叶片32均安装在对应的安装沟槽内，要求二级涡轮叶片32的扭转方向与一级涡轮叶片22的扭转方向相反，二级挡片33套装在二级涡轮轴21的外部，且二级挡片33与二级涡轮轴31上部的下端面固定连接，由二级挡片33的上端面以及一级挡片23的下端面对上述二级涡轮叶片32进行夹紧，限位在对应的安装沟槽内。

参见图1，旋转阻尼器4位于二级涡轮3的下方，旋转阻尼器4为二级旋转阻尼器，且沿着旋转阻尼器4的轴向，由上至下，依次为二级连接端口和一级连接端口，其中，旋转阻尼器4的二级连接端口套装在一级涡轮轴21以及二级涡轮轴31的外部，且与二级涡轮轴31驱动连接，旋转阻尼器4的一级连接端口套装在一级涡轮轴21的外部，且与一级涡轮轴21驱动连接，固定架5位于旋转阻尼器4的下方，与旋转阻尼器4固定连接。

上述阻尼式双级涡轮装置，从上至下，依次为导流锥1、一级涡轮2、二级涡轮3、旋转阻尼器4以及固定架5，其中，固定架5用于该阻尼式双级涡轮装置的整体支撑，使用时，该固定架5固定设置在地面上，该阻尼式双级涡轮装置主要是依靠导流锥1、一级涡轮2、二级涡轮3以及旋转阻尼器4进行尾焰喷流能量的减弱，其具体的工作过程，参见图2，当导弹A发射时，导流锥1对导弹A尾部喷出的高速尾焰喷流进行第一次气流方向的改变，尾焰喷流沿着导流锥1的表面作用在一级涡轮叶片22上，并推动一级涡轮2旋转，实现第二次改变尾焰喷流的流场方向，通过一级涡轮叶片22的气流会推动二级涡轮叶片32反向转动，带动二级涡轮3反向旋转，实现喷流方向的三次改变，每次喷流方向的改变，都可以起到分散喷流能量的目的，当一级涡轮轴2和二级涡轮轴3均分别相对旋转阻尼器4运动时，旋转阻尼器4通过刹车分别消耗一级涡轮轴和二级涡轮轴的旋转能量，降低尾焰喷流的流速，同时改变部分尾焰喷流的矢量方向，降低尾焰喷流的能量场。因此，当导弹A发射时，尾焰喷流通过阻尼式双级涡轮装置后，流速降低，流向改变，能量降低，进而减弱对周围人员以及设备的损伤。

为了提高上述装置对尾焰喷流能量的减弱效果。作为技术方案的改进，上述一级涡轮轴21上的多个安装沟槽以及二级涡轮轴31上的多个安装沟槽均为相互平行的斜向沟槽。

对于上述方案中，一级挡片23、一级涡轮轴21以及导流锥1之间的连接方式可以选择多种，只要可实现三者之间的固定连接即可，本实施方案提供了一种结构相对简单、组装方便的结构形式，参见图1，在该阻尼式双级涡轮装置中还设置有多个第一定位螺钉6，其中，一级挡片23沿周向间隔设置有与第一定位螺钉6一一对应的沉头孔，一级涡轮轴21的上部沿周向间隔设置有与所述沉头孔一一对应的通孔，在导流锥1的下端面沿着周向间隔设置有与通孔一一对应的螺纹盲孔，上述第一定位螺钉6依次穿过一级挡片23上对应的沉头孔以及一级涡轮轴21上对应的通孔后，螺纹安装在导流锥1上对应的螺纹盲孔内，将一级挡片23、一级涡轮轴21以及导流锥1进行固定连接。

对于上述方案中，二级挡片33与二级涡轮轴31之间的连接方式可以选择多种，只要可实现二者之间的固定连接即可，本实施方案提供了一种结构相对简单、组装方便的结构形式，参见图1，在该阻尼式双级涡轮装置中还设置有多个第二定位螺钉7，其中，二级挡片33沿周向间隔设置有与第二定位螺钉7一一对应的沉头孔，在二级涡轮轴31的上部沿周向间隔设置有与沉头孔一一对应的螺纹盲孔，上述第二定位螺钉7穿过二级挡片33上对应的沉头孔，螺纹安装在二级涡轮轴31对应的螺纹盲孔内，将二级挡片33与二级涡轮轴31进行固定连接。

上述实施方案中，固定架5的结构可以选择多种，只要能够实现其支撑以及与地面固定的作用即可，本实施例中，采用U型架作为固定架5，旋转阻尼器4的下部固定嵌套在该固定架5的U型定位槽内，通过该固定架5实现旋转阻尼器4的固定与支撑。

其中，旋转阻尼器4与固定架5之间的固定方式，可以采用螺钉的方式，具体参见图1，在该阻尼式双级涡轮装置中设置有多个第三定位螺钉8，在固定架5的两侧纵向支架上间隔设置有与第三定位螺钉8一一对应的安装孔，在旋转阻尼器4的外周侧壁上设置有与安装孔一一对应的螺纹盲孔，上述第三定位螺钉8穿过固定架5上对应的安装孔后，螺纹安装在旋转阻尼器4上的螺纹盲孔中，将旋转阻尼器4与固定架5固定连接。

实际中，通过使用上述阻尼式双级涡轮装置，当导弹发射时，高速尾焰喷流经过阻尼式双级涡轮装置后，降低了导弹尾焰喷流流速，改变了部分尾焰喷流矢量方向，降低了尾焰喷流能量场，改变了尾焰喷流能量场分布，从而减少尾焰喷流卷起杂物的量以及减弱尾焰喷流内杂物的初始动能，进而降低发射场内人员和设备的损伤。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由下面的权利要求指出。

应当理解的是，本发明并不局限于上面已经描述的内容，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本发明的范围仅由所附的权利要求来限制。

Claims (6)

1.一种减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，包括：导流锥（1）、一级涡轮（2）、二级涡轮（3）、旋转阻尼器（4）以及固定架（5）；

所述一级涡轮（2）包括：一级涡轮轴（21）、一级挡片（23）以及多个一级涡轮叶片（22）；

所述一级涡轮轴（21）的上部直径大于所述一级涡轮轴（21）的下部直径，在所述一级涡轮轴（21）的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽；

所述一级涡轮叶片（22）与所述一级涡轮轴（21）侧壁上的安装沟槽一一对应，每个所述一级涡轮叶片（22）均安装在对应的安装沟槽内；

所述一级挡片（23）套装在所述一级涡轮轴（21）的外部，且与所述一级涡轮轴（21）上部的下端面固定连接；

所述导流锥（1）位于所述一级涡轮（2）的上方，且所述导流锥（1）的下端与所述一级涡轮轴（21）的上端固定连接；

所述二级涡轮（3）包括：二级涡轮轴（31）、二级挡片（33）以及多个二级涡轮叶片（32）；

所述二级涡轮轴（31）的中央设置有贯通上下的安装孔，所述二级涡轮轴（31）通过所述安装孔套装在所述一级涡轮轴（21）的下部外部，且所述二级涡轮轴（31）的上部直径大于所述二级涡轮轴（31）的下部直径，在所述二级涡轮轴（31）的上部侧壁上间隔设置有多个安装沟槽；

所述二级涡轮叶片（32）与所述二级涡轮轴（31 ）侧壁上的安装沟槽一一对应，每个所述二级涡轮叶片（32）均安装在对应的安装沟槽内，所述二级涡轮叶片（32）的扭转方向与所述一级涡轮叶片（22）的扭转方向相反；

所述二级挡片（33）套装在所述二级涡轮轴（31 ）的外部，且所述二级挡片（33）与所述二级涡轮轴（31）上部的下端面固定连接；

所述旋转阻尼器（4）位于所述二级涡轮（3）的下方，所述旋转阻尼器（4）为二级旋转阻尼器，且沿着所述旋转阻尼器（4）的轴向，由上至下，依次为二级连接端口和一级连接端口，其中，所述旋转阻尼器（4）的二级连接端口套装在所述一级涡轮轴（21）以及二级涡轮轴（31）的外部，且与所述二级涡轮轴（31）驱动连接，所述旋转阻尼器（4）的一级连接端口套装在所述一级涡轮轴（21）的外部，且与所述一级涡轮轴（21）驱动连接；

所述固定架（5）位于所述旋转阻尼器（4）的下方，与所述旋转阻尼器（4）固定连接。

2.根据权利要求1所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，所述一级涡轮轴（21）上的多个安装沟槽以及所述二级涡轮轴（31）上的多个安装沟槽均为相互平行的斜向沟槽。

3.根据权利要求1所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，还包括：多个第一定位螺钉（6）；

所述一级挡片（23）沿周向间隔设置有与所述第一定位螺钉（6）一一对应的沉头孔；

所述一级涡轮轴（21）的上部沿周向间隔设置有与所述沉头孔一一对应的通孔；

在所述导流锥（1）的下端面沿着周向间隔设置有与所述通孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第一定位螺钉（6）依次穿过所述一级挡片（23）上的沉头孔以及所述一级涡轮轴（21）上的通孔后，螺纹安装在所述导流锥（1）上的螺纹盲孔内，将所述一级挡片（23）、一级涡轮轴（21）以及导流锥（1）固定连接。

4.根据权利要求1所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，还包括：多个第二定位螺钉（7）；

所述二级挡片（33）沿周向间隔设置有与所述第二定位螺钉（7）一一对应的沉头孔；

在所述二级涡轮轴（31）的上部沿周向间隔设置有与所述沉头孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第二定位螺钉（7）穿过所述二级挡片（33）上的沉头孔，螺纹安装在所述二级涡轮轴（31）的螺纹盲孔内，将所述二级挡片（33）与所述二级涡轮轴（31）固定连接。

5.根据权利要求1所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，所述固定架（5）为U型架；

所述旋转阻尼器（4）的下部固定嵌套在所述固定架（5）的U型定位槽内。

6.根据权利要求5所述减弱导弹发射尾焰能量的阻尼式双级涡轮装置，其特征在于，还包括：多个第三定位螺钉（8）；

在所述固定架（5）的两侧纵向支架上间隔设置有与所述第三定位螺钉（8）一一对应的安装孔；

在所述旋转阻尼器（4）的外周侧壁上设置有与所述安装孔一一对应的螺纹盲孔；

所述第三定位螺钉（8）穿过所述固定架（5）上对应的安装孔后，螺纹安装在所述旋转阻尼器（4）上的螺纹盲孔中，将所述旋转阻尼器（4）与所述固定架（5）固定连接。

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