CN109098857A - 一种火箭发动机用涡轮进口管结构 - Google Patents

Abstract

本发明属于液体火箭发动机涡轮泵领域，具体涉及一种火箭发动机涡轮进口管结构，目的在于保证涡轮静子入口气流均匀的同时解决发动机涡轮泵轴向尺寸较大的问题。该涡轮进口管结构包括导流体、进口管外壳和涡轮静子，进口管外壳为回转体结构，包括扩张段以及与扩张段大端连接的水平段；导流体包括内壳和外壳，内壳为空心锥形结构，外壳为空心圆台形结构，外壳与内壳同轴设置，内壳外壁与外壳内壁形成一个过流面积逐渐收缩的通道，外壳与内壳通过设在二者之间的多个支板连接在一起；导流体设在进口管外壳内，其中外壳的小端与进口管外壳扩张段小端固连在一起，内壳的大端与进口管外壳扩张段大端通过设在二者之间的涡轮静子固连在一起。

Description

一种火箭发动机用涡轮进口管结构

技术领域

本发明属于液体火箭发动机涡轮泵领域，具体涉及一种火箭发动机用涡轮进口管结构。

背景技术

火箭发动机涡轮入口燃气由氧化剂和燃料在发生器中燃烧获得，具有温度高、压力高的特点。发生器一般采用多个喷嘴组织燃烧，出口剖面气流温度存在较大差异，正对喷嘴核心区的气流温度高，两个喷嘴中间温度低。有时喷嘴核心区气流温度非常高，燃气未充分混合的情况下可能已超过涡轮静子承受范围，导致涡轮静子烧蚀。此外，涡轮入口燃气不均匀会导致涡轮性能低。

针对此问题，发动机设计时常用的一种方式为采用直筒形式进气结构。但为了保证气流均匀，需在发生器和涡轮静子入口设置较长的过渡管道，导致该类型发动机涡轮泵轴向尺寸较大。

发明内容

本发明的目的在于在保证涡轮静子入口气流均匀的同时，解决发动机涡轮泵存在轴向尺寸较大的技术问题，而提供一种火箭发动机用涡轮进口管结构。

本发明的基本构思是：通过在进口管内部设置形状较复杂的导流体零件，合理选择导流体内壳和外壳与轴线的夹角，以控制通道面积的变化规律，保证较低的流动损失。在此前提下，导流体内壳锥型面促使发生器出口气流沿径向产生强烈掺混效应，从而在较短的轴向长度内降低了燃气的不均程度，改善涡轮进气条件，提高涡轮效率。

为了完成上述目的，本发明的具体技术解决方案是：一种火箭发动机用涡轮进口管结构，其特殊之处在于：包括导流体、进口管外壳和涡轮静子；

所述进口管外壳为回转体结构，包括进口管外壳扩张段和与进口管外壳扩张段大端相连的进口管外壳水平段；

所述导流体包括内壳和外壳，所述内壳为空心锥形结构，包括内壳扩张段和内壳扩张段大端相连的内壳水平段，外壳为空心圆台形结构，所述外壳与内壳同轴设置，内壳外壁与外壳内壁之间形成一个过流面积逐渐收缩的通道，外壳与内壳通过设在二者之间的多个支板连接在一起；

导流体设在进口管外壳内，其中外壳的小端与进口管外壳扩张段小端固连在一起，内壳与进口管外壳通过设在内壳水平段与进口管外壳水平段之间的涡轮静子固定连接在一起。

进一步地，为控制速度场的均匀分布，进一步减少损失，所述内壳壳体壁与轴线方向的夹角α₁为40°-50°，外壳壳体壁与轴线方向的夹角α₂为15°-25°。

进一步地，为了避免进口管外壳在工作时承载变形后与导流体发生干涉，所述进口管外壳扩张段内壁与外壳的外壁平行并且留有间隙。

进一步地，为了使得发动机工作时进口管外壳与外壳间隙中的气流顺利流动，靠近外壳小端的壳体壁上开设有几个沿其周向分布的通孔。

进一步地，为了增加内壳的刚度，减小变形，所述内壳的大端加厚并且设有向内壳轴心延伸的凸台，内壳内壁与所述凸台采用圆弧过渡连接。

进一步地，所述支板贯穿内壳，由内壳小端延伸至大端与所述凸台相连。

进一步地，所述内壳内壁与凸台的过渡部位沿周向均布设置有多个加强筋。

进一步地，所述加强筋的数量与支板的数量相同，各加强筋分别设在相邻两个支板之间圆弧过渡段的中间位置。

进一步地，为了方便连接，所述涡轮进口管结构还包括进口管前段，所述进口管前段一端与进口管外壳扩张段的小端固连，另一端设有法兰。

进一步地，所述进口管前段和进口管外壳采用锻造加工成型，导流体和涡轮静子采用铸造加工成型。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明的涡轮进口管结构在进口管外壳中设置导流体，所述导流体内壳为空心锥形结构，外壳为空心圆台形结构，所述外壳与内壳同轴设置使内壳外壁与外壳内壁形成一个过流面积逐渐收缩的通道，促使发生器出口气流沿径向产生强烈掺混效应，可以在较短的轴向长度内降低涡轮前气流的不均匀性，改善涡轮进气条件，提高涡轮效率，并保证涡轮静子可靠工作。

2、本发明形状结构复杂的导流体采用铸造加工成型，进口管外壳采用锻造加工成型，然后通过焊接方式将导流体与进口管外壳连成一体，形成“双层壳体”结构；具有复杂型面的导流体铸件处于涡轮进口管内腔中时，较大的压力载荷由结构简单性能更优的进口管外壳承担，导流体承受的压力载荷大幅度降低，提高了涡轮进口管的工作可靠性，并且进口管外壳扩张段内壁与外壳的外壁平行并且留有间隙，保证进口管外壳和导流体在工作时承载变形后不会发生干涉。

3、靠近外壳小端的壳体壁上开设有几个沿其周向分布的通孔，通孔沿圆周均匀布置，用于消除导流体外壳和进口管外壳的缝隙成为气流死腔，避免气流滞止，出现高温区，使得发动机工作时进口管外壳与外壳间隙中的气流顺利流动。

4、导流体内壳的大端加厚并且设有向内壳轴心延伸的凸台，内壳内壁与所述凸台采用圆弧过渡连接。连接外壳与内壳的多个支板贯穿内壳壁，由内壳小端延伸至大端与凸台相连，在相邻两个支板之间圆弧过渡段的中间位置设一个加强筋，可以增加内壳刚度，减小其在工作时的变形量。

附图说明

图1是本发明涡轮进口管结构的示意图；

图2是图1中导流体的结构图；

图3是图2导流体的左视图；

图4是图2中内壳F-F方向剖视图；

图5是图1中导流体的一个视角的三维图；

图6是图5的另一个视角的三维图。

图中：1—进口管前段；2—导流体；3—进口管外壳；4—涡轮静子；21—内壳；22—外壳；23—支板；24—通孔；25—凸台；26—加强筋。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明：

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

参见图1至图6，一种火箭发动机用涡轮进口管结构，进口管前段1、导流体2、进口管外壳3和涡轮静子4。

导流体2为涡轮进口管中的关键零件，主要由四部分组成，分别为内壳21、外壳22、支板23和加强筋26，整体采用铸件方式加工，内壳21为空心锥形结构，由内壳扩张段和内壳水平段组成，外壳22为空心圆台形结构，所述外壳22与内壳21同轴设置，内壳21壳体壁与轴线方向的夹角α₁为40°-50°，外壳22壳体壁与轴线方向的夹角α₂为15°-25°，内壳21外壁与外壳22内壁之间形成一个过流面积逐渐收缩的通道，外壳22与内壳21通过设在二者之间的4个支板23连接在一起。

进口管外壳3为回转体结构，采用锻件机加而成，由进口管外壳扩张段和进口管外壳水平段直接相连组成。导流体2设在进口管外壳3内，其中外壳22的小端与进口管外壳扩张段小端焊接在一起，内壳21与进口管外壳3通过设在内壳21水平段与进口管外壳水平段之间的涡轮静子4焊接在一起。涡轮静子4通过铸造加工得到铸件毛坯，经过机加工形成接口尺寸，涡轮静子4外侧与进口管外壳3焊接，内侧与导流体2焊接。进口管前段1一端与进口管外壳扩张段的小端固连，另一端设有法兰，通过法兰与发生器连接。

进口管外壳3的扩张段内壁沿气流方向与导流体2的外壳22的外壁平行，并与导流体2的外壳22保持一定间隙，保证导流体2和进口管外壳3在工作时承载变形后不会发生干涉。靠近外壳22小端的壳体壁上开设有几个沿其周向分布的通孔24，通孔24沿圆周均匀布置，用于消除导流体2的外壳22和进口管外壳3的缝隙成为气流死腔，避免气流滞止，出现高温区，使得发动机工作时进口管外壳与外壳间隙中的气流顺利流动。

为了增加刚度，减小变形，导流体2的内壳扩张段大端加厚并且设有向内壳21轴心延伸的凸台25，内壳21内壁与所述凸台25采用圆弧过渡连接。连接外壳22与内壳21的多个支板23贯穿内壳，由内壳扩张段小端延伸至大端与凸台25相连，在相邻两个支板23之间圆弧过渡段的中间位置设一个加强筋26，可以进一步增加内壳刚度，减小其在工作时的变形量。

应当说明，以上所述的仅是本发明的优选实施方式，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：包括导流体(2)、进口管外壳(3)和涡轮静子(4)；

所述进口管外壳(3)为回转体结构，包括进口管外壳扩张段和与进口管外壳扩张段大端相连的进口管外壳水平段；

所述导流体(2)包括内壳(21)和外壳(22)，所述内壳(21)为空心锥形结构，包括内壳(21)扩张段和内壳(21)扩张段大端相连的内壳(21)水平段，外壳(22)为空心圆台形结构，所述外壳(22)与内壳(21)同轴设置，内壳(21)外壁与外壳(22)内壁之间形成一个过流面积逐渐收缩的通道，外壳(22)与内壳(21)通过设在二者之间的多个支板(23)连接在一起；

导流体(2)设在进口管外壳(3)内，其中外壳(22)的小端与进口管外壳扩张段小端固连在一起，内壳(21)与进口管外壳(3)通过设在内壳(21)水平段与进口管外壳水平段之间的涡轮静子(4)固定连接在一起。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述内壳(21)壳体壁与轴线方向的夹角α₁为40°-50°，外壳(22)壳体壁与轴线方向的夹角α₂为15°-25°。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述进口管外壳扩张段内壁与外壳(22)的外壁平行并且留有间隙。

4.根据权利要求1-3任一所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：靠近外壳(22)小端的壳体壁上开设有几个沿其周向分布的通孔(24)。

5.根据权利要求4所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述内壳(21)的大端加厚并且设有向内壳(21)轴心延伸的凸台(25)，内壳(21)内壁与所述凸台(25)采用圆弧过渡连接。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述支板(23)贯穿内壳(21)，由内壳(21)小端延伸至大端与所述凸台(25)相连。

7.根据权利要求6所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述内壳(21)内壁与凸台(25)的过渡部位沿周向均布设置有多个加强筋(26)。

8.根据权利要求7所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述加强筋(26)的数量与支板(23)的数量相同，各加强筋(26)分别设在相邻两个支板(23)之间圆弧过渡段的中间位置。

9.根据权利要求8所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：还包括进口管前段(1)，所述进口管前段(1)一端与进口管外壳扩张段的小端固连，另一端设有法兰。

10.根据权利要求9所述的火箭发动机用涡轮进口管结构，其特征在于：所述进口管前段(1)和进口管外壳(3)采用锻造加工成型，导流体(2)和涡轮静子(4)采用铸造加工成型。