CN109826672A - 一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片、涡轮泵及发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片、涡轮泵及发动机，其中，所述涡轮叶片包括：叶片本体；围带，从所述叶片本体径向向外定位，所述围带上设有蜂窝孔结构。本发明实施例中，通过在围带上开设蜂窝孔结构，在叶片本体上开设减重槽，能够有效降低涡轮叶片的重量，减小离心拉应力，形成高压密封，减小燃气泄漏，提高涡轮效率。

Description

一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片、涡轮泵及发动机

技术领域

本发明涉及涡轮泵技术领域，具体涉及一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片、涡轮泵及发动机。

背景技术

液体火箭发动机是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器、火药启动器和各种阀门、调节器、管路等组成。其中，涡轮泵主要包括涡轮和泵，涡轮驱动工质一般为燃烧产生的燃气(可以是固体燃料或液体燃料)。

为了防止液体火箭发动机涡轮转子叶片叶尖漏气，改善涡轮性能，减少涡轮叶片的震动，一般采用带冠涡轮叶片，如图1所示，其中，叶冠2上加工有蓖齿结构4，在涡轮壳1上通过钎焊工艺设置蜂窝环3，蜂窝环3与蓖齿结构4形成间隙密封，蜂窝环3可以控制或者防止燃烧气体从叶冠2与涡轮壳1之间的间隙泄露；蜂窝环3通过钎焊工艺固定在涡轮壳1上，焊缝中的缺陷容易在振动过程中被放大，因此容易损坏；另一方面带有蓖齿结构4的叶冠2的缘板是等厚度的，增加了叶片的重量，导致叶冠和叶片的应力增大，而减薄缘板厚度，可以有效减轻缘板重量和应力，但又会影响密封性，降低涡轮的效率。

发明内容

为了克服上述现有技术中存在的问题。本发明提供了一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片、涡轮泵及发动机，具体的实施方式如下：

本发明实施例提供一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片，包括：

叶片本体；

围带，从所述叶片本体径向向外定位，所述围带上设有蜂窝孔结构。

在一个具体的实施例中，所述围带包括上缘板和下缘板，所述蜂窝孔设置在所述上缘板上。

在一个具体的实施例中，所述蜂窝孔为盲孔和/或贯穿孔，所述盲孔的深度小于所述围带厚度的1/2。

在一个具体的实施例中，所述蜂窝孔的内壁为曲面或者弯折面。

在一个具体的实施例中，所述叶片本体上设置有至少两个减重槽。

在一个具体的实施例中，所述叶片本体和/或所述围带的外表面涂覆有耐磨涂层。

在一个具体的实施例中，相邻的两个蜂窝孔的轴心距离为所述蜂窝孔直径的两倍。

在一个具体的实施例中，所述涡轮叶片通过3D打印技术生产。

本发明另一实施例提供一种用于液体火箭发动机的涡轮泵，包括：

涡轮叶片，围绕所述涡轮周向阵列布置，所述涡轮叶片包括叶片本体和围带，所述围带从所述叶片本体径向向外定位，且所述围带上设有蜂窝孔结构；

涡轮壳体，包括涡轮环壁，所述涡轮环壁围成筒装工作区，所述涡轮叶片位于所述筒装工作区内，且所述涡轮环壁朝向所述围带的内壁上开设密封齿，所述密封齿与所述蜂窝孔结构对应。

本发明另一实施例还提供一种液体火箭发动机，包括

压缩机；

燃烧器，与所述压缩机连通；

涡轮，其与所述燃烧器连通，所述涡轮包括周向阵列布置的多个涡轮叶片和涡轮壳体；

所述涡轮叶片包括叶片本体和围带，所述围带从所述叶片本体径向向外定位，且所述围带上设有蜂窝孔结构；

涡轮壳体包括涡轮环壁，所述涡轮环壁围成筒装工作区，所述涡轮叶片位于所述筒装工作区内，且所述涡轮环壁朝向所述围带的内壁上开设密封齿，所述密封齿与所述蜂窝孔结构对应。

本发明的有益效果为：

1、本发明技术方案通过在涡轮叶片上直接设置蜂窝孔，代替了传统的迷宫结构，密封效果更好，可进一步提高涡轮效率。

2、由于采用了蜂窝孔结构，围带和叶片的重量减小，不仅降低了涡轮盘的质量，还减小了涡轮叶片所受的离心拉应力，提高了涡轮盘的安全强度。

3、通过采用了3D打印技术，围带在满足强度要求的情况下，可以采用硬度相对较低的材料；另一方面将涡轮壳体上的蜂窝环去除，优化了涡轮壳体的加工工艺。

附图说明

图1为现有技术的涡轮叶片和涡轮壳体的结构示意图；

图2为本发明提供的围带的结构示意图一；

图3为本发明提供的围带的结构示意图二；

图4为本发明提供的涡轮的示意图；

图5为本发明提供的涡轮的A部的放大示意图；

图6为本发明提供的涡轮的围带P向示意图；

图7为本发明提供的火箭发动机的示意图。

附图标记说明：

涡轮壳1、叶冠2、蜂窝环3、蓖齿结构4、叶片本体10、涡轮壳体20、围带11、上缘板111、下缘板112、蜂窝孔结构12、涡轮环壁21、密封齿22。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

实施例一

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

如图1-图6所示，图1为现有技术的涡轮叶片和涡轮壳体的结构示意图；图2为本发明提供的围带的结构示意图一；图3为本发明提供的围带的结构示意图二；图4为本发明提供的涡轮的示意图；图5为本发明提供的涡轮的A部的放大示意图；图6为本发明提供的涡轮的围带P向示意图；本发明提供一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片，其中，涡轮上沿周向间隔设置有多个叶片，每一个叶片包括叶片本体10和围带11，如图4所示，叶片本体10为涡轮叶片的主干部分，围带11是指用于电站汽轮机、燃气轮机、航空发动机、航天发动机以及其它旋转机械叶片中的一种用于降低叶片振动响应的结构；围带11从叶片本体10径向向外定位，且沿切向方向设置，多个叶片的围带11构成环形设置，相邻两个叶片的围带11构成弧形结构，且相互交错。在叶片顶部，装配好的叶片在静态时相邻围带11间有一初始间隙，工作时在离心力的作用下，叶片发生扭转，使得相邻叶片围带11接触面相互贴紧，当叶片振动时，围带11接触面间的发生的相对滑移作用耗散叶片的振动能量，降低叶片振动应力，从而提高叶片的寿命和运行的安全可靠性。进一步的，围带11上开设有蜂窝孔结构12，蜂窝孔由一系列六边形、四边形或其他形状的形似蜂窝的孔格组成，通过设置蜂窝孔，减轻了叶片的重量，叶片仍保持原有的厚度，从而不会对叶片的减震效果造成影响，在保证密封效果的情况下，降低了叶片和围带11承受的离心拉应力，提高了涡轮的效率。

需要说明的是，本实施例不仅包括如上述内容所述的在涡轮盘上安装涡轮叶片的结构，还包括涡轮盘与涡轮叶片一体成型的结构，具体的，涡轮盘与涡轮叶片通过3D打印技术一体成型，涡轮盘为圆盘状，涡轮叶片为涡轮盘上形成的流体状叶片，涡轮叶片上设置有围带，围带朝向外侧的端面上设置有蜂窝孔结构，围带与外部的涡轮壳体可以形成密封，从而提高涡轮的效率。涡轮盘、涡轮叶片及叶片上的围带的连接形式并不受到本申请实施例所例举内容的限制，涡轮盘、涡轮叶片及叶片上的围带的连接形式也不会对本申请的在围带上设置蜂窝孔结构的技术方案产生实质影响。

进一步的，如图2-图3和图6所示，围带11包括上缘板111和下缘板112，上缘板111为围带11远离叶片本体10的端面，下缘板112为围带11朝向叶片本体10的端面，本实施例中，上缘板111上设置有蜂窝孔，气流通过上缘板111时，在上缘板111的蜂窝孔结构12中形成波浪状气流曲线，增大了上缘板111与涡轮壳体20之间的气流空间，提高了围带11与涡轮壳体20之间的的压力，有效减小燃气泄漏损失。

本发明实施例中，蜂窝孔为底部封闭的盲孔，优选的，盲孔为半圆孔，盲孔的深度小于围带11厚度的1/2。这样设置是为了保证开设蜂窝孔之后，不会降低围带11的强度。

需要说明的是，上缘板111上的盲孔的深度可以相同也可以不相同，在保证围带11的强度的前提下，具体根据高压流体的流动特性，可以在上缘板111的中心区域的盲孔深度大于(或者小于)上缘板111的边缘区域的盲孔深度，或者上缘板111的某一特定区域内的盲孔深度大于(或者小于)其他区域盲孔深度。

在同一缘板上的相邻的两个蜂窝孔的轴心距为蜂窝孔的孔径的两倍，举例而言，蜂窝孔的孔径为1.5mm，那么相邻的两个蜂窝孔之间的轴心距为3mm。

进一步的，蜂窝孔为贯穿孔，从上缘板111向下缘板112开设竖直通孔，流体能经过蜂窝孔进入上缘板111与涡轮壳体20形成的空间内，增大该区域的气压差，减小燃气泄漏，提高涡轮效率。

进一步的，蜂窝孔中部分为贯穿孔，部分为盲孔，高压气流从叶片本体10通过贯穿孔进入盲孔与涡轮壳体20形成的空间内，在局部范围内提高围带11与涡轮壳体20之间间隙的压力，能够有效提高涡轮效率。

在上述实施例的基础上，对蜂窝孔的结构进行限定，本实施例中，蜂窝孔的内壁为曲面或者蜂窝孔的内壁为平面与平面组成的弯折面，曲面更有利于流体流动，而弯折面更有利于制造。

进一步的，在围带11的上缘板111的表面、相邻的两个蜂窝孔之间开设导流槽，导流槽的内壁为曲面，高压气流进入围带11与涡轮壳体20形成的区域后，顺应导流槽进行流动，能够快速地形成密封气压，而避免高压气流对原有的密封气流产生冲击，更有利于巩固密封效果。

进一步的，本实施例中，叶片本体10上设置有至少两个减重槽，相邻的两个减重槽之间设置加强筋，减重槽的作用在于保证叶片本体10基本性能的前提下，通过切削叶片本体10上的部分区域的材料以减轻工件重量所形成的凹槽或者孔洞。涡轮旋转时，高压燃气对叶片本体10各个部位的冲击作用是不同的，在冲击作用较小的区域，可以结合实际情况进行适当地局部降低工件厚度以达到降低叶片本体10重量的目的。

进一步的，由于高压气流在叶片本体10以及围带11上流动时，会对叶片本体10和围带11产生巨大的气流冲击，并且围带11在转动过程中，不可避免地会与涡轮壳体20发生摩擦或者碰撞，而围带11或者叶片本体10一旦发生摩擦破损或者碰撞破损，在高温高压高热的工作环境下会加剧腐蚀速度，使得围带11和/或叶片本体10发生损坏。为了解决这个问题，本实施例中，在叶片本体10和/或围带11的外表面涂覆耐磨涂层，以增加叶片本体10和围带11的耐磨性。

进一步的，本发明实施例中，在围带11上设置蜂窝形式，在叶片本体10上设置减重槽，其结构形式较为复杂，现有的机械加工方式加工时间长，成品率低。本实施例中，采用3D打印技术来实现，通过采用3D打印技术，围带11可以在满足强度要求的情况下，采用硬度相对较低的材料，从而降低了材料成本。需要说明的是，本案中，涡轮、涡轮叶片以及叶片上的围带、围带上开设的蜂窝孔结构可以通过3D打印技术一体成型，通过一体化的结构提高工作效率的同时，能够使得涡轮盘具有更好的结构强度，避免了各部分拼接时可能出现的焊缝缺陷或者连接不稳定的问题。

可见，本发明专利中，在围带11上不设置密封齿22，而且通过在围带11上开设蜂窝孔结构12，在叶片本体10上开设减重槽，能够有效降低涡轮叶片的重量，减小拉应力，并且，通过将蜂窝孔设置为贯穿孔，能够将高压气流较更多地引入到围带11与涡轮壳体20之间密封间隙中，形成高压密封，减小燃气泄漏，提高涡轮效率。

实施例二

在上述实施例一的基础上，本发明实施例提供过一种用于液体火箭发动机的涡轮泵，如图4-图6所示，该涡轮泵包括涡轮叶片和涡轮壳体20，涡轮叶片围绕涡轮周向阵列布置，每一涡轮叶片的尾端设置有围带11，围带11起到提高涡轮稳定性的作用，围带11上设置有蜂窝孔结构12，具体为一系列连续设置的蜂窝孔。

涡轮壳体20包括涡轮环壁21，涡轮环壁21是围绕涡轮叶片设置的环形结构，涡轮环壁21构成筒状工作区，涡轮在在该筒状工作区内转动，围带11与涡轮环壁21构成间隙密封，涡轮环壁21朝向围带11的内侧壁上开设有密封齿22，密封齿22为相对于涡轮环壁21的内表面向外侧凸出的凸起部件，凸起部件能够对涡轮环壁21和围带11形成的间隙进行分隔，从而能够较好地对进入涡轮环壁21和围带11之间的气流起到密封作用，密封齿22与围带11上的蜂窝孔结构12对应设置。气流通过密封齿22与围带11的间隙形成密封。相比于现有的给涡轮壳体20上钎焊蜂窝环的方法和工艺，本实施例中不需要进行钎焊，优化了涡轮壳体20的加工工艺，缩短了生产周期，并且避免了钎焊工艺造成的产品质量不稳定的问题。

一方面围带能够与涡轮环壁形成密封，提高涡轮的效率，另一方面，本发明的涡轮泵在围带11上开设蜂窝孔结构12，减轻了围带11重量，从而能够减小涡轮叶片的离心拉应力。

实施例三

在上述实施例一和实施例二的基础上，如图7所示，本发明实施例还提供一种液体火箭发动机，液体火箭发动机包括压缩机，压缩机压缩进入空气流，压缩机将压缩空气流输送到燃烧器。燃烧器将压缩空气流与加压燃料流混合并且点燃混合物，以产生燃烧气体流。尽管仅示出一个燃烧器，但液体火箭发动机可包括任何数量的燃烧器。燃烧气体流又输送到涡轮。燃烧气体流驱动涡轮，以便产生机械功。在涡轮中产生的机械功经由轴驱动压缩机和外部负载，外部负载例如发电机等。这里也可使用其他构造和其它部件。

燃烧气体驱动涡轮中周向阵列布置的多个涡轮叶片和涡轮壳体20，涡轮叶片包括叶片本体10和安装在叶片本体10径向向外定位的围带11，围带11上开设有蜂窝孔结构12；涡轮壳体20包括涡轮环壁21，涡轮环壁21是围绕涡轮叶片设置的环形结构，涡轮环壁21构成筒状工作区，涡轮在在该筒状工作区内转动，围带11与涡轮环壁21构成间隙密封，涡轮环壁21朝向围带11的内侧壁上开设有密封齿22，密封齿22为相对于涡轮环壁21的内表面向外侧凸出的凸起部件，凸起部件能够对涡轮环壁21和围带11形成的间隙进行分隔，从而能够较好地对进入涡轮环壁21和围带11之间的气流起到密封作用，密封齿22与围带11上的蜂窝孔结构12对应设置。

可知，本发明实施例提供的涡轮泵通过设置带有蜂窝结构的围带11和带有密封齿22的涡轮壳体20，一方面优化了涡轮壳体20的加工工艺，降低了围带11的重量，提高了涡轮效率，另一方面，将蜂窝孔设置为贯穿孔，使得涡轮主流道上的燃气能够通过贯穿孔进入围带11与涡轮壳体20之间的间隙，在该空间内形成内外压差，从而得到更好的密封效果，防止燃气泄漏，提高了涡轮效率。

综上所述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方案及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制，本发明的保护范围应以所附的权利要求书为准。

Claims (10)

1.一种用于液体火箭发动机的涡轮叶片，其特征在于，包括：

叶片本体；

围带，从所述叶片本体径向向外定位，所述围带上设有蜂窝孔结构。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述围带包括上缘板和下缘板，所述蜂窝孔设置在所述上缘板上。

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片，其特征在于，

所述蜂窝孔为盲孔和/或贯穿孔，所述盲孔的深度小于所述围带厚度的1/2。

4.根据权利要求3所述的涡轮叶片，其特征在于，

所述蜂窝孔的内壁为曲面或者弯折面。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，

所述叶片本体上设置有至少两个减重槽。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，

所述叶片本体和/或所述围带的外表面涂覆有耐磨涂层。

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，

相邻的两个蜂窝孔的轴心距离为所述蜂窝孔直径的两倍。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片通过3D打印技术生产。

9.一种用于液体火箭发动机的涡轮泵，其特征在于，包括：

涡轮叶片，围绕所述涡轮周向阵列布置，所述涡轮叶片包括叶片本体和围带，所述围带从所述叶片本体径向向外定位，且所述围带上设有蜂窝孔结构；

涡轮壳体，包括涡轮环壁，所述涡轮环壁围成筒装工作区，所述涡轮叶片位于所述筒装工作区内，且所述涡轮环壁朝向所述围带的内壁上开设密封齿，所述密封齿与所述蜂窝孔结构对应。

10.一种液体火箭发动机，其特征在于，包括

压缩机；

燃烧器，与所述压缩机连通；

涡轮，其与所述燃烧器连通，所述涡轮包括周向阵列布置的多个涡轮叶片和涡轮壳体；

所述涡轮叶片包括叶片本体和围带，所述围带从所述叶片本体径向向外定位，且所述围带上设有蜂窝孔结构；

涡轮壳体包括涡轮环壁，所述涡轮环壁围成筒装工作区，所述涡轮叶片位于所述筒装工作区内，且所述涡轮环壁朝向所述围带的内壁上开设密封齿，所述密封齿与所述蜂窝孔结构对应。