CN111140401B - 一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体及涡轮泵 - Google Patents

Abstract

为保证涡轮泵稳定可靠工作，提高其工作效率，本发明提供了一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体及涡轮泵。该球型涡轮壳体包括壳体组件、入口管、涡轮静子、内挡板和波纹管；壳体组件包括球形壳体、连接套筒和出口管；涡轮静子包括外环体、静子叶片、内环体；球形壳体上设置径向进气口、轴向排气口和轴向安装口；出口管的一端设置为V形结构，V形结构的一边与球形壳体的轴向排气口连接，V形结构的另一边与涡轮静子的外环体连接，连接套筒与球形壳体的轴向安装口连接；入口管与球形壳体的径向进气口连通；波纹管设置在球形壳体内，一端与内环体连接，另一端与连接套筒连接，内挡板套装在波纹管上，一端与内环体连接，另一端与连接套筒连接。

Description

一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体及涡轮泵

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体及涡轮泵。

背景技术

涡轮泵作为液体火箭发动机中的“心脏”组件，通过高速泵将推进剂增压后输送至燃烧室，由于高速泵的功率非常大，一般采用高温、高压燃气涡轮驱动。对于较复杂的低温补燃循环液体火箭发动机，为了保证发动机结构紧凑，一般情况下涡轮与高速泵同轴，实现一体化设计，整个涡轮泵包含低温端和高温端两部分，其中高温端工作介质为驱动涡轮的燃气，温度可达900K以上，低温端工作介质为推进剂，温度低达90K，二者之间通过壳体直接相连。因此，此类发动机设计时，其主要问题是考虑如何降低涡轮泵相关零件由于极大的温差产生的温差应力和变形，保证涡轮泵稳定可靠工作。

此外，补燃循环发动机的涡轮一般为大流量、低压比、反力式涡轮，效率对涡轮做功能力影响非常大，因此涡轮设计时需尽可能提高效率。根据以往设计经验和相关文献研究结果，对于低压比、跨音速涡轮，进排气结构形式对涡轮性能影响较大。另外一个更重要的问题是，对于大推力、高性能发动机，涡轮入口燃气压力高达50MPa，可考虑余量的情况下，涡轮壳体等零件需通过60MPa以上的压力试验，这对于由多个零件焊接而成的涡轮壳体来说又是一项巨大的考验。

发明内容

为保证涡轮泵稳定可靠工作，提高其工作效率，本发明提供了一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体及涡轮泵。本发明通过对涡轮泵的涡轮壳体进行结构优化设计，保证涡轮壳体在高压环境中稳定、可靠工作的基础上，一方面为涡轮部件提供优良的进气和排气条件，提升涡轮效率，增加涡轮做功能力，另一方面解决了泵低温部件和高温部件的间的温度梯度急剧变化的问题，保证涡轮泵整体的工作可靠性。

为实现以上发明目的，本发明的技术方案是：

一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，包括壳体组件、入口管、涡轮静子、内挡板和波纹管；所述壳体组件包括球形壳体、连接套筒和出口管；所述涡轮静子设置在球形壳体内，包括由外向内依次设置的外环体、静子叶片、内环体，多个静子叶片沿内环体的周向布置；所述球形壳体上设置有与壳体腔体连通的径向进气口、轴向排气口和轴向安装口，所述轴向排气口、轴向安装口同轴；所述出口管的一端设置为V形结构，V形结构的一边与球形壳体的轴向排气口连接，V形结构的另一边与涡轮静子的外环体连接，所述连接套筒与球形壳体的轴向安装口连接；所述入口管固定设置在壳体组件上，与球形壳体的径向进气口连通，形成燃气腔；所述波纹管设置在球形壳体内，一端与内环体连接，另一端与连接套筒连接，所述内挡板为套筒结构，一端与内环体连接，另一端与连接套筒连接，且内挡板套装在波纹管上，与波纹管形成隔离腔；所述内环体上设置有多个轴向通孔，将隔离腔与燃气腔连通。

进一步地，为了减弱波纹管变形时对其两端焊缝的附加应力，所述连接套筒的端面设置有与隔离腔连通的第一环形补偿槽，所述内环体的端面设置有与隔离腔连通的第二环形补偿槽，降低该区域的刚度，使其跟随波纹管变形。

进一步地，由于涡轮泵工作过程中会一直有液氧从低温液氧腔泄漏至高温燃气腔，为了减小该处的泄漏量，所述内环体的内表面设置有多个迷宫密封齿，用于减小液氧泄漏损失。

进一步地，为了降低涡轮静子内环体和转轴的碰磨风险，所述迷宫密封齿的表面覆盖有镀银层。

进一步地，所述球形壳体通过多块板拼焊组成，所述涡轮静子整体采用铸造或者3D打印的方式加工，所述内挡板、入口管、连接套筒和出口管采用锻件机加方式成型，使得球型涡轮壳体可在较轻的质量要求下，使其具备相对较强的承压能力。

进一步地，所述入口管通过手工氩弧焊焊接在壳体组件上，所述出口管通过手工氩弧焊焊接在球形壳体上，所述外环体与出口管通过电子束焊接方式焊接，所述内环体与内挡板、波纹管通过手工氩弧焊焊接。

进一步地，为了提高高温部件在富氧燃气下的工作安全性，所述球型涡轮壳体的内表面涂覆有耐高温热障涂层。

进一步地，所述出口管的一端与球形壳体的轴向排气口连接，另一端设置有焊接坡口，用于与下游管道连接。

同时，本发明还提供一种液体火箭发动机涡轮泵，包括转子、涡轮端轴承、球型涡轮壳体，所述转子包括转轴和轮盘；所述转轴通过涡轮端轴承设置在连接套筒、波纹管和内环体的腔体内；所述轮盘设置在转轴一端，且位于出口管内。

进一步地，为了提高高温部件在富氧燃气下的工作安全性，所述轮盘表面涂覆有耐高温热障涂层。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

1.本发明提供的球型涡轮壳体的入口管采用径向进气的方式，将上游燃气导向至涡轮静子处，对进气结构进行了优化设计，使其具有较小的流动损失，并为涡轮静子入口提供较好的进气条件；出口管采用了轴向排气的方式，此种排气方式极大的提升了涡轮排气通畅性，提高了涡轮做功能力。

2.本发明提供的球型涡轮壳体设置有隔热波纹管，波纹管为回转体结构，一端与涡轮静子焊接，另一端与连接套筒焊接。波纹管将低温液氧腔和涡轮壳体内挡板进行阻隔，形成了较封闭的隔离腔，隔离腔内温度介于低温液氧和高温燃气之间，使得主要的温差应力和变形由刚度小的波纹管承担，降低了涡轮壳体内挡板的温度梯度，减小热变形，提高其工作可靠性。另外，为了减弱隔热波纹管变形时对其两端焊缝的附加应力，在涡轮静子、连接套筒与波纹管的焊接区域，设置有热变形补偿槽，降低该区域的刚度，使其跟随波纹管变形。

3.本发明提供的球型涡轮壳体在涡轮静子内环体设置有迷宫型密封结构，降低了液氧腔向燃气腔的泄流量，在迷宫齿顶增加了镀银工艺处理，降低了涡轮静子内环体和转轴的碰磨风险，在高温部件内腔涂覆耐高温热障涂层，提高了高温部件在富氧燃气下的工作安全性。

4.本发明球型涡轮壳体的涡轮静子由于静子叶片采用了铸造或者3D打印方式加工，提高了产品强度，其余所有零件均采用锻件机加方式，球型涡轮壳体可在较轻的质量要求下，使其具备相对较强的承压能力。

附图说明

图1为本发明液体火箭发动机涡轮泵的结构图；

图2为本发明液体火箭发动机涡轮泵的三维图；

图3为本发明用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体中涡轮壳体的结构图；

图4为图1中I处的放大图。

附图标记：1-球型涡轮壳体，2-转子，3-涡轮端轴承，11-入口管，12-涡轮静子，13-出口管，14-内挡板，15-球形壳体，16-波纹管，17-连接套筒，121-外环体，122-静子叶片，123-内环体，124-轴向通孔，125-第二环形补偿槽，126-迷宫密封齿，21-轮盘，22-转轴，151-径向进气口，152-轴向排气口，153-轴向安装口，171-第一环形补偿槽。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明技术方案进行详细说明。

本发明对涡轮壳体结构进行优化，一方面合理设计零部件的温差应力和变形，保证涡轮泵安全可靠工作，另一方面提高了涡轮效率，增加涡轮做功能力，保证壳体等部件在高温、高压环境下可靠工作。

如图1所示，本发明提供的液体火箭发动机涡轮泵包含球型涡轮壳体1、转子2和涡轮端轴承3，转子2包括轮盘21和转轴22两部分，二者整体机加而成，转子2通过涡轮端轴承3与涡轮壳体内表面连接，具体的，转轴22通过涡轮端轴承3设置在连接套筒17、波纹管16和内环体123的腔体内；轮盘21设置在转轴22一端，且位于出口管13内。此外，轮盘21表面涂覆有耐高温热障涂层，提高了高温部件在富氧燃气下的工作安全性。

如图1至图4所示，本发明用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体包括壳体组件、入口管11、涡轮静子12、内挡板14和波纹管16，壳体组件包括球形壳体15、连接套筒17和出口管13，七部分采用焊接方式连接为一个组件。涡轮静子12设置在球形壳体15内，包括由外向内依次设置的外环体121、静子叶片122、内环体123，多个静子叶片122沿内环体123的周向均匀设置。

球形壳体15上设置有与壳体腔体连通的径向进气口151、轴向排气口152和轴向安装口153，轴向排气口152、轴向安装口153同轴；出口管13的一端设置为V形结构，V形结构的一边与球形壳体15的轴向排气口152连接，V形结构的另一边与涡轮静子12的外环体121连接，连接套筒17与球形壳体15的轴向安装口153连接；入口管11固定设置在壳体组件上，与球形壳体15的径向进气口151连通，形成燃气腔；波纹管16设置在球形壳体15内，一端与内环体123连接，另一端与连接套筒17连接，内挡板14为套筒结构，套装在波纹管16上，一端与内环体123连接，另一端与连接套筒17连接，波纹管16与内挡板14形成隔离腔。

下面对本发明液体火箭发动机涡轮泵的各部件结构进行详细的描述。

球形壳体15整体为球型结构，采用三块机加件拼焊组成，焊接方式为手工氩弧焊。

入口管11为圆形管道，为锻件机加而成，其上游端与发动机的燃气发生器连接，另外一端与壳体组件连接，此处的连接有两种方式，若入口管11的直径小于球形壳体15的轴向尺寸，则入口管11直接与球形壳体15的径向进气口焊接，若入口管11的直径大于球形壳体15的轴向，则入口管11与连接套筒17、出口管13及球形壳体15的径向进气口焊接，焊接方式为手工氩弧焊。

出口管13为回转体结构，为锻件机加而成，一端与球形壳体15的轴向排气口焊接，焊接方式为手工氩弧焊，另一端留有焊接坡口，便于与下游管道连接，将涡轮后燃气顺利排放至发动机下游腔室。

涡轮静子12包含外环体121、静子叶片122、内环体123三部分，三部分为一个整体，整体采用铸造或者3D打印的方式加工，外环体121和内环体123均为回转体结构，多个三维静子叶片122沿周向均布在环道内，外环体121与出口管13焊接，由于孔径结构限制，采用电子束焊接方式，电子束焊接具有能量密度高，熔化金属范围小的优点，内环体123有两处连接，一处与内挡板14焊接，另一处与波纹管16焊接，焊接方式均为手工氩弧焊。

内环体123沿轴向设置有八个轴向通孔124，一方面将隔离腔与燃气腔连通，提高隔离腔温度，降低内挡板14的温差应力及变形，另一方面为了便于采用工业内窥镜检查隔离腔的生产加工状态，避免残留出现未清除彻底的金属碎屑。

内挡板14为回转体结构，为锻件机加而成，一端与连接套筒17焊接，另一端与涡轮静子12焊接，其焊接方式均为手工氩弧焊。内挡板14将入口管11内的燃气顺利过渡至涡轮静子12处，并将燃气导向至轴向，提供了涡轮静子12来流条件。

连接套筒17为回转体结构，为锻件机加而成，一端与低温泵端壳体连接，另一端有两处连接，一处与球形壳体15焊接，另一处与波纹管16焊接，焊接方式为手工氩弧焊。

波纹管16为回转体结构，采用高温合金板材卷压焊接组成，并压制成波纹型管，一端与涡轮静子12焊接，另一端与连接套筒17焊接，焊接方式均为手工氩弧焊。波纹管16为涡轮壳体内关键零件，其厚度、波峰和波谷尺寸采用三维多场耦合仿真的方式进行优化设计，其目的是为了在温差下产生有效的、可控的变形，具备热补偿作用。波纹管16将低温液氧腔和涡轮壳体内挡边板进行阻隔，形成了较封闭的隔离腔。隔离腔内温度介于低温液氧和高温燃气之间，使得主要的温差应力和变形由刚度小的波纹管16承担，降低了涡轮壳体内挡板14热变形，提高其工作可靠性。

为减弱波纹管16变形时对其两端焊缝的附加应力，在涡轮静子12、连接套筒17与波纹管16焊接区域设置有热变形环形补偿槽(即连接套筒17的端面设置有与隔离腔连通的第一环形补偿槽171、内环体123的端面设置有与隔离腔连通的第二环形补偿槽125)，降低该区域的刚度，使其跟随波纹管16变形。

如图1所示，由于涡轮泵工作过程中会一直有液氧从低温液氧腔泄漏至高温燃气腔，为了减小该处的泄漏量，在内环体123与转轴22的配合区域设置有数个迷宫密封齿126，减小了液氧腔向高温燃气腔的液氧泄漏泄流量，减小液氧的泄漏损失。为了进一步保证涡轮工作的可靠性，降低内环体123与转轴22的碰磨风险，将迷宫密封齿的齿顶采用镀银工艺处理，银在富氧环境中属于相容性材料。

为了进一步保证涡轮工作的可靠性，提高高温部件在高温富氧燃气下的工作可靠性，在涡轮壳体内腔、轮盘21表面涂覆有耐高温热障涂层。

本发明提供了一种球型涡轮壳体，在较轻的质量要求下，使其具备相对较强的承压能力，最大限度的提高涡轮壳体的承压能力，保证其可靠工作。根据涡轮泵整体结构布局，涡轮壳体采用了径向进气和轴向排气的方式，对进气结构进行了优化设计，使其具有较小的流动损失，并为涡轮静子入口提供较好的进气条件，采用的轴向排气方式极大的提升了涡轮排气通畅性，提高了涡轮做功能力。另外，在涡轮壳体内部设置有隔热波纹管零件，波纹管将低温液氧腔和涡轮壳体内部隔板进行阻隔，形成了较封闭的隔离腔，隔离腔内温度介于低温液氧和高温燃气之间，隔离腔使主要的温差应力和变形由刚度小的波纹管承担，降低了涡轮壳体温度梯度，减小热变形，提高其工作可靠性，解决了低温涡轮泵中高、低温部件之间的隔热问题。

Claims (10)

1.一种用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：包括壳体组件、入口管(11)、涡轮静子(12)、内挡板(14)和波纹管(16)；所述壳体组件包括球形壳体(15)、连接套筒(17)和出口管(13)；

所述涡轮静子(12)设置在球形壳体(15)内，包括由外向内依次设置的外环体(121)、静子叶片(122)和内环体(123)，多个静子叶片(122)沿内环体(123)的周向布置；

所述球形壳体(15)上设置有与壳体腔体连通的径向进气口(151)、轴向排气口(152)和轴向安装口(153)，所述轴向排气口(152)、轴向安装口(153)同轴；

所述出口管(13)的一端设置为V形结构，V形结构的一边与球形壳体(15)的轴向排气口(152)连接，V形结构的另一边与涡轮静子(12)的外环体(121)连接，所述连接套筒(17)与球形壳体(15)的轴向安装口(153)连接；

所述入口管(11)固定设置在壳体组件上，与球形壳体(15)的径向进气口(151)连通，形成燃气腔；

所述波纹管(16)设置在球形壳体(15)内，一端与内环体(123)连接，另一端与连接套筒(17)连接，所述内挡板(14)为套筒结构，一端与内环体(123)连接，另一端与连接套筒(17)连接，且内挡板(14)套装在波纹管(16)上，与波纹管(16)形成隔离腔；所述内环体(123)上设置有多个轴向通孔(124)，将隔离腔与燃气腔连通。

2.根据权利要求1所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述连接套筒(17)的端面设置有与隔离腔连通的第一环形补偿槽(171)，所述内环体(123)的端面设置有与隔离腔连通的第二环形补偿槽(125)。

3.根据权利要求1或2所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述内环体(123)的内表面设置有多个迷宫密封齿(126)，用于减小液氧泄漏损失。

4.根据权利要求3所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述迷宫密封齿(126)的表面覆盖有镀银层。

5.根据权利要求4所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述球形壳体(15)通过多块板拼焊组成，所述涡轮静子(12)整体采用铸造或者3D打印的方式加工，所述内挡板(14)、入口管(11)、连接套筒(17)和出口管(13)采用锻件机加方式成型。

6.根据权利要求5所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述入口管(11)通过手工氩弧焊焊接在壳体组件上，所述出口管(13)通过手工氩弧焊焊接在球形壳体(15)上，所述外环体(121)与出口管(13)通过电子束焊接方式焊接，所述内环体(123)与内挡板(14)、波纹管(16)通过手工氩弧焊焊接。

7.根据权利要求6所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述球型涡轮壳体的内表面涂覆有耐高温热障涂层。

8.根据权利要求7所述用于液体火箭发动机的球型涡轮壳体，其特征在于：所述出口管(13)的一端与轴向排气口(152)连接，另一端设置有焊接坡口，用于与下游管道连接。

9.一种液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于：包括转子(2)、涡轮端轴承(3)、权利要求1至8任一所述的球型涡轮壳体(1)，所述转子(2)包括转轴(22)和轮盘(21)；

所述转轴(22)通过涡轮端轴承(3)设置在连接套筒(17)、波纹管(16)和内环体(123)的腔体内；所述轮盘(21)设置在转轴(22)一端，且位于出口管(13)内。

10.根据权利要求9所述的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于：所述轮盘(21)表面涂覆有耐高温热障涂层。

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