CN115306584A

CN115306584A - 含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵

Info

Publication number: CN115306584A
Application number: CN202211044216.9A
Authority: CN
Inventors: 孙衡山; 裴力; 刘业奎; 王明哲; 郭利明
Original assignee: Beijing Aerospace Propulsion Technology Co ltd
Current assignee: Beijing Aerospace Propulsion Technology Co ltd
Priority date: 2022-08-30
Filing date: 2022-08-30
Publication date: 2022-11-08

Abstract

含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵。本发明包括：氧化剂泵、燃料泵、一组串联的涡轮，每个相邻的所述的涡轮之间的涡轮动叶盘的旋转方向相反、转速不同，每个所述的涡轮之间不设导向叶片，位于首端的所述的涡轮驱动所述的氧化剂泵转动，位于末端的所述的涡轮驱动所述的燃料泵转动，实现所述的氧化剂泵、所述的燃料泵分别以最佳转速转动；所述的一组串联的涡轮包括一级涡轮、二级涡轮，所述的氧化剂泵与一级涡轮连接，所述的一级涡轮与二级涡轮串联，所述的一级涡轮与所述的二级涡轮的涡轮动叶盘的旋转方向相反，所述的一级涡轮与所述的二级涡轮之间不设导向叶片，所述的二级涡轮与燃料泵连接。本发明能显著提高发动机比冲，提高火箭有效载荷的运载能力。

Description

含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵

技术领域：

本发明涉及一种液体火箭发动机涡轮泵技术领域，含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵。

背景技术：

液体火箭发动机是采用液态推进剂作为能源工质的化学火箭推进系统，一般由推力室、推进剂供应系统和控制系统组成。推进剂供应方式有挤压式和泵压式两种。目前，大推力、长程液体发动机均采用泵压式供应。涡轮泵是泵压式推进剂供应系统的核心部件，它将低压贮箱中的液态燃料和氧化剂增压输送到燃烧室，并提供所需的流量。一台涡轮泵是由涡轮和1-2个泵组成的紧凑的整体机械，双组元（工质）的发动机涡轮泵包含氧化剂泵和燃料泵。其工作原理是，燃气发生器或预燃室产生的高温高压燃气通过涡轮喷嘴（静叶）膨胀，将其内能转化为动能，再驱动涡轮动叶盘旋转，通过传动机械或由涡轮轴直接带动泵的叶轮旋转，对液态工质做功。

根据热力循环方式的不同，液体发动机可分为开式和闭式（补燃）。燃气驱动涡轮叶片做功后直接排放到大气空间的是开式；涡轮燃气做功后进入燃烧室（补燃）继续工作的为闭式。闭式循环具有能源利用率高的优点，但是开式循环发动机凭借简单可靠的结构和显著研制成本优势，在能够满足火箭总体要求的情况下被优先和广泛采用。

为了减轻发动机燃烧室的重量和体积，需要通过提高涡轮泵的功率来提高燃烧室压力。由于开式循环中涡轮排放的废气所携带的能量未被充分利用，提高涡轮泵的功率会加剧废气能量的浪费，制约了发动机性能的进一步提高。因此，尽量提高涡轮泵效率，即减少涡轮燃气消耗量是涡轮泵设计工作的重要目标。

涡轮泵的效率是由泵的效率和涡轮的效率共同决定的。较高的设计转速可以带来泵效率的提高，同时能缩小泵的结构尺寸（叶轮直径和壳体外廓）和重量。对于同轴布置的双组元涡轮泵，整机转速的设定会受到两泵最佳转速不匹配的制约。两种工质的密度相差越多，最佳转速的差别就越大。尽管通过将其中一个泵设计成双吸（双进口）可在一定程度上缓解这一矛盾，也仅能带来约8%-10 %的效率提升。

采用双轴结构，即两个泵各有独立的轴，可以彻底消除这一制约。一种方案是其中一个泵与涡轮同轴，另一个泵通过变速箱与涡轮轴耦合。由于变速箱的冷气润滑、密封等问题难以解决，此方案在工程上无应用实例。另一种方案是采用双涡轮，每个涡轮分别驱动一个泵，两级涡轮工作在不同的转速。双涡轮又分为并联和串联两种形式。其中，串联形式即采用两级涡轮，利用第一级涡轮的排气驱动第二级涡轮,一定程度上利用了燃气的余速能量。目前，串联式增加涡轮级是大幅提高液体火箭发动机涡轮自身效率的可行方法。相关研究表明，涡轮从一级增加到两级能带来约10 %～15 %的效率提升。

多级涡轮根据动叶的工作特点分为反力式和冲击式，其中冲击式又包括速度分级和压力分级两类。多级涡轮的结构形式有1+1，1+1/2和1+N。数字“1”表示一个涡轮级（包含静叶、动叶），“1/2”表示该涡轮级只有动叶。传统采用了多级涡轮的火箭发动机涡轮泵中采用的两级涡轮是固定在同一个轴上，两泵工作在相同转速，该转速是综合权衡的结果，两泵实际上均不能工作在各自的最佳转速。

由于两级动叶旋向相同，为了使进入后级动叶的气流方向匹配叶片入口角度，两级动叶之间需要有静叶或导向通道来改变气流方向和状态。这会造成级间损失，也大幅增加重量和成本。

因此，进一步提高涡轮泵效率需要发明新的多级涡轮结构形式，使其既满足两泵运行在不同的转速，又进一步提高涡轮燃气做功的效率、减少燃气用量。

发明内容：

本发明的目的是提供一种含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，能显著提高发动机比冲，提高火箭有效载荷的运载能力。

上述的目的通过以下的技术方案实现：

一种含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，包括：氧化剂泵、燃料泵、一组串联的涡轮，每个相邻的所述的涡轮之间的涡轮动叶盘的旋转方向相反、转速不同，每个所述的涡轮之间不设导向叶片，位于首端的所述的涡轮驱动所述的氧化剂泵转动，位于末端的所述的涡轮驱动所述的燃料泵转动，实现所述的氧化剂泵、所述的燃料泵分别以最佳转速转动。

进一步地，所述的一组串联的涡轮包括一级涡轮、二级涡轮，所述的氧化剂泵与一级涡轮连接，所述的一级涡轮与二级涡轮串联，所述的一级涡轮与所述的二级涡轮的涡轮动叶盘的旋转方向相反，所述的一级涡轮与所述的二级涡轮之间不设导向叶片，所述的二级涡轮与燃料泵连接。

进一步地，所述的一级涡轮与所述的二级涡轮的位置设置为涡轮中置型或涡轮偏置型，所述的涡轮中置型为所述的一级涡轮与所述的二级涡轮位于所述的氧化剂泵、所述的燃料泵中间。

进一步地，所述的一级涡轮包括燃气集气环、静叶、动叶叶栅、涡轮轴一、涡轮动叶盘一，所述的涡轮轴一上具有涡轮动叶盘一，所述的涡轮动叶盘一上安装有动叶叶栅，所述的静叶为喷嘴环，即一组沿圆周分布的喷嘴。

进一步地，燃气从1-2个入口管道进入所述的燃气集气环，流过喷嘴环上沿周向布置的喷嘴，气体内能转化为动能，之后流过动叶叶栅驱动涡轮动叶盘一绕所述的涡轮轴一旋转。

进一步地，所述的喷嘴采用全进气形式，即静叶沿圆周方向均匀分布，静叶为叶栅型，喷嘴截面形状为收敛-扩张型，出口流速c₁为超音速，喉部中心马赫数为1，所述的喷嘴出口气流角α₁取15º-25º，所述的喷嘴沿其轴线所做的横截面是圆形、矩形或不规则图形。

进一步地，所述的二级涡轮包括涡轮轴二，所述的涡轮轴二上具有涡轮动叶盘二，所述的涡轮动叶盘二上安装有第二级动叶，所述的涡轮轴二安装在排气壳体内，所述的排气壳体上具有排气管。

进一步地，所述的氧化剂泵包括泵壳体，所述的泵壳体上具有出口管，所述的动叶盘通过所述的涡轮轴一与带动所述的氧化剂泵的诱导轮一和离心式叶轮一旋转，液态氧化剂由氧化剂泵入口进入，经所述的诱导轮一、所述的离心叶轮一增压后从出口管排出。

进一步地，所述的燃料泵包括燃料泵壳体，所述的燃料泵壳体内包括燃料泵轴，所述的燃料泵轴通过联轴器与所述的涡轮轴二耦合，液态燃料工质从燃料泵入口进入，经诱导轮二和离心式叶轮二增压后由出口管排出。

进一步地，所述的涡轮采用冲击式涡轮，或反力式涡轮与冲击式涡轮组合。

本发明的有益效果：

本发明涉及的涡轮泵对燃气余速能量的利用率高，较常规单涡轮方案效率提高20%以上。

本发明涉及的涡轮泵燃气消耗量低，较常规单涡轮方案燃气消耗量减少30%~50%。

本发明涉及的涡轮泵结构重量轻、结构尺寸小,较常规单涡轮方案重量减轻25%~40%，三维外廓尺寸减少30%~45%。

本发明涉及的涡轮泵两个泵均可以在各自最佳转速下运转，泵的效率与常规单涡轮方案相比可分别提高10%以上。

本发明制造成本低，与传统多级涡轮相比省略了II级的进口导叶，仅此一项可节约10%-15%的费用，结构尺寸的降低也可节省制造费用。

综合考虑上述优点，本发明涉及的涡轮泵能显著提高发动机比冲，提高火箭有效载荷的运载能力。

附图说明：

附图1是本发明优选的一种结构示意图。

附图2是附图1的剖视图。

附图3是本发明涡轮轴一与涡轮轴二各自独立设置时的示意图。

附图4是本发明涡轮轴一与涡轮轴二空心轴嵌套时的示意图。

附图5是本发明优选的一种冲击式对转涡轮的叶型与动叶入口速度三角形示意图。

具体实施方式：

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，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：

本发明提供了一种用于液体火箭发动机的采用对转涡轮的涡轮泵，如附图1所示，包括：一级涡轮1、二级涡轮2，所述的氧化剂泵3、燃料泵4。

涡轮的基本结构形式为串联1+1/2型，但是两级涡轮动叶的旋转方向相反，转速不同。

两级涡轮动叶之间不设导向叶片，燃气流过前级动叶做功后直接进入后级动叶继续膨胀做功。

每个涡轮动叶盘通过一根轴驱动一个泵。

如附图2所示，根据涡轮泵布局的需要，涡轮轴一104、涡轮轴二202可以设计成完全独立的或空心轴嵌套的形式。

根据两泵的最佳转速和功率需求来设计各级涡轮的转速和功率。两个转速可以相差数倍。

采用联轴器缩短单根轴的长度，提高了转子刚度和临界转速。

涡轮泵适用于超低温工质，如液氧、液甲烷、液氢等。

采用对转涡轮的涡轮泵整机可以设计成不同的结构形式，根据涡轮盘位置的不同可分为涡轮中置型和涡轮偏置型。

如附图3所示，做为一个优选的方案中，整机的结构设计成涡轮中置，即涡轮动叶盘一105、涡轮动叶盘二201位于中间，燃料泵、氧化剂泵位于两端，涡轮轴一104和涡轮轴二202共线但不重叠。

第一级涡轮通过涡轮轴一104带动氧化剂泵的诱导轮一304和离心式叶轮一303旋转。液态氧化剂由泵壳体301的氧化剂泵入口305进入，经诱导轮一304、离心叶轮一303增压后从出口管302排出。

燃料泵具有类似的结构，其由涡轮动叶盘二201驱动。液态燃料工质从燃料泵壳体404上的燃料泵入口403进入，经诱导轮二406和离心式叶轮二407增压后由出口管402排出。燃料泵轴401通过一个联轴器405与涡轮轴二202耦合。燃料泵轴401和涡轮轴二202共线，设计为独立的两轴可以减小轴的长径比、提高刚度、提高轴的临界转速，在满足转速要求的前提下允许使用更小的轴径，有利于降低转子重量。

一级涡轮1由静叶（喷嘴环）和动叶组成，具体包括：燃气集气环101、静叶102、动叶叶栅103、动叶盘105、涡轮轴104组成。其工作原理为：燃气从1-2个入口管道进入所述的燃气集气环101，流过喷嘴环上沿周向布置的喷嘴，气体内能转化为动能，之后流过动叶叶栅103驱动涡轮动叶盘一105绕所述的涡轮轴一104旋转。

本发明所涉及的对转涡轮是指两级涡轮转子（即涡轮轴一104和涡轮轴二202）旋转方向相反。燃气从动叶叶栅103流出后，直接进入第二级动叶203继续做功，废气流经导叶204后进入排气壳体205，最后经排气管206排出。

一个可能的替代方案是增加涡轮级数到3级（含）以上，只要存在相邻的涡轮动叶盘转动方向相反，即认定为本发明所指的对转涡轮。

本发明所涉及的涡轮转子可以由分别加工成型的叶片、涡轮盘、涡轮轴组装而成，也可以将三者作为一个零件整体制造成型。有利地，但以非限制性的方式，轮盘和轴由镍基合金通过增材制造技术成型。叶片部分的金属合金可以是单晶的。叶片可以是带冷却通道的空心叶片。

根据涡轮级的反力度，涡轮可分为冲击式和反力式。对转涡轮即可以设计为冲击式也可以是反力式。

实施例2：

根据实施例1所述的用于液体火箭发动机的采用对转涡轮的涡轮泵，如附图4所示是一个优选的方案，涡轮级设计为冲击式。动叶两侧的静压相等，与涡轮叶片同步绕轴旋转的运动参考坐标系中的进出口相对速度w相等。本方案的设计可有效降低涡轮盘工作时的轴向力。

涡轮喷嘴采用全进气形式，即静叶沿圆周方向均匀分布。喷嘴截面为收敛-扩张型，出口流速c₁为超音速，喉部中心马赫数为1。喷嘴出口气流角α₁（u₁与c₁的夹角）取15º-25º。对单个喷嘴沿其轴线所做的横截面可以是圆形、矩形或不规则图形。喷嘴环也可以设计为叶栅型。喷嘴结构形式的变化不影响对本方案此项权利的保护。

由附图4可以看出，燃气以静止坐标系下的出口速度c₁到达一级动叶叶片，此时在一级叶片运动坐标系中的速度为w₁，通过一级涡轮动叶后，静止坐标系下余速为c₂，在二级叶片运动坐标系中的速度为w₂。利用涡轮级速度三角形、两个泵的转速（等同于涡轮转速）、涡轮的轮周功率、涡轮效率，结合火箭发动机涡轮泵设计经验可以获得多个优选的设计参数集，其包括：喷嘴出口气流角，动叶出口相对气流角（w和u的夹角）、静止坐标系下的出口气流角（c和u的夹角），叶片安放角，动叶出口高度，高宽比，叶栅间距等，据此可以绘制出叶型的图样。

本发明中的转子旋转方向可根据需要指定，不受优选方案的限制。

本发明中的涡轮泵的设计功率，可以覆盖2-150吨推力的开式循环液体火箭发动机的要求。

本发明中的涡轮泵的涡轮进出口压比在10~30之间。

本发明中的涡轮泵总效率在0.50~0.65之间。

本发明中的转子可以是刚性的或柔性的。

本发明优选方案之外可能的替代方案，可以有下列中一种或多种改变：

本发明涡轮可以采用反力式涡轮，或反力式+冲击式组合。

本发明涡轮部分可以采用向心式涡轮，但整机使用了旋向不同的多级涡轮。

本发明采用更高的涡轮级数用于多组元发动机或为了进一步提高效率。

本发明一级涡轮的静叶采用跨声速或亚声速截面形状。

本发明整机结构布局的可以进行调整，如使用涡轮偏置、空心轴嵌套转子。

本发明中的泵设计为双吸式进口，即泵的叶轮在轴向两侧均有工作叶片，介质沿轴向从两侧对称地流入泵轮。

本发明泵的介质入口方向、数量均可以根据设计需要进行更改。

本发明也可以视情况取消联轴器，采用整体式转轴，从而减少轴的数量。

本发明对转式涡轮也能够用于其他热力循环方式的液体火箭发动机的涡轮泵中。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，包括：氧化剂泵（3）、燃料泵（4）、一组串联的涡轮，每个相邻的所述的涡轮之间的涡轮动叶盘的旋转方向相反、转速不同，每个所述的涡轮之间不设导向叶片，位于首端的所述的涡轮驱动所述的氧化剂泵（3）转动，位于末端的所述的涡轮驱动所述的燃料泵（4）转动，实现所述的氧化剂泵（3）、所述的燃料泵（4）分别以最佳转速转动。

2.根据权利要求1所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的一组串联的涡轮包括一级涡轮（1）、二级涡轮（2），所述的氧化剂泵（3）与一级涡轮（1）连接，所述的一级涡轮（1）与二级涡轮（2）串联，所述的一级涡轮（1）与所述的二级涡轮（2）的涡轮动叶盘的旋转方向相反，所述的一级涡轮（1）与所述的二级涡轮（2）之间不设导向叶片，所述的二级涡轮（2）与燃料泵（4）连接。

3.根据权利要求2所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的一级涡轮（1）与所述的二级涡轮（2）的位置设置为涡轮中置型或涡轮偏置型，所述的涡轮中置型为所述的一级涡轮（1）与所述的二级涡轮（2）位于所述的氧化剂泵（3）、所述的燃料泵（4）中间。

4.根据权利要求3所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的一级涡轮（1）包括燃气集气环（101）、静叶（102）、动叶叶栅（103）、涡轮轴一（104）、涡轮动叶盘一（105），所述的涡轮轴一（104）上具有涡轮动叶盘一（105），所述的涡轮动叶盘一（105）上安装有动叶叶栅（103），所述的静叶（102）为喷嘴环，即一组沿圆周分布的喷嘴。

5.根据权利要求4所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，燃气从1-2个入口管道进入所述的燃气集气环（101），流过喷嘴环上沿周向布置的喷嘴，气体内能转化为动能，之后流过动叶叶栅（103）驱动涡轮动叶盘一（105）绕所述的涡轮轴一（104）旋转。

6.根据权利要求4所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的喷嘴采用全进气形式，即静叶沿圆周方向均匀分布，静叶为叶栅型，喷嘴截面形状为收敛-扩张型，出口流速c₁为超音速，喉部中心马赫数为1，所述的喷嘴出口气流角α₁取15º-25º，所述的喷嘴沿其轴线所做的横截面是圆形、矩形或不规则图形。

7.根据权利要求3所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的二级涡轮（2）包括涡轮轴二（202），所述的涡轮轴二（202）上具有涡轮动叶盘二（201），所述的涡轮动叶盘二（201）上安装有第二级动叶（203），所述的涡轮轴二（202）安装在排气壳体（205）内，所述的排气壳体（205）上具有排气管（206）。

8.根据权利要求3所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的氧化剂泵（3）包括泵壳体（301），所述的泵壳体（301）上具有出口管（302），所述的动叶盘（105）通过所述的涡轮轴一（104）与带动所述的氧化剂泵（3）的诱导轮一（304）和离心式叶轮一（303）旋转，液态氧化剂由氧化剂泵入口（305）进入，经所述的诱导轮一（304）、所述的离心叶轮一（303）增压后从出口管（302）排出。

9.根据权利要求3所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的燃料泵（4）包括燃料泵壳体（404），所述的燃料泵壳体（404）内包括燃料泵轴（401），所述的燃料泵轴（401）通过联轴器（405）与所述的涡轮轴二（202）耦合，液态燃料工质从燃料泵入口（403）进入，经诱导轮二（406）和离心式叶轮二（407）增压后由出口管（402）排出。

10.根据权利要求1所述的含有对转涡轮的液体火箭发动机涡轮泵，其特征在于，所述的涡轮采用冲击式涡轮，或反力式涡轮与冲击式涡轮组合。