CN116011126B

CN116011126B - 一种超音速涡轮喷嘴的设计方法及超音速涡轮喷嘴

Info

Publication number: CN116011126B
Application number: CN202310294740.XA
Authority: CN
Inventors: 王磊; 李金鸽; 刘磊; 梁润孜; 张树强; 李永鹏; 王琳
Original assignee: Landspace Technology Co Ltd
Current assignee: Landspace Technology Co Ltd
Priority date: 2023-03-24
Filing date: 2023-03-24
Publication date: 2023-06-09
Anticipated expiration: 2043-03-24
Also published as: CN116011126A

Abstract

本发明提供一种超音速涡轮喷嘴的设计方法及超音速涡轮喷嘴，其中，设计方法包括：根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积；根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，其中涡轮喷嘴喉部参数包括喷嘴跨距和喷嘴喉部高度；根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴亚音速段；以及根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴超音速段；其中，所述根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，包括：根据公式b=A/h/Z选定所述喷嘴跨距的数值，然后计算喷嘴喉部高度；其中0.5＜b/h＜2。该设计方法的涡轮喷嘴能够通过传统数控方式进行加工，显著增强了刀具可达性。

Description

一种超音速涡轮喷嘴的设计方法及超音速涡轮喷嘴

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种超音速涡轮喷嘴的设计方法及超音速涡轮喷嘴。

背景技术

冲击式涡轮是开式循环泵压液体火箭发动机涡轮泵的关键件，主要包括超音速喷嘴和动叶。超音速喷嘴可以将来自发生器的高温高压燃气加速，产生高速气流推动动叶旋转，输出轴功，为离心泵提供动力。

对于大功率涡轮，一般采用叶片式超音速喷嘴。叶片式超音速喷嘴的叶片高度较高，喉部宽度较小，叶片高度与喉部宽度的比值较大，因此通道狭长，且叶片叶型加工精度高。传统数控加工时刀具可达性差，因此主要采用多轴数控电火花整体加工的方法加工叶片。但是电火花成型加工难度大、成本高、周期性长，不利于叶片式超音速喷嘴的批量化生产和成本降低。

为实现叶片式超音速喷嘴的批量化生产、降低成本，设计一种超音速涡轮喷嘴的设计方法显得尤为重要。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种超音速涡轮喷嘴的设计方法及超音速涡轮喷嘴。

本发明提供一种超音速涡轮喷嘴的设计方法，包括：根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积；根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，其中涡轮喷嘴喉部参数包括喷嘴跨距和喷嘴喉部高度；根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴亚音速段；以及根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴超音速段；其中，所述根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，包括：根据公式b=A/h/Z选定所述喷嘴跨距的数值，然后计算喷嘴喉部高度；其中0.5＜b/h＜2，式中，b表示喷嘴跨距，A表示喷嘴喉部面积，h表示喷嘴喉部高度，Z表示喷嘴数量。

根据本发明的一个实施例，b与h大致相等，且h取整数。

根据本发明的一个实施例，所述涡轮输入参数包括流经涡轮喷嘴的气体质量流量、涡轮工质气体指数、涡轮喷嘴入口总压、涡轮工质气体常数、涡轮喷嘴入口总温。

根据本发明的一个实施例，所述根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积具体为：

，/>

，式中，Q_mf表示流经涡轮喷嘴的气体质量流量，R表示涡轮工质气体常数，T_i表示涡轮喷嘴入口总温，P_i表示涡轮喷嘴入口总压，K表示常数系数，r表示涡轮工质气体指数。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴在涡轮喷嘴喉部高度方向截面形状为收敛-扩张型。

根据本发明的一个实施例，所述涡轮喷嘴亚音速段沿涡轮喷嘴喉部高度方向两侧分别为入口直线段和入口收缩段；其中所述入口直线段为一条直线，所述入口收缩段沿气流方向依次为直线和双圆弧。

根据本发明的一个实施例，所述入口收缩段采用维托辛斯基方法进行设计。

根据本发明的一个实施例，所述涡轮喷嘴超音速段沿涡轮喷嘴喉部高度方向两侧分别为出口直线段和出口扩张段；其中所述出口直线段为一条直线，所述出口扩张段为一条特征线。

根据本发明的一个实施例，所述出口扩张段采用特征线法进行设计。

另一方面，本发明提供一种超音速涡轮喷嘴，上述的设计方法设计。

根据本发明的超音速涡轮喷嘴的设计方法，喷嘴喉部高度和喷嘴跨距值均较大，且相比于现有涡轮喷嘴高度与跨距的比值显著减小，避免了流体通道狭长，能够通过传统数控方式进行加工，显著增强了刀具可达性。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。

图1是本发明一个实施例的超音速涡轮喷嘴的设计方法的流程图；

图2是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环正视图；

图3是图2A-A方向的剖视图；

图4是本发明一个实施例的单个喷嘴跨距示意图；

图5是本发明一个实施例的超音速涡轮喷嘴结构示意图；

图6是图3B-B方向的剖视图；

图7是图6单个喷嘴型线示意图；

图8是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环的立体图；

图9是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环的立体图。

附图标记说明：

1-喷嘴叶栅环；2-超音速涡轮喷嘴；3-喷嘴跨距；4-喷嘴入口；5-入口收缩段；6-喷嘴喉部高度；7-出口直线段；8-喷嘴出口；9-出口扩张段；10-入口直线段。

具体实施方式

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并非特别指称次序或顺位的意思，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

在下文描述本发明的过程中，可能会在一定场景描述中，仅仅使用“火箭”“运载火箭”“航天器”“航天运载器”或“导弹”，这仅仅是为了描述方便，其内涵不限于所用的具体词。通常情况下，本发明的火箭既包括用于运载卫星或飞船或其他探测器的航天运载器或火箭，也包括用于运载军事载荷的各类导弹、火箭弹等武器，以及能够将有效载荷送入空中的类似产品。本领域技术人员在解释上述具体用词时，不得根据描述场景所用的具体词而将火箭仅仅限定为运载火箭或导弹之一，从而缩小本发明的保护范围。

对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。

图1是本发明一个实施例的超音速涡轮喷嘴的设计方法的流程图；图2是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环正视图；图3是图2A-A方向的剖视图；图4是本发明一个实施例的单个喷嘴跨距示意图；图5是本发明一个实施例的超音速涡轮喷嘴结构示意图；图6是图3B-B方向的剖视图；图7是图6单个喷嘴型线示意图；图8是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环的立体图；图9是本发明一个实施例的液体火箭发动机涡轮泵喷嘴叶栅环的立体图。

喷嘴跨距为喷嘴在喷嘴叶栅环圆周方向的跨距，即喉部宽度。喷嘴喉部高度为叶片在喉部处的高度，也就是喉部位置的叶片高度。

如图1-7所示，本发明提供一种超音速涡轮喷嘴的设计方法，包括：S01根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积。S02根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，其中涡轮喷嘴喉部参数包括喷嘴跨距3和喷嘴喉部高度6。S03根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴亚音速段。S04根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴超音速段。其中，根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，包括：根据公式b=A/h/Z选定喷嘴跨距3的数值，然后计算喷嘴喉部高度6。其中0.5＜b/h＜2，式中，b表示喷嘴跨距3，A表示喷嘴喉部面积，h表示喷嘴喉部高度6，Z表示喷嘴数量。

具体地，在开式循环泵压式液体火箭发动机的涡轮泵中，喷嘴叶栅环1是涡轮泵的关键部件之一。由于涡轮流量占比较小，超音速涡轮喷嘴2叶片的喉部面积通常较小。传统的叶片式喷嘴尾缘较薄，在热试车时易产生烧蚀，从而使涡轮效率降低，涡轮泵结构的可靠性也大幅降低。此外，传统的叶片式涡轮喷嘴的叶片高度不变，喷嘴只能在叶栅环周向方向进行收缩扩展。由于叶片高度由涡轮流量、涡轮中径、涡轮压比和喷嘴出口角决定，一般叶片高度较高，因而喷嘴喉部宽度较窄（即喷嘴喉部跨距值较小），通道狭长，无法通过传统数控进行加工。通常使用的电火花加工方式需要耗费大量的电极，其放电电流和放电间隙等工艺参数较难摸索，加工难度高、成本高、周期长。

在设计涡轮喷嘴时，由于超音速涡轮喷嘴喉部面积通常较小且数值固定，如果喷嘴跨距b或喷嘴喉部高度h中的一个数值较小，流体通道将会变得狭窄，从而增大数控机床刀具加工的难度。当通道狭窄到一定程度时，传统的数控加工将无法满足加工需求。对于传统的叶片式涡轮喷嘴，喷嘴喉部高度h与叶片高度相等，因此可以直接计算出喷嘴跨距b，通常b值很小。当b值小于2.5mm时，连电火花加工方法也无法满足加工要求。这种情况只能通过提高涡轮流量或者采用局部进气的方式增大喷嘴跨距b的数值，进而满足喷嘴的加工要求。但是提高喷嘴流量或采用局部进气的涡轮显然对发动机性能不利。

在本实施例中，可以根据经验选定叶片数。可以根据公式和经验选择喷嘴喉部高度h。选择的喷嘴喉部高度h尽量为整数，以便于加工。本申请的喷嘴设计方法，根据公式b= A/h/Z且满足0.5＜b/h＜2，计算出的喷嘴喉部高度6和喷嘴跨距3均较大，且差距不会太大，避免了流体通道狭长，能够通过传统数控方式进行加工，显著增强了刀具可达性。本申请的喷嘴设计，使用传统数控加工方式加工叶片通道的工艺难度较低，能够大大缩短加工周期，进而大幅度降低成本。此外，使用传统数控加工方法加工一致性好，保证了不同批次不同台次加工的喷嘴叶栅环一致性好，有利于喷嘴叶栅环的批量生产。也就是说，使用本实施例提供的超印度涡轮喷嘴的设计方法，能够使叶片通道的加工难度小、周期短、成本低，且一致性好。

此外，在本实施例中，b表示喷嘴跨距，单位为mm；A表示喷嘴喉部面积，单位为mm²；h表示喷嘴喉部高度，单位为mm；Z表示喷嘴数量。

如图2和图3所示，根据本发明的一个实施例，喷嘴喉部高度6和喷嘴跨距3满足，b与h大致相等，且h取整数。

根据本发明的一个实施例，涡轮输入参数包括流经涡轮喷嘴的气体质量流量、涡轮工质气体指数、涡轮喷嘴入口4总压、涡轮工质气体常数、涡轮喷嘴入口4总温。

根据本发明的一个实施例，根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积具体为：

，/>

。式中，Q_mf表示流经涡轮喷嘴的气体质量流量，R表示涡轮工质气体常数，T_i表示涡轮喷嘴入口总温，P_i表示涡轮喷嘴入口总压，K表示常数系数，r表示涡轮工质气体指数。

在本实施例中，Q_mf表示流经涡轮喷嘴的气体质量流量，单位为kg/s；R表示涡轮工质气体常数，T_i表示涡轮喷嘴入口4总温，单位为K；P_i表示涡轮喷嘴入口4总压，单位为MPa；r表示涡轮工质气体指数。

如图2和5-7所示，根据本发明的一个实施例，喷嘴在涡轮喷嘴喉部高度方向S1截面形状为收敛-扩张型。

采用本实施例的设计方法，设计出了一种倒置的叶片式涡轮喷嘴。该喷嘴保持喷嘴跨距不变，在叶片高度方向S1或涡轮喷嘴喉部高度方向S1进行缩扩。即喷嘴出口位置叶片高度仍由涡轮流量、涡轮中径、涡轮压比和喷嘴出口角决定，但喷嘴入口到喷嘴出口之间对喷嘴在叶片高度方向进行缩扩，保证了喷嘴喉部在喷嘴跨距方向S2和喷嘴喉部高度方向（或叶片高度方向）均有较大空间，有利于实现叶片或喷嘴叶栅环的数控加工。此外，采用本实施例的倒置的叶片式涡轮喷嘴的设计方法，设计的超音速涡轮喷嘴可以适应更宽范围的流量，使得小流量下整周叶片式喷嘴设计成为可能。

根据本发明的一个实施例，涡轮喷嘴亚音速段沿涡轮喷嘴喉部高度6方向两侧分别为入口直线段10和入口收缩段5。其中入口直线段10为一条直线，入口收缩段5沿气流方向依次为直线和双圆弧。

在本实施例中，涡轮喷嘴前半段（即喉部之前）为亚音速段，亚音速段可以根据喷嘴喉部高度6和涡轮中径进行绘制，并可以根据实际空间做出调整。

根据本发明的一个实施例，入口收缩段5采用维托辛斯基方法进行设计。

根据本发明的一个实施例，涡轮喷嘴超音速段沿涡轮喷嘴喉部高度6方向两侧分别为出口直线段7和出口扩张段9。其中出口直线段7为一条直线，出口扩张段9为一条特征线。

在本实施例中，涡轮喷嘴后半段（即喉部之后）为超音速段。超音速段可以根据喷嘴喉部高度6、喷嘴出口8高度和涡轮中径进行绘制，并可以根据实际空间进行调整。完成涡轮喷嘴亚音速段和超音速段的绘制，即完成涡轮喷嘴型线绘制。采用本实施例设计的超音速涡轮喷嘴或叶型，增强了叶片尾缘的结构强度，使叶片尾缘不存在薄壁位置，降低了涡轮叶片被烧灼的可能性，大幅提高了涡轮泵结构的可靠性。

根据本发明的一个实施例，涡轮喷嘴亚音速段和超音速段的尺寸或形状均可以分别根据实际空间做出调整。

采用本实施例提供的设计方法设计的试验件（超音速涡轮喷嘴）能够根据产品设计的实际空间做出调整。

根据本发明的一个实施例，出口扩张段9采用特征线法进行设计。

在本实施例中，出口扩张段9采用特征线法进行设计，可以保证喷嘴轴向尺寸较短，且流体在出口处为平行的均匀流体。

根据本发明的一个实施例，喷嘴入口收敛段可以由抛物线或者三段圆弧构成。

本发明不对喷嘴收敛段和扩张段的绘制方法作具体限制。

以沿喷嘴叶栅环周向设置19个超音速涡轮喷嘴为例，对本发明的设计方法进行举例说明。设涡轮总静压比为15，根据本发明的设计方法计算出的单个涡轮喷嘴跨距为13mm，涡轮喷嘴喉部宽度为8mm。既保证了喷嘴喉部面积的大小满足需求，又保证了喷嘴跨距与喷嘴喉部的值均较大，且喷嘴跨距与喷嘴喉部高度比值不会过大（b/h=1.625），避免了叶片式喷嘴通道狭长难加工的问题。此外，整个喷嘴叶栅环可通过数控加工，大大缩短了加工周期，降低了生产难度，且叶片尾缘不存在薄壁位置，增强了叶片尾缘位置的结构强度，降低了涡轮叶片烧蚀的可能性，大幅提高了涡轮泵结构的可靠性。

另一方面，本发明提供一种超音速涡轮喷嘴，采用如上的设计方法设计。

本发明以液体火箭发动机为例，对该设计方法及采用该设计方法设计的超音速涡轮喷嘴进行说明，不用以限制本设计方法及超音速涡轮喷嘴的适用范围。例如，本发明可以用于液体火箭发动机领域，也可以用于航空发动机和鱼雷涡轮机领域。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种超音速涡轮喷嘴的设计方法，其特征在于，包括：

根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积；

根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，其中涡轮喷嘴喉部参数包括喷嘴跨距和喷嘴喉部高度；

根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴亚音速段；以及

根据涡轮喷嘴喉部面积、涡轮喷嘴喉部参数设计涡轮喷嘴超音速段；

其中，所述根据涡轮输入参数，计算超音速涡轮喷嘴喉部面积具体为：

，

式中，Q_mf表示流经涡轮喷嘴的气体质量流量，R表示涡轮工质气体常数，T_i表示涡轮喷嘴入口总温，P_i表示涡轮喷嘴入口总压，K表示常数系数，r表示涡轮工质气体指数;

所述根据涡轮喷嘴喉部面积，选定叶片数，并计算涡轮喷嘴喉部参数，包括：

根据公式b=A/h/Z选定所述喷嘴跨距的数值，然后计算喷嘴喉部高度；其中0.5＜b/h＜2，式中，b表示喷嘴跨距，A表示喷嘴喉部面积，h表示喷嘴喉部高度，Z表示喷嘴数量；

所述喷嘴保持喷嘴跨距不变，在涡轮喷嘴喉部高度方向截面形状为收敛-扩张型;

所述涡轮喷嘴亚音速段沿涡轮喷嘴喉部高度方向两侧分别为入口直线段和入口收缩段；其中所述入口直线段为一条直线，所述入口收缩段沿气流方向依次为直线和双圆弧;

所述涡轮喷嘴超音速段沿涡轮喷嘴喉部高度方向两侧分别为出口直线段和出口扩张段；其中所述出口直线段为一条直线，所述出口扩张段为一条特征线。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述涡轮输入参数包括流经涡轮喷嘴的气体质量流量、涡轮工质气体指数、涡轮喷嘴入口总压、涡轮工质气体常数、涡轮喷嘴入口总温。

3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述入口收缩段采用维托辛斯基方法进行设计。

4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述出口扩张段采用特征线法进行设计。

5.一种超音速涡轮喷嘴，其特征在于，采用如权利要求1-4任一项所述的设计方法设计。