一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置的制作方法

本发明涉及一种涡轮泵轴向力平衡装置，具体涉及一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置。

背景技术：

1、涡轮泵广泛应用于航空、航天领域，在发动机大推重比设计指标和发动机高性能、高效率、高可靠性要求下，降低涡轮泵整体轴向力，增加转子稳定性，对研发大推力高性能发动机具有重要意义。

2、为实现涡轮泵轴向力的平衡，现有技术通常采用降低后凸肩高度，开设平衡孔，前泄漏通道开设肋片等方案。改变后凸肩高度的方法受叶轮和壳体尺寸限制，调节能力有限，变工况工作时平衡能力较差；开设平衡孔的方法增大了内泄漏，会使泵容积效率大幅度降低；前泄漏通道开设肋片的方法是通过增加前盖板的轴向力来平衡剩余轴向力，使得叶轮整体受力大幅度增加，强度裕度降低，不利于涡轮泵的稳定工作。

3、综上所述，现有技术中采用的技术方案改变轴向力能力有限，没有足够的平衡能力，剩余轴向力接近或大于轴承承载能力会导致轴承寿命大幅度降低，存在轴承外环拉脱、工作可靠性降低的风险。

技术实现思路

1、本发明的目的是解决现有技术中改变轴向力能力有限，没有足够的平衡能力，剩余轴向力接近或大于轴承承载能力会导致轴承寿命大幅度降低，存在轴承外环拉脱、工作可靠性降低的问题，而提供一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置。

2、为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为：

3、一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，包括前泵盖，连接在前泵盖上的后泵盖，以及安装在前泵盖和后泵盖内的离心轮，所述后泵盖内侧与离心轮背面之间形成有泄漏腔，

4、所述离心轮的后壁上靠近外侧位置设置有第一凸肩，所述后泵盖内侧与所述第一凸肩对应的位置设置有第一环形凹槽，所述第一环形凹槽外侧壁设置有衬套，所述衬套与第一环形凹槽之间具有间隙，通过第一凸肩和衬套来缩小流体进入泄漏腔内的通道口径，对进入泄漏腔的流体进行节流；

5、所述离心轮的后壁上靠近其轮轴的位置设置有第二凸肩，所述后泵盖内侧与所述第二凸肩对应的位置设置有第二环形凹槽，所述第二环形凹槽的侧壁设置有密封环，所述密封环与第二环形凹槽之间具有间隙，通过第二凸肩与密封环减小泄漏腔内流体流出的通道口径，对流出泄漏腔的流体进行二次节流；

6、所述后泵盖与离心轮的轮轴之间留有溢出通道；

7、位于第一环形凹槽和第二环形凹槽之间的后泵盖内侧固定设置有多个滞止叶片，通过设置的滞止叶片对存在于泄漏腔内部的流体转速进行减缓，从而减小离心轮的轴向力。

8、进一步地，所述滞止叶片的入口几何角β1＝20°～40°，出口几何角β2＝70°～90°，包角

9、进一步地，所述滞止叶片的个数为10-18个。

10、进一步地，为了减小由于流体冲击产生的滞止叶片的根部应力集中，所述滞止叶片的根部进行倒圆角处理。

11、进一步地，为了防止滞止叶片顶端会和主流掺混产生温升，导致局部发生空化现象，所述滞止叶片与离心轮之间的间隙为所述滞止叶片沿泵体轴向厚度的两倍。

12、进一步地，所述第一凸肩的轴向断面外侧壁沿轴向设置，内侧壁与轴线倾斜设置,顶端部与轴线垂直设置；所述第一凸肩的根部厚度大于顶端部厚度；

13、所述第一环形凹槽的轴向断面形状与第一凸肩的形状相适应。

14、进一步地，所述第二凸肩的轴向断面内、外侧壁均沿轴向设置，且第二凸肩的外侧壁沿轴向的长度大于内侧壁沿轴向的长度，顶端部与轴线垂直设置。

15、进一步地，设置有滞止叶片的泄漏腔内的液体平均旋转速度ωk满足如下公式：

16、

17、其中，ωlxl为离心轮旋转速度，s为泄漏腔的轴向间隙，t为滞止叶片沿泵体的轴向厚度。

18、进一步地，所述泄漏腔内的轴向力f满足如下公式：

19、

20、其中，pd为第二凸肩密封前压力；ρ为流体密度，rd为滞止叶片的尾缘处半径，ru为滞止叶片的前缘处半径。

21、进一步地，所述前泵盖和后泵盖连接处设置有密封胶圈，以提升前泵盖与后泵盖连接处的密封效果。

22、与现有技术相比，本发明的有益效果是：

23、采用第一凸肩与衬套形成第一道节流密封对进入泄漏腔内的流体进行节流，以及采用第二凸肩与密封环形成第二道节流密封对流出泄漏腔的流体进行二次节流；再通过在泄漏腔内设置多个滞止叶片对存在于泄漏腔内部的流体的平均旋转速度进行降速，降低两道节流密封中间泄漏腔压力，在不影响主流路的流动以及在泵体功耗略有增加的基础上，能大幅减小产生的轴向力，进而对轴承起到保护作用，降低轴承外环拉脱的风险，提升工作可靠性。

技术特征：

1.一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，包括前泵盖(1)，连接在前泵盖(1)上的后泵盖(4)，以及安装在前泵盖(1)和后泵盖(4)内的离心轮(11)，所述后泵盖(4)内侧与离心轮(11)背面之间形成有泄漏腔(8)，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述滞止叶片(7)的入口几何角β1＝20°～40°，出口几何角β2＝70°～90°，包角

3.根据权利要求2所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述滞止叶片(7)的个数为10-18个。

4.根据权利要求1-3任一所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述滞止叶片(7)的根部进行倒圆角处理。

5.根据权利要求1-3任一所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述滞止叶片(7)与离心轮(11)之间的间隙为所述滞止叶片(7)沿泵体轴向厚度的两倍。

6.根据权利要求1所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：

7.根据权利要求6所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述第二凸肩(12)的轴向断面内、外侧壁均沿轴向设置，且第二凸肩(12)的外侧壁沿轴向的长度大于内侧壁沿轴向的长度，顶端部与轴向垂直设置。

8.根据权利要求1所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于，设置有滞止叶片(7)的泄漏腔(8)内的液体平均旋转速度ωk满足如下公式：

9.根据权利要求8所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于，所述泄漏腔(8)内的轴向力f满足如下公式：

10.根据权利要求1所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，其特征在于：所述前泵盖(1)和后泵盖(4)连接处设置有密封胶圈(2)。

技术总结
本发明提供一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置，主要解决现有技术中改变轴向力能力有限，剩余轴向力接近或大于轴承承载能力会导致轴承寿命降低，存在轴承外环拉脱、工作可靠性降低的问题。包括前泵盖、后泵盖及离心轮，后泵盖内侧与离心轮背面之间形成有泄漏腔，离心轮后壁设置有第一凸肩，后泵盖内侧设置有第一环形凹槽，第一环形凹槽外侧设置有衬套，衬套与第一环形凹槽之间具有间隙；离心轮后壁设置有第二凸肩，后泵盖内侧设置有第二环形凹槽，第二环形凹槽的侧壁设置有密封环，密封环与第二环形凹槽之间具有间隙；后泵盖与离心轮的轮轴之间留有溢出通道；位于第一环形凹槽和第二环形凹槽之间的后泵盖内侧设置有多个滞止叶片。

技术研发人员：王博涵,许开富,任众,李惠敏,金路,张鹏飞,滕鑫
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15