液体火箭发动机涡轮泵用轴承寿命试验研究

基于液体火箭发动机涡轮泵轴承工作要求的特殊性,介绍了一种考核液体火箭发动机涡轮泵用轴承寿命的试验方法,设计了轴承试验方案,并研制了专门的试验系统.以某型号发动机氧泵用轴承为研究对象,对其进行了常温水介质和低温液氮介质运转试验.试验系统运转良好,并且通过该方法试验后的同批次轴承参加发动机热试车工作正常.     

液氮和液氧中的箔轴承性能

空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及 Allied Sig-nal 空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和 ASE 合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。     

高空发动机涡轮泵启动性能仿真与试验研究

在涡轮泵启动物理模型理论分析的基础上,编写仿真程序对启动过程进行分析。搭建了涡轮泵启动性能试验台,采用某型火箭发动机涡轮泵进行试验验证。仿真结果表明该模型满足涡轮泵启动特性研究的要求,试验结果表明该试验方案适合进行涡轮泵启动性能试验研究,可用于研究涡轮泵启动过程中涡轮、泵、机械密封、轴承等重要零组件的性能。     

高速涡轮泵的若干问题

涡轮泵是液体火箭发动机的重要组成部份。它要求性能高、重量轻、工作可靠。涡轮在高温、高转速下工作,泵在低温或常温、高压、高转速下工作。这给涡轮泵的设计带来了很大的困难。本文着重讨论高速涡轮泵设计中泵的汽蚀性能、轴承、密封、涡轮转子强度、涡轮泵转子的动态稳定性等若干问题。     

上面级发动机小功率冲击式涡轮性能试验研究

设计了一种适用于小功率冲击式涡轮性能试验方案,该方案由燃气路和水路组成,通过酒精发生器获取高温高压空气驱动涡轮转动,泵为水介质增压作为负载进行涡轮性能试验,保证了试验涡轮状态与真实产品状态的一致性.以涡轮相似换算准则为基础在试验系统能力允许的范围内设计试验工况.本涡轮性能试验方案利用泵水力性能核算涡轮输出功,根据实测的涡轮压力、温度等参数,最终获得涡轮效率随涡轮速比变化的性能曲线.通过设计考台试验件及考验方法,确保试验系统参数测量的稳定可靠.经某上面级发动机涡轮泵作为试验对象验证,采用该试验方案可以获取涡轮效率.同时3件试验涡轮转子的性能试验结果对比表明该上面级发动机涡轮转子性能一致.     

冲压空气涡轮泵供应系统方案设计及特性分析

为了把冲压空气为动力的涡轮泵供应系统从亚燃冲压发动机拓展应用至超燃冲压发动机,基于煤油燃料的双燃烧室冲压发动机(DCR)提出了一种冲压空气涡轮泵供应系统方案。供应系统的设计方案中,对涡轮泵选型、系统的调控策略及取气/排气方案进行了初步设计。同时,建立了供应系统的静态模型,通过系统压力、流量及功率平衡组成非线性方程组,使用牛顿迭代法对非线性方程组进行数值求解,得到了冲压空气涡轮泵供应系统在不同工况下的静态特性。最后,分析了飞行Ma范围在3.5~5.5下涡轮泵的性能和调节的变化规律。结果表明,涡轮所需的空气流量约占DCR发动机捕获空气总流量的3%,取气方案对发动机气动性能影响不大;离心泵的特性参数相对稳定,可以一直处于高效率工况下工作,但系统对增压后的燃料利用不足,造成涡轮功率利用率较低。     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

火箭发动机的正反转涡轮设计

一项减少重复成本的主要方法就是限制零件数量和简化机械结构.涡轮泵在火箭发动机总成本中占有很大一部分,大约是30%,因此,理应对涡轮泵进行设计简化.对于可贮存的液氧/烃或者液氧/甲烷火箭发动机,把涡轮泵设计成一轴化是有价值的.然而,对于液氧/液氢发动机,由于两推进剂密度之间存在着巨大的差异,因此,最佳方案就是燃料泵和氧化剂泵分别采用不同的转速驱动.在这种方案中,可以仅用一个涡轮来带动液氧和液氢泵,不过两泵之间要通过齿轮来传递转速,例如HM7或RL10发动机就是这样的结构.但是,齿轮在低温环境中的工作是不可靠的,此外,成本和重量也是问题,带有齿轮的涡轮泵适用于低推力发动机,为低功率涡轮泵.目前,低温火箭发动机推力室通常采用两个独立的涡轮泵来供应推进剂,一个涡轮泵是供应液氢,另一个供应液氧(某些俄罗斯的发动机除外).可以采用正反转涡轮,使得氧化剂泵和燃料泵处于单一壳体内.该正反转涡轮设计的约束条件如下:每个转子必须按所需转速驱动相应的泵;每个转子必须传递驱动泵的功率;必须对轴向载荷进行监测,以免轴向推力轴承过载.设计的自由度包括转子半径和涡轮的压力叶栅.本文给出正反转涡轮一个简单的一维理论,考虑了每个转子半径的不同,并对一组同一规格的两个轴流涡轮与正反转涡轮进行了比较.     

先进的液氧涡轮泵的设计与开发

先进的液氧(简称ALO)涡轮泵,用于推力为222.4kN的上面级膨胀循环发动机,它的结构尺寸和性能特征是由Pratt-Whitney公司制定的,以支持整体高收益的火箭推进技术项目(简称IHPRPT)。ALO涡轮泵是由俄罗斯的Voronezh化学自动化设计局(简称CADB)设计的,该设计局是Pratt-Whitney公司的合作伙伴。ALO涡轮泵是一种为上面级液体火箭发动机设计的高性能、低成本、高可靠性的涡轮装置,所提供液氧的流量为99Ib/s(45kg/s),压力为1800psi(121bar)。该涡轮泵与泵前的增压泵一起联合使用。按预先设想,ALO涡轮泵先进之处不仅包括高可靠性和低制造成本,而且其设计和开发费用也被压缩至最低限度。设计、制造和零件的标准测试是在一个较短的周期内(大约1.5年)完成的,花费了少量的元器件和原材料。这可能部分归功于CADB对以前相似涡轮泵充分的研究。     

液氧／煤油发动机煤油预压涡轮泵技术

液氧／煤油发动机采用独立的预压涡轮泵装置可减小推进剂组元贮箱的增压和提高主泵的转速,从而提高主泵的效率并降低其结构质量。以煤油预压涡轮泵为例,阐述了预压泵结构特点、轴承冷却系统及轴向力平衡装置。为提高预压泵的抗汽蚀性能和扬程．提出了变螺距变轮毂诱导轮方案,分析了流量系数、螺距及轮毂形状,并对诱导轮内流场进行了数值模拟,获得了其内部流场结构。水力试验结果表明,煤油预压泵性能稳定．在预压泵额定流量下,可使煤油主泵的入口压力提高约0．4MPa,与设计值相符。     

轴承位置对涡轮泵转子系统稳定性的影响研究

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子非线性系统开展了轴承位置对稳定性的影响研究。建立了涡轮泵转子非线性系统的动力学模型,分别研究了理想安装时和非理想安装条件下泵端和涡轮端轴承位置变化对转子系统稳定性的影响,给出了失稳转速随轴向位置的变化规律,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、故障诊断与安装维护提供理论依据。     

高速涡轮泵的箔片轴承技术

低温箔片轴承技术已经在液氧和液氢涡轮泵中得到了使用。低温箔片轴承提高了涡轮泵的可靠性并降低了费用。液氢和液氧涡轮泵箔片轴承的主要技术已经由 NASA 路易斯研究中心、马歇尔飞行中心和麦道公司进行了试验验证。箔片轴承在液压和液氢中以高的负荷量和宽的转子动态范围内进行了100多次起动/停车试验,总试验时间有好几个小时,箔片轴承液氢涡轮泵和箔片轴承液氧涡轮泵都已进行了验证试验。他们的试验结果表明:箔片轴承稳定性好,可靠性高,可调节范围宽,需要的冷却流量小,箔片轴承涡轮泵可靠性高,而且费用低。     

涡轮泵环形颗粒阻尼器设计

设计了一种用于液体火箭发动机涡轮泵减振的环形颗粒阻尼器。为研究颗粒阻尼器的减振性能,基于有限元法建立了附加颗粒阻尼器以及不加颗粒阻尼器的涡轮泵模型,计算过程中采用结构阻尼系数来描述颗粒阻尼器的阻尼特性。仿真结果表明．颗粒阻尼器能够显著降低涡轮泵的振动,并且对涡轮泵的动态特性影响很小。     

径流式涡轮在膨胀循环发动机氢涡轮泵中的应用

为满足膨胀循环液体火箭发动机高性能和高可靠的研制要求,在氢涡轮泵方案的选择上采用了径流式氢涡轮方案。通过一维热力和三维结构设计,初步验证了径流式氢涡轮应用可行性。借助于CFD分析软件,完成了该涡轮设计工况全三维粘性数值模拟,证明性能满足指标要求。通过强度优化设计和轴向力平衡两方面研究,突破了涡轮泵应用的两大技术难点。结合该涡轮介质试验及发动机热试车考核情况,得出径流式涡轮能够应用于膨胀循环发动机氢涡轮泵的结论。     

涡轮泵叶轮/转子配合间隙对稳定性的影响

涡轮泵是液体火箭发动机的动力核心部件.涡轮泵工作时叶轮等组件随转子系统高速运转,其松脱转速是影响涡轮泵转子系统动力稳定性的主要因素.而确保涡轮或叶轮内径与转轴外径之间的工艺配合尺寸设计的合理性,就能够将松脱转速控制在安全范围内.以某涡轮泵为研究对象,分析了高速运转时涡轮、叶轮过盈量大小对转子运行状态的影响规律.同时,给出了最小松脱转速下设计过盈量的大小,并在理论分析的基础上进行了试验验证.     

涡轮泵内流路静动态分析

根据涡轮氧泵内流路的工作特点，对其进行节点划分，建立了完整的内流路拓扑网络。在此基础上，建立主泵、节点特性、流阻元件变形、轴向力和轴向位移等模型，对影响其工作可靠性的内流路，进行静、动态过程研究，并初步探讨涡轮氧泵起动过程中，转子的装配位置、轴承游隙和刚度对轴向位移的影响。     

液氢涡轮泵孔型阻尼密封设计与性能评估

针对某液氢涡轮泵级间迷宫密封流体激振诱发转子涡动失稳问题,开展了孔型阻尼密封方案设计及密封泄漏特性和转子动力特性评估研究。通过不同密封间隙、孔径和孔深等关键几何参数的组合,共设计液氢孔型阻尼密封方案25种。采用定常CFD(computational fluid dynamics)数值预测方法,计算分析了密封间隙、孔径和...     

预压涡轮泵水力性能试验系统

为了进行液氧/煤油发动机预压涡轮泵的水力性能试验,在充分论证的基础上,完成了液氧/煤油预压泵水力试验系统的设计建造.试验系统建成后进行了预压泵的性能试验、汽蚀试验及预压泵与预压涡轮的匹配性试验,达到了预期的试验目的,为预压涡轮泵的设计、改进提供了有效的依据.     

压力对膜盒式端面密封平衡直径的影响

膜盒式端面密封在低温液体火箭发动机涡轮泵中有着广泛的应用,作为直接影响密封工作稳定性及涡轮泵工作可靠性的重要参数,端面比压、膜盒平衡直径等如何选取一直是密封设计的重要工作。以某型低温液体火箭发动机涡轮泵的膜盒式端面密封为研究对象,研究压缩量、工作压力对膜盒应力分布、平衡直径、载荷系数和端面比压的影响。应用有限元法建立了膜盒应力分析模型,得到了不同压缩量和充压压力下膜盒的应力分布和端面压紧力,分析膜盒平衡直径随压力增大而显著下降的机理。结合理论分析,开展比压测量装置设计和测量,验证数值仿真得出的规律,并发现现有产品的实际平衡直径比理论计算要小。最后基于仿真和测试结果对现有端面密封方案进行改进,通过台架运转试验验证仿真、测量以及改进方案的准确性,为低温液体火箭发动机涡轮泵用密封端面比压的选取提供了更为合理可行的方法。     

发动机涡轮泵流体动静压轴承应用分析

针对液体火箭发动机涡轮泵特殊工作环境，讨论了流体动静压轴承可采用的结构形式和需要解决的关键技术。提出了径向轴承宜采用腔式结构，止推轴承宜采用螺旋槽或瓦块结构；并针对液氧涡轮泵动静压轴承提出了研究需要解决的关键技术。