液氧预压涡轮泵及涡轮泵的制作方法

1.本发明涉及航天运载火箭发动机技术领域，特别是涉及一种液氧预压涡轮泵及涡轮泵。


背景技术：

2.航天运载器需要在远离地面的高空或太空工作，进而推进剂供应系统的结构尺寸和质量受到严格限制。大推力、高比冲、高性能的液体火箭发动机系统通常为闭式循环。在闭式循环系统中，泵的出口压力非常高，为了减小涡轮泵结构尺寸和质量，涡轮泵转速选取的较高，从而导致避免涡轮泵发生汽蚀时所需的泵入口压力较高，进而贮箱压力升高会直接影响贮箱壁厚和贮箱质量。
3.因此，提供一种可以提高主泵的入口压力的液氧预压涡轮泵是目前要解决的问题。


技术实现要素：

4.为解决相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种液氧预压涡轮泵及涡轮泵，适用于大推力、高比冲的泵压式液体火箭发动机，具有结构精简、零部件数量少以及可靠性高等优点，降低了液氧预压涡轮泵的生产制造及装配试验成本。这种液氧预压涡轮泵可以安装于火箭贮箱内部，从而充分有效利用推进剂贮箱内的液氧，减少贮箱内推进剂的冗余。此外，这种液氧预压涡轮泵优化了动力系统整体结构布局，同时也保证了液氧预压涡轮泵的高效率、高可靠性的工作。
5.本发明的一个方面提出的一种液氧预压涡轮泵，安装于涡轮泵中的主泵上游，包括涡轮盖、蜗壳、涡轮盘、泵叶轮以及预压泵轴。所述涡轮盘内圈安装在所述预压泵轴一端，所述泵叶轮内圈安装在所述预压泵轴另一端，且均设置于所述蜗壳内。其中，所述蜗壳接近所述泵叶轮的位置设有蜗壳进口管和蜗壳出口管，所述蜗壳进口管与液氧贮箱连接，所述蜗壳出口管与主泵入口管路连接；所述蜗壳靠近所述涡轮盘的位置设有喷嘴孔，用于与主泵出口连接。所述蜗壳具有朝向所述预压泵轴的延伸段；所述蜗壳的延伸段一侧与所述涡轮盘形成涡轮腔，另一侧与所述泵叶轮形成泵叶轮腔，且所述蜗壳的延伸段与所述预压泵轴间隔设置，其间隔内具有安装于所述预压泵轴的篦齿密封环；所述篦齿密封环与所述蜗壳非接触设置，用于防止产生多余物和摩擦爆炸。
6.所述涡轮盖设置于所述蜗壳靠近所述涡轮盘的一端，同时与所述涡轮盘配合形成容纳空间，所述涡轮盘远离所述预压泵轴的一侧具有涡轮叶片，所述涡轮叶片设置于所述空间内。
7.在一个实施例中，所述蜗壳的延伸段与所述预压泵轴的间隔内还具有涡轮端轴承；所述篦齿密封环轴向贴合安装于所述泵叶轮与所述涡轮端轴承之间。
8.在一个实施例中，所述涡轮盘外圈与所述蜗壳之间具有第一径向间隙，所述涡轮盘与所述蜗壳的延伸段之间具有与所述第一径向间隙连通的第一轴向间隙,所述篦齿密封
环的外圈与所述蜗壳的延伸段具有第二径向间隙，所述蜗壳的延伸段与所述泵叶轮外圈之间具有第二轴向间隙。由所述喷嘴孔进入的高压推进剂，依次通过所述第一径向间隙、所述第一轴向间隙、所述涡轮端轴承内外圈的间隙、第二径向间隙和第二轴向间隙流入所述蜗壳，用于实现对所述涡轮端轴承的冷却。其中，所述第二轴向间隙能够通过调整所述篦齿密封环的轴向厚度进行调节。
9.在一个实施例中，所述涡轮叶片与所述涡轮盖之间具有第三轴向间隙，所述涡轮盘靠近所述预压泵轴的一侧与所述涡轮盖之间具有第四轴向间隙；由所述喷嘴孔进入的高压推进剂，依次通过所述第三轴向间隙和所述第四轴向间隙，用于驱动所述涡轮盘旋转。
10.在一个实施例中，所述涡轮端轴承的内圈设置于所述预压泵轴，外圈安装于所述蜗壳的轴承孔位置；所述涡轮端轴承远离所述篦齿密封环的一侧通过调整垫与所述涡轮盘贴合设置。
11.在一个实施例中，所述第一轴向间隙、所述第三轴向间隙和所述第四轴向间隙能够通过调整所述调整垫的轴向厚度进行调节。
12.在一个实施例中，所述泵叶轮通过泵叶轮锁片和泵叶轮固定螺母锁紧设置于所述预压泵轴。其中，所述泵叶轮外圈与所述蜗壳进口管之间具有第三径向间隙，避免所述泵叶轮外圈与所述蜗壳进口管发生摩擦剐蹭。
13.在一个实施例中，所述泵叶轮远离所述涡轮盘的一端具有泵端轴承和设置于所述泵端轴承外圈的导叶环；所述泵端轴承内圈通过泵端轴承固定锁片和泵端轴承固定螺母锁紧固定于所述预压泵轴，外圈通过所述导叶锁片和所述导叶压紧螺母安装在所述导叶环内，所述导叶环外圈设置于所述蜗壳内。
14.在一个实施例中，所述第一轴向间隙、所述第三轴向间隙、所述第四轴向间隙和所述第一径向间隙均为0.5mm至3mm，所述第二轴向间隙为0.5mm至3mm，所述第三径向间隙为0.5mm至2mm，所述第二径向间隙为0.3mm至1mm。
15.本发明的另一方面还提供了一种涡轮泵，包括主泵和设置于所述主泵上游的液氧预压涡轮泵。所述液氧预压涡轮泵设置于液氧贮箱内部或者液氧贮箱出口处。其中液压贮箱与所述液氧预压涡轮泵的蜗壳入口管路连接，所述主泵入口管路与所述液氧预压涡轮泵的蜗壳出口管路连接，所述主泵出口管路与所述液氧预压涡轮泵靠近涡轮盘设置的喷嘴孔连接。
16.本发明实施例的液氧预压涡轮泵及涡轮泵，利用主泵高压液态推进剂驱动液氧预压涡轮泵的涡轮盘旋转，不需要火箭另外携带其他介质驱动涡轮。传统高压补燃闭式系统的预压泵采用高温富氧燃气驱动涡轮盘，本发明的涡轮盘工作环境比传统高压补燃闭式系统的环境更加优越，涡轮盘不易出现烧蚀变形及疲劳破坏，轴承工作寿命长，工作可靠，能够保证液氧预压涡轮泵的安全可靠工作。
17.本发明实施例的液氧预压涡轮泵，涡轮腔与泵叶轮腔之间通过非接触的篦齿密封环密封，在低温液氧环境中，不易摩擦爆炸，不易产生多余物，能够保证液氧预压涡轮泵泵安全可靠工作。
18.本发明实施例的轴承冷却回路简单，涡轮腔的高压推进剂从涡轮端轴承内外圈的间隙流过轴承，然后经过篦齿密封环的第二径向间隙以及第二轴向间隙，最后从泵叶轮腔流入蜗壳。
19.在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1是本发明的液氧预压涡轮泵的整体结构示意图。
22.图2是本发明实施例的液氧预压涡轮泵的内部结构剖视图。
23.图3是本发明实施例的液氧预压涡轮泵的连接结构示意图。
具体实施方式
24.下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。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。
25.参见图1，本发明的一个方面提出了一种液氧预压涡轮泵。所述液氧预压涡轮泵安装于涡轮泵中的主泵上游，包括涡轮盖1、蜗壳2、涡轮盘3、泵叶轮4以及预压泵轴5。本发明的液氧预压涡轮泵是一种同轴式液体火箭发动机涡轮泵结构，涡轮盘3和泵叶轮4同轴设置于所述预压泵轴5，液氧预压涡轮泵轴向进液，切向排液，涡轮盘3采用冲击式结构，切向进液，轴向排液。涡轮盘3内圈安装在预压泵轴5的一端，泵叶轮4内圈安装在预压泵轴5的另一端，且均设置于蜗壳2内。其中，泵叶轮4和涡轮盘3分别以键连接的方式与预压泵轴5连接。
26.进一步的，液氧预压涡轮泵可以安装在液氧贮箱内部或者液氧贮箱出口处，蜗壳2接近泵叶轮4的位置设有蜗壳进口管21和蜗壳出口管(未在图中标记，可以根据作业需求在适当的位置设置)。其中，蜗壳进口管21与液氧贮箱连接，蜗壳出口管与主泵入口管路连接。蜗壳2靠近涡轮盘3的位置还设有喷嘴孔(未在图中标记，可以根据作业需求在适当的位置设置)，喷嘴孔用于与主泵出口连接。来自主泵出口的高压液氧，通过主泵出口和蜗壳的喷嘴孔引入涡轮腔，用于驱动涡轮盘旋转。
27.蜗壳2还具有朝向预压泵轴的延伸段。蜗壳2的延伸段一侧与涡轮盘3形成涡轮腔300，另一侧与泵叶轮4形成泵叶轮腔400。且蜗壳2的延伸段与预压泵轴5间隔设置，其间隔内具有安装于预压泵轴5的篦齿密封环6。篦齿密封环6与蜗壳2非接触设置，用于防止产生多余物和摩擦爆炸，保证氧预压泵可以安全可靠工作。
28.涡轮盖1设置于蜗壳6靠近涡轮盘3的一端，同时与涡轮盘3配合形成容纳空间，涡轮盘3远离预压泵轴5的一侧具有涡轮叶片31，涡轮叶片31设置于该空间内，保证涡轮叶片可以在该空间内转动做功。
29.本发明实施例的液氧预压涡轮泵，利用主泵做功增压后产生的高压液态推进剂驱动涡轮盘旋转，不需要火箭另外携带其他介质进行驱动涡轮，且液氧预压涡轮泵可以安装于推进剂贮箱内，结构精简，安装方便，可靠性高。
30.本发明实施例的液氧预压涡轮泵的涡轮腔与泵腔之间通过非接触的篦齿密封环密封，比传统的接触式端面密封和浮动环密封更加安全可靠，面对低温液氧环境，不易摩擦爆炸，不易产生多余物，能够保证液氧预压涡轮泵安全可靠工作。
31.参见图2，在一个实施例中，蜗壳2的延伸段与预压泵轴5的间隔内还具有涡轮端轴承7。篦齿密封环6轴向贴合安装于泵叶轮4与涡轮端轴承7之间。本发明实施例的液氧预压涡轮泵和蜗壳配合阻隔涡轮腔300和泵叶轮腔400中推进剂的相互泄漏，以提高液氧预压涡轮泵的容积效率。
32.进一步地，考虑到工作环境，篦齿密封环可以是不锈钢材质的，且篦齿圆柱面涂覆纯银，使纯银层作为摩擦层，可以防止转子(涡轮盘、涡轮端轴承等)与静子(预压泵轴)间发生金属碰磨的风险。
33.继续参见图2，在上述实施例中，涡轮盘3的外圈与蜗壳2内壁之间具有第一径向间隙x1，涡轮盘3与蜗壳2的延伸段之间具有与第一径向间隙x1连通的第一轴向间隙x2,篦齿密封环6的外圈与蜗壳2的延伸段具有第二径向间隙x3，蜗壳2的延伸段与泵叶轮4外圈之间具有第二轴向间隙x4。由喷嘴孔进入的高压推进剂，依次通过第一径向间隙x1、第一轴向间隙x2、涡轮端轴承7内外圈的间隙、第二径向间隙x3和第二轴向间隙x4流入蜗壳2，用于实现对涡轮端轴承7的冷却。其中，第二轴向间隙x4能够通过调整篦齿密封环6的轴向厚度进行调节。
34.本发明的轴承冷却回路简单，涡轮腔的高压推进剂从涡轮端轴承内外圈的间隙流过轴承，然后经过篦齿密封环的第二径向间隙以及第二轴向间隙，最后从泵叶轮腔流入蜗壳。
35.进一步地，涡轮叶片31与涡轮盖1之间具有第三轴向间隙x5，涡轮盘3靠近预压泵轴5的一侧与涡轮盖1之间具有第四轴向间隙x6。来自主泵出口的高压推进剂通过喷嘴孔进入蜗壳2内，依次通过第三轴向间隙x5和第四轴向间隙x6后，用于驱动涡轮盘3旋转。
36.参见图2和图3，在上述实施例中，涡轮端轴承7的内圈设置于预压泵轴5，外圈安装于蜗壳2的轴承孔位置，通过轴承压紧锁片71和轴承压紧螺母72固定。涡轮端轴承7远离篦齿密封环6的一侧通过调整垫8与涡轮盘3贴合设置。保证涡轮盘3、调整垫8、涡轮端轴承7、篦齿密封环6、泵叶轮4依次轴向贴合设置于预压泵轴5。
37.在一个实施例中，第一轴向间隙x2、第三轴向间隙x5和第四轴向间隙x6能够通过调整调整垫8的轴向厚度进行调节，从而可以将上述各间隙均调整至最合适的值。
38.在一个实施例中，第一轴向间隙x2、第三轴向间隙x5、第四轴向间隙x6、第一径向间隙x1均为0.5mm至3mm，第二轴向间隙x4为0.5mm至3mm，第二径向间隙x3为0.3mm至1mm。具体地，本发明实施例的液氧预压涡轮泵可以以消除发动机汽蚀现象为目的，选择各间隙最适宜的间距。
39.同时参见图2和图3，在一个实施例中，泵叶轮4通过泵叶轮锁片41和泵叶轮固定螺母42锁紧设置于预压泵轴5，通过1个或者2个平键传递扭矩。其中，泵叶轮4外圈与蜗壳进口管21之间具有第三径向间隙x7，第三径向间隙x7为0.5mm至2mm，避免泵叶轮外圈与蜗壳进
口管发生摩擦剐蹭。
40.进一步地，泵叶轮4远离涡轮盘3的一端具有泵端轴承9和设置于泵端轴承9外圈的导叶环43。泵端轴承9内圈通过泵端轴承固定锁片91和泵端轴承固定螺母92锁紧固定于预压泵轴5，外圈通过导叶锁片431和导叶压紧螺母432安装在导叶环43内，且导叶环43外圈设置于蜗壳2内,其轴向没有限位要求。
41.在上述实施例中，导叶环的叶片数为3至6个。
42.将上述泵叶轮更换为带诱导轮的离心泵，本发明的方案依然可用，只需按照需要设计诱导轮、离心轮和蜗壳的尺寸和外壳，或依据常规需求调整部分内部结构即可。
43.本发明的液氧预压涡轮泵结构简单，零件数量少，质量轻，且可以安装于推进剂贮箱内，降低了液氧预压涡轮泵的生产制造及装配试验成本。
44.本发明的液氧预压涡轮泵，涡轮腔与泵叶轮腔之间通过非接触的篦齿密封环密封，面对低温液氧环境，不易摩擦爆炸，不易产生多余物，能够保证液氧预压涡轮泵泵安全可靠工作。
45.以上实施例可以彼此组合，且具有相应技术效果。
46.本发明的另一方面还提供了一种涡轮泵，包括主泵和设置于主泵上游的液氧预压涡轮泵。液氧预压涡轮泵设置于液氧贮箱内部或者液氧贮箱出口处。其中液压贮箱与液氧预压涡轮泵的蜗壳入口管路连接，主泵入口管路与液氧预压涡轮泵的蜗壳出口管路连接，主泵出口管路与液氧预压涡轮泵靠近涡轮盘设置的喷嘴孔连接。
47.本发明实施例的涡轮泵，驱动液氧预压涡轮泵内涡轮盘旋转的推进剂来自主泵出口的高压液氧，通过主泵出口引和蜗壳留有的喷嘴孔引入涡轮腔来驱动涡轮盘旋转。蜗壳出口与主泵入口管路连接，蜗壳进口与液氧贮箱连接，从而可以将氧预压涡轮泵安装在液氧贮箱内部或者液氧贮箱出口处，可以充分有效利用贮箱内的液氧，减少贮箱内推进剂冗余。
48.本发明的涡轮泵，通过在主泵上游单独安装一台预压涡轮泵，以提高主泵的入口压力。预压涡轮泵不但能提高主泵的转速，并且能大幅减轻贮箱质量和涡轮泵的结构质量，还能提高涡轮泵的效率，从而提高运载火箭的有效载荷质量。
49.本发明的液氧预压涡轮泵及涡轮泵，利用主泵高压液态推进剂驱动液氧预压涡轮泵的涡轮盘旋转，不需要火箭另外携带其他介质进行驱动涡轮。传统高压补燃闭式系统的预压泵采用高温富氧燃气驱动涡轮盘，本发明的涡轮盘工作环境比传统高压补燃闭式系统的环境更加优越，涡轮盘不易出现烧蚀变形及疲劳破坏，轴承工作寿命长，工作可靠，能够保证液氧预压涡轮泵的安全可靠工作。
50.以上所述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。