随着战略武器的发展和航天活动的需要,液体火箭发动机技术近些年得到了飞速发展。涡轮泵是供应系统中的关键组件,为发动机燃烧室提供高压推进剂,有发动机“心脏”之称。具备高性能的涡轮泵系统是实现泵压式液体火箭发动机高性能的重要先决条件之一,涡轮泵的性能和可靠性将直接影响发动机乃至航天运载器的运载能力和可靠性。其中叶轮和蜗壳是泵过流部件的核心。

某型液体火箭发动机研制中,为了适应发动机的推力提升,对泵吸水室、诱导轮及叶轮等零件进行了结构改进,而泵壳体未作更改。水力试验时,连续出现泵扬程偏低的现象。对设计参数分析认为,推力提高后泵壳体的喉部面积略显偏小,泵壳体可能并非叶轮的最佳匹配结构。

目前,关于高效率、高扬程的叶轮设计研究较多,但高性能的泵不但要求有高效的叶轮,而且还需要与叶轮匹配的蜗壳。忽略过流部件之间的匹配关系也会对产品性能造成影响。王洋等^[1]通过确定离心泵蜗壳第八断面面积新方法,发现蜗壳喉部面积是影响泵性能的敏感因素。李海权^[2]提出了通过选择合适的喉部面积能使泵在大流量工况获得陡降的扬程—流量曲线,从而使泵的运行更加稳定。施卫东等^[3]对低比转速离心式消防泵进行设计与试验研究,试验结果表明增大喉部面积有利于获得平坦的性能曲线, 同时可以扩大高效区范围和提高最高效率。张翠儒等^[4]对液体火箭上面级发动机用超低比转数泵进行研究时,参考超低比转数泵面积比设计法选取蜗壳喉部速度系数,合理匹配蜗壳的喉部面积和离心轮,减少水力损失。H.H.Anderson早期在文献中首次提出了离心泵的面积比原理^[5],指出蜗壳的喉部面积与叶轮出口叶片间的总面积之比是控制离心泵性能的重要因素,同时还给出了面积比与比转速的关系曲线。R.C.Worster通过详细的理论分析和数学证明,验证了面积比原理的科学性^[6]。赵瑞勇等^[7]基于面积比原理对某型变工况低比转速燃料泵开展了小流量扬程特性不稳定的试验研究,获得了变工况低比转速泵的小流量不稳定工程控制方法及其稳定工作边界,袁寿其等^[8]对面积比原理进行了理论推导和试验研究,明确了面积比对泵性能的影响,杨军虎^[9-10]等推导了离心泵面积比的计算公式,体现了面积比值和叶轮、蜗壳的水力参数关系。

针对某型液体火箭发动机在推力提高后,泵扬程出现偏低的问题,本文利用面积比原理分析、CFD仿真计算后,确认了泵蜗壳喉部面积对泵性能的影响,并对壳体改进后的产品进行了试验验证。

某型液体火箭发动机燃料泵比转速n_s为31.388。

叶轮出口叶片间的总面积根据公式(1)近似求得,其计算结果为2297.45 mm²:

F₂=(πD₂sinβ₂-zδ₂)b₂(1)

泵壳体蜗壳喉部实际当量尺寸为12.67 mm,喉部面积F₃实测值为141.48 mm²,面积比Y=F₃/F₂=0.062。

国内学者根据对166台国产泵统计,得到了面积比与比转速的关系曲线^[11],如图1所示,并通过最小二乘法原理拟合出两者的关系式:Y=0.036 849+0.002 31n_s。据此算得该泵面积比的高效值Y=0.109,从图1中可以看到泵壳体改进前的面积比仍在高效区范围内,但偏高效区下界线。

图1 国内泵统计曲线
Fig.1 Statistical curves of pump in China

初步分析认为,面积比仍有增大的空间,可以通过增大面积比提高泵扬程,从而改善燃料泵的性能。

为此,对泵壳体局部结构进行改进,将蜗壳喉部当量尺寸扩大为14 mm,喉部面积F₃为188.26 mm²,面积比Y=F₃/F₂=0.082。

1)在高效区范围内,随着蜗壳喉部与叶轮出口面积比值的增大,泵的扬程和效率均有所提高,可以适应发动机推力提升的要求。

2)蜗壳喉部面积扩大后,蜗壳与叶轮匹配性有所改善,喉部速比(蜗壳喉部流速与叶轮出口切向速度之比)介于液体火箭发动机泵推荐设计值范围内,产品改进有效。

3)为了使泵扬程满足要求,适当加大蜗壳喉部当量尺寸,而叶轮等其它部件的结构尺寸可以保持不变,结构改动简单易行,同时,对于已制品可以进行返修扩大达到使用要求,减少经济损失。

4)数值模拟结果与试验研究结果较吻合,研究结果表明面积比原理在液体火箭发动机泵的设计应用中有着重要的指导意义。