提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究.pdfVIP

提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究

唐飞;李家文;李永;周成

【摘要】诱导轮叶型的设计应尽可能减少静压降,并保证叶片的负荷分布均匀,减轻

叶片的汽蚀破坏.利用CFD技术分析了阶梯壳体和叶片打孔对诱导轮叶片负荷的影

响,计算结果表明这些措施都可以降低叶片前缘的负荷.相比较于叶片打孔,阶梯壳体

更加有助于降低叶片前缘的负荷,在一定程度上提高诱导轮汽蚀性能.最后,通过基于

混合模型的汽蚀计算验证了上述结论的正确性.

【期刊名称】《火箭推进》

【年(卷),期】2013(039)003

【总页数】7页(P44-49,57)

【关键词】诱导轮;叶片负荷;壳体开槽;叶片打孔;汽蚀性能

【作者】唐飞;李家文;李永;周成

【作者单位】北京控制工程研究所,北京100190;北京航空航天大学宇航学院,北京

100191;北京控制工程研究所,北京100190;北京控制工程研究所,北京100190

【正文语种】中文

【中图分类】V434+.2

0引言

高速诱导轮是现代液体火箭发动机中提高涡轮泵性能的关键部件，它的基本设计任

务是保证抽吸性能，以避免主泵叶轮发生汽蚀。但是，诱导轮内部常常会出现各种

汽蚀现象，导致压力和流量急剧下降，影响发动机的正常工作。同时，由汽蚀所诱

发的流场脉动和转子振动会严重影响液体火箭发动机的性能、稳定性和寿命。

美国PW公司为NASA研发航天飞机主发动机（SSME）的改进型高压液氧涡轮

泵，在研制初期的涡轮泵组合件热试过程中，遇到了较严重的超同步振动，不仅磨

损了诱导轮叶片和密封装置，而且导致试验件提前关机。故障诊断表明，汽蚀是激

发超同步响应的主要因素[1]。

1999年日本H-Ⅱ火箭第八次发射失败，通过飞行数据与计算结果对比、发动机

残骸微观分析和地面试验等研究认为：LE-7发动机液氧涡轮泵诱导轮出现汽蚀，

其诱发的脉动与泵前的导流叶片固有频率发生共振使得叶片出现断裂，并使发动机

停机最终导致发射失败[2]。

欧洲阿里安Ⅴ的火神发动机液氢涡轮泵诱导轮中也发生了汽蚀，使转子承受较大的

不平衡径向载荷，导致轴承磨损过大。在欧洲空间局的支持下，法国、意大利和德

国等合作围绕旋转汽蚀引起的转子动力学问题开展了大量实验和CFD研究，并将

其作为新一代上面级Vinci发动机涡轮泵的重要考核指标[3]。

诱导轮应用广泛、设计方法比较成熟，但针对其汽蚀研究则相对较少。由于所有诱

导轮的设计思路基本上是使诱导轮进口几何条件满足流动条件，即Brumfield准

则为指导。所以，关于提高火箭发动机汽蚀性能的方法归纳起来大体分为三类：提

高进口压力，改进进口或叶尖间隙流场，控制叶片载荷[4]。研究表明，诱导轮采

用阶梯壳体和叶片打孔等方法可以改变进口及叶尖间隙流场，提高诱导轮的汽蚀性

能。但是，对于这两种结构参数改变对诱导轮汽蚀性能影响，目前还没有较为系统

的研究。

1数值计算

1.1研究对象

本文所研究的诱导轮的主要参数为转速n=18000rpm，叶片数Z=3。由于氧泵

诱导轮通常是用水而不是用液氧作试试验，为了与实验结果进行对比，计算中工质

采用液态水。为准确反映诱导轮内部流动的真实情况，本文所建立的几何模型与真

实结构尽量保持一致，如进口边修圆打磨、前缘与尾缘小圆倒角、叶片剖面形状和

叶根倒角等。具体的结构图和网格图如下所示：

1.2求解模型及计算方法

本文对计算域采用了四面体非结构网格，与结构网格相比，更适用于几何形状复杂

流道的网格划分，并具有良好的自适应性。对于叶片吸力面前缘、叶顶间隙等需要

关注的局部作为一个单独的模块，用尺寸函数进行网格加密处理。流场的计算单元

约为75万，计算节点约为20万个。

数值计算采用有限体积法进行离散，动量项等采用二项迎风格式。计算中采用旋转

坐标系，进口条件为速度进口，速度分布均匀，出口条件为压力出口，固壁面采用

无滑移边界条件。针对本文的三维粘性流动，计算中对湍流核心区域的流动采用

RNGk-ε双方程湍流模型，在临近固壁的区域采用标准壁面函数公式将区域内的

物理量与湍流核心区的求解变量关联。所有控制方程计算采用了基于SIMPLE的

标准压力修正算法。计算中先不考虑汽蚀的影响。

1.3计算结果及叶片受力分析

1.3.1计算结果

通过数值计算得到的诱导轮吸力面静压分布图如图2所示。

从图2可见，诱导轮进口压力低，出口压力高，这与诱导轮提高泵抗汽蚀性能的

作用相符合。当诱导轮置于叶轮前面增加了叶轮进口处流体的压力，避免了汽蚀的