于 晴，王曉鋒，張 聃，李惠敏

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

蝸殼喉部面積對(duì)泵性能的影響研究

于 晴，王曉鋒，張 聃，李惠敏

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

在某型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，為了適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的提升，需要對(duì)泵結(jié)構(gòu)進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)?；诿娣e比原理對(duì)泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)泵蝸殼喉部與葉輪的匹配進(jìn)行設(shè)計(jì)與研究。采用數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究相結(jié)合的方法研究了蝸殼喉部面積變化對(duì)泵性能的影響。分別對(duì)兩種不同面積比的泵模型進(jìn)行計(jì)算分析，結(jié)果表明:在高效區(qū)范圍內(nèi)，隨著蝸殼喉部與葉輪出口面積比值的增大，泵的揚(yáng)程和效率均有所提高，試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果也較為吻合。因此，蝸殼喉部面積擴(kuò)大后，與葉輪匹配性有所改善，可以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升的要求，結(jié)構(gòu)改動(dòng)簡(jiǎn)單易行，而且對(duì)已制品可以進(jìn)行返修，減少經(jīng)濟(jì)損失。

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；泵；蝸殼喉部面積；發(fā)動(dòng)機(jī)推力；數(shù)值模擬

0 引言

隨著戰(zhàn)略武器的發(fā)展和航天活動(dòng)的需要，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)近些年得到了飛速發(fā)展。渦輪泵是供應(yīng)系統(tǒng)中的關(guān)鍵組件，為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供高壓推進(jìn)劑，有發(fā)動(dòng)機(jī)“心臟”之稱。具備高性能的渦輪泵系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高性能的重要先決條件之一，渦輪泵的性能和可靠性將直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)乃至航天運(yùn)載器的運(yùn)載能力和可靠性。其中葉輪和蝸殼是泵過(guò)流部件的核心。

某型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，為了適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力提升，對(duì)泵吸水室、誘導(dǎo)輪及葉輪等零件進(jìn)行了結(jié)構(gòu)改進(jìn)，而泵殼體未作更改。水力試驗(yàn)時(shí)，連續(xù)出現(xiàn)泵揚(yáng)程偏低的現(xiàn)象。對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)分析認(rèn)為，推力提高后泵殼體的喉部面積略顯偏小，泵殼體可能并非葉輪的最佳匹配結(jié)構(gòu)。

目前，關(guān)于高效率、高揚(yáng)程的葉輪設(shè)計(jì)研究較多，但高性能的泵不但要求有高效的葉輪，而且還需要與葉輪匹配的蝸殼。忽略過(guò)流部件之間的匹配關(guān)系也會(huì)對(duì)產(chǎn)品性能造成影響。王洋等[1]通過(guò)確定離心泵蝸殼第八斷面面積新方法，發(fā)現(xiàn)蝸殼喉部面積是影響泵性能的敏感因素。李海權(quán)[2]提出了通過(guò)選擇合適的喉部面積能使泵在大流量工況獲得陡降的揚(yáng)程—流量曲線，從而使泵的運(yùn)行更加穩(wěn)定。施衛(wèi)東等[3]對(duì)低比轉(zhuǎn)速離心式消防泵進(jìn)行設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究，試驗(yàn)結(jié)果表明增大喉部面積有利于獲得平坦的性能曲線， 同時(shí)可以擴(kuò)大高效區(qū)范圍和提高最高效率。張翠儒等[4]對(duì)液體火箭上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)用超低比轉(zhuǎn)數(shù)泵進(jìn)行研究時(shí)，參考超低比轉(zhuǎn)數(shù)泵面積比設(shè)計(jì)法選取蝸殼喉部速度系數(shù)，合理匹配蝸殼的喉部面積和離心輪，減少水力損失。H.H.Anderson早期在文獻(xiàn)中首次提出了離心泵的面積比原理[5]，指出蝸殼的喉部面積與葉輪出口葉片間的總面積之比是控制離心泵性能的重要因素，同時(shí)還給出了面積比與比轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線。R.C.Worster通過(guò)詳細(xì)的理論分析和數(shù)學(xué)證明，驗(yàn)證了面積比原理的科學(xué)性[6]。趙瑞勇等[7]基于面積比原理對(duì)某型變工況低比轉(zhuǎn)速燃料泵開(kāi)展了小流量揚(yáng)程特性不穩(wěn)定的試驗(yàn)研究，獲得了變工況低比轉(zhuǎn)速泵的小流量不穩(wěn)定工程控制方法及其穩(wěn)定工作邊界，袁壽其等[8]對(duì)面積比原理進(jìn)行了理論推導(dǎo)和試驗(yàn)研究，明確了面積比對(duì)泵性能的影響，楊軍虎[9-10]等推導(dǎo)了離心泵面積比的計(jì)算公式，體現(xiàn)了面積比值和葉輪、蝸殼的水力參數(shù)關(guān)系。

針對(duì)某型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在推力提高后，泵揚(yáng)程出現(xiàn)偏低的問(wèn)題，本文利用面積比原理分析、CFD仿真計(jì)算后，確認(rèn)了泵蝸殼喉部面積對(duì)泵性能的影響，并對(duì)殼體改進(jìn)后的產(chǎn)品進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 研究對(duì)象

某型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃料泵比轉(zhuǎn)速ns為31.388。

葉輪出口葉片間的總面積根據(jù)公式(1)近似求得，其計(jì)算結(jié)果為2297.45 mm2：

F2=(πD2sinβ2-zδ2)b2

(1)

泵殼體蝸殼喉部實(shí)際當(dāng)量尺寸為12.67 mm，喉部面積F3實(shí)測(cè)值為141.48 mm2，面積比Y=F3/F2=0.062。

國(guó)內(nèi)學(xué)者根據(jù)對(duì)166臺(tái)國(guó)產(chǎn)泵統(tǒng)計(jì)，得到了面積比與比轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線[11]，如圖1所示，并通過(guò)最小二乘法原理擬合出兩者的關(guān)系式：Y=0.036 849+0.002 31ns。據(jù)此算得該泵面積比的高效值Y=0.109，從圖1中可以看到泵殼體改進(jìn)前的面積比仍在高效區(qū)范圍內(nèi)，但偏高效區(qū)下界線。

初步分析認(rèn)為，面積比仍有增大的空間，可以通過(guò)增大面積比提高泵揚(yáng)程，從而改善燃料泵的性能。

為此，對(duì)泵殼體局部結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，將蝸殼喉部當(dāng)量尺寸擴(kuò)大為14 mm，喉部面積F3為188.26 mm2，面積比Y=F3/F2=0.082。

2 仿真分析

2.1 三維造型與網(wǎng)格劃分

采用Pro/E軟件建立兩個(gè)不同面積比的流體域模型，考慮到實(shí)際產(chǎn)品喉部局部結(jié)構(gòu)不規(guī)則，模型1按喉部當(dāng)量尺寸為13 mm進(jìn)行建模(喉部面積為161.27 mm2)，模型2按喉部當(dāng)量尺寸為14 mm進(jìn)行建模(喉部面積為188.26 mm2)，蝸道半徑相關(guān)尺寸也隨之變化，除此之外兩個(gè)流體域模型其他結(jié)構(gòu)尺寸均一致，蝸殼結(jié)構(gòu)如圖2所示。

為了減小邊界條件對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，泵進(jìn)口延長(zhǎng)了100 mm，泵出口延長(zhǎng)了300 mm，采用ANSYS軟件中的mesh模塊分別對(duì)兩個(gè)過(guò)流部件的流體域模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖3所示，兩個(gè)流體域模型各個(gè)過(guò)流部件的網(wǎng)格單元的數(shù)目見(jiàn)表1。

2.2 計(jì)算方法與邊界條件

為了能夠準(zhǔn)確描述泵內(nèi)流體復(fù)雜的三維旋轉(zhuǎn)流動(dòng)過(guò)程，針對(duì)RANS時(shí)均化的3D瞬態(tài)N-S方程進(jìn)行非定常求解。其中，湍流模型采用的是SSTk-ω兩方程模型。邊界條件設(shè)置中，入口邊界條件給定靜壓；出口邊界條件給定質(zhì)量流量；

模型進(jìn)口吸水室轉(zhuǎn)子蝸殼出口119067622713169553427706342839219943625838178010928674144999

泵結(jié)構(gòu)中的固體壁面采用無(wú)滑移邊界條件，其中，吸水室和轉(zhuǎn)子表面粗糙度為0.003 2，蝸殼表面粗糙度為0.001 6；而計(jì)算中附加的進(jìn)出口延長(zhǎng)部分則認(rèn)為是光滑壁面。

具體的計(jì)算過(guò)程中，第一步，針對(duì)不同的出口流量值，首先進(jìn)行定常計(jì)算，初步得到一個(gè)近似的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)；第二步，將定常計(jì)算的結(jié)果作為非定常計(jì)算初始值，開(kāi)始非定常精確求解過(guò)程。其中，將葉輪旋轉(zhuǎn)一周的時(shí)間記為T(mén)，非定常計(jì)算中的物理時(shí)間步長(zhǎng)取為葉輪旋轉(zhuǎn)一周時(shí)間的1/180，對(duì)應(yīng)時(shí)間步為Δt=T/180=2.380 95×10-5，而每個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)的內(nèi)迭代次數(shù)設(shè)置為30。

2.3 數(shù)值計(jì)算性能預(yù)測(cè)

針對(duì)上述模型1和模型2對(duì)5個(gè)流量工況進(jìn)行對(duì)比計(jì)算，具體為0.8qv，0.9qv，1.0qv，1.1qv，1.2qv。不同流量下，泵的揚(yáng)程和效率隨蝸殼喉部面積的變化情況如圖4所示。

可以看到，在0.9qv以上的工況點(diǎn)，蝸殼喉部面積增大后，泵的揚(yáng)程和效率均提高；隨著泵流量的增大，兩者提高的幅度均越來(lái)越大。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 改進(jìn)產(chǎn)品

通過(guò)上述分析可以看到，增大蝸殼喉部面積可以提高泵的效率和揚(yáng)程，因此，采用電火花加工對(duì)產(chǎn)品蝸殼喉部進(jìn)行返修擴(kuò)大，返修后測(cè)量其蝸殼喉部當(dāng)量尺寸實(shí)際值為14.75 mm，喉部面積F3實(shí)測(cè)值為199.7 mm2，面積比Y=F3/F2=0.087，與三維數(shù)值仿真計(jì)算模型2相當(dāng)。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

為了驗(yàn)證產(chǎn)品的改進(jìn)效果，在泵蝸殼喉部返修前和返修后分別進(jìn)行了水力試驗(yàn)，試驗(yàn)在同一試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行，兩次試驗(yàn)轉(zhuǎn)速和工況保持一致，泵流量從1.2qv連續(xù)下降至0.8qv，在該區(qū)間均勻取5個(gè)工況點(diǎn)，測(cè)量這5個(gè)流量點(diǎn)的泵揚(yáng)程和功率，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果可以看到，在泵設(shè)計(jì)工況下，蝸殼喉部面積增大后，泵的揚(yáng)程和效率均提高，其中，泵揚(yáng)程增大幅度約為0.2～0.3 MPa；并且隨著泵流量的增大，改善效果更明顯。由于數(shù)值計(jì)算中的效率只考慮了水力效率，而沒(méi)有考慮容積損失和摩擦損失，因此試驗(yàn)所得的泵效率相對(duì)計(jì)算結(jié)果要略低，但二者趨勢(shì)一致，可以很好的驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的可靠性。

隨著蝸殼喉部面積的增大，面積比增大，更有利于蝸殼收集流體并使流體動(dòng)能轉(zhuǎn)換為壓力能，因此揚(yáng)程會(huì)有所提高。同時(shí)，由于蝸殼喉部面積的增大，流體的速度值減小，蝸殼喉部隔舌部位的沖擊損失和出口錐管的沿程損失也隨之減少。因此可以看到，在喉部面積擴(kuò)大后，蝸殼與葉輪匹配性有所改善，即增大面積比可提高泵的效率和揚(yáng)程。

4 結(jié)論

1)在高效區(qū)范圍內(nèi)，隨著蝸殼喉部與葉輪出口面積比值的增大，泵的揚(yáng)程和效率均有所提高，可以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升的要求。

2)蝸殼喉部面積擴(kuò)大后，蝸殼與葉輪匹配性有所改善，喉部速比(蝸殼喉部流速與葉輪出口切向速度之比)介于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)泵推薦設(shè)計(jì)值范圍內(nèi)，產(chǎn)品改進(jìn)有效。

3) 為了使泵揚(yáng)程滿足要求，適當(dāng)加大蝸殼喉部當(dāng)量尺寸，而葉輪等其它部件的結(jié)構(gòu)尺寸可以保持不變，結(jié)構(gòu)改動(dòng)簡(jiǎn)單易行，同時(shí)，對(duì)于已制品可以進(jìn)行返修擴(kuò)大達(dá)到使用要求，減少經(jīng)濟(jì)損失。

4) 數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)研究結(jié)果較吻合，研究結(jié)果表明面積比原理在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)泵的設(shè)計(jì)應(yīng)用中有著重要的指導(dǎo)意義。

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Effect of volute throat area on pump performance

YU Qing， WANG Xiaofeng， ZHANG Dan， LI Huimin

(Xi’an Aerospace Propulsion Institute， Xi’an 710100， China)

During the development of a certain liquid rocket engine， the adaptability improvement of the pump structure needs to be realized to promote the thrust of the engine. Based on the area ratio principle， the match of the volute throat and impeller in the turbopump-fed liquid rocket engine is designed and studied in this paper. The influence of the variation of volute throat area on pump performance is studied by using the method of combining numerical simulation with experimental research. The pump models with two different area ratios were analyzed. The results indicate that， in the range of the high efficiency， both the pump lift and efficiency are increased with the increase of area ratio of the volute throat to the impeller outlet. The experimental results are tallied with the calculation results. Thus， the match of the volute throat and the impeller can be improved as the volute throat area is widened， which can satisfy the requirement of the thrust enhancement of the engine. Furthermore， the structure is easy to alter， even the final products can be sent back for modification. It is sure that its cost will be reduced greatly.

liquid rocket engine；pump；volute throat area；engine thrust；numerical simulation

2016-11-29；

2017-09-22

國(guó)家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目(613321)

于晴(1986—)，女，碩士，研究領(lǐng)域?yàn)闇u輪泵設(shè)計(jì)

V434.2-34

A

1672-9374(2017)06-0044-04

(編輯：馬杰)