【技术实现步骤摘要】
一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置
[0001]本专利技术涉及一种涡轮泵轴向力平衡装置,具体涉及一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置
。
技术介绍
[0002]涡轮泵广泛应用于航空
、
航天领域,在发动机大推重比设计指标和发动机高性能
、
高效率
、
高可靠性要求下,降低涡轮泵整体轴向力,增加转子稳定性,对研发大推力高性能发动机具有重要意义
。
[0003]为实现涡轮泵轴向力的平衡,现有技术通常采用降低后凸肩高度,开设平衡孔,前泄漏通道开设肋片等方案
。
改变后凸肩高度的方法受叶轮和壳体尺寸限制,调节能力有限,变工况工作时平衡能力较差;开设平衡孔的方法增大了内泄漏,会使泵容积效率大幅度降低;前泄漏通道开设肋片的方法是通过增加前盖板的轴向力来平衡剩余轴向力,使得叶轮整体受力大幅度增加,强度裕度降低,不利于涡轮泵的稳定工作
。
[0004]综上所述,现有技术中采用的技术方案改变轴向力能力有限,没有足够的平衡能力,剩余轴向力接近或大于轴承承载能力会导致轴承寿命大幅度降低,存在轴承外环拉脱
、
工作可靠性降低的风险
。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的是解决现有技术中改变轴向力能力有限,没有足够的平衡能力,剩余轴向力接近或大于轴承承载能力会导致轴承寿命大幅度降低,存在轴承外环拉脱
、
工作可靠性降低的问题,而提供一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置,包括前泵盖
(1)
,连接在前泵盖
(1)
上的后泵盖
(4)
,以及安装在前泵盖
(1)
和后泵盖
(4)
内的离心轮
(11)
,所述后泵盖
(4)
内侧与离心轮
(11)
背面之间形成有泄漏腔
(8)
,其特征在于:所述离心轮
(11)
的后壁上靠近外侧位置设置有第一凸肩
(6)
,所述后泵盖
(4)
内侧与所述第一凸肩
(6)
对应的位置设置有第一环形凹槽,所述第一环形凹槽外侧壁设置有衬套
(5)
,所述衬套
(5)
与第一环形凹槽之间具有间隙;所述离心轮
(11)
的后壁上靠近其轮轴的位置设置有第二凸肩
(12)
,所述后泵盖
(4)
内侧与所述第二凸肩
(12)
对应的位置设置有第二环形凹槽,所述第二环形凹槽的侧壁设置有密封环
(9)
,所述密封环
(9)
与第二环形凹槽之间具有间隙;所述后泵盖
(4)
与离心轮
(11)
的轮轴之间留有溢出通道
(10)
;位于第一环形凹槽和第二环形凹槽之间的后泵盖
(4)
内侧固定设置有多个滞止叶片
(7)。2.
根据权利要求1所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置,其特征在于:所述滞止叶片
(7)
的入口几何角
β1=
20
°
~
40
°
,出口几何角
β2=
70
°
~
90
°
,包角
3.
根据权利要求2所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置,其特征在于:所述滞止叶片
(7)
的个数为
10
‑
18
个
。4.
根据权利要求1‑3任一所述的一种大推力火箭发动机涡轮泵轴向力平衡装置,其特征在于:所述滞止叶片
(7)
的根部进行倒圆角处理
。5.<...
【专利技术属性】
技术研发人员:王博涵,许开富,任众,李惠敏,金路,张鹏飞,滕鑫,
申请(专利权)人:西安航天动力研究所,
类型:发明
国别省市:
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