蝸殼喉部面積對泵性能的影響研究

于 晴，王曉鋒，張 聃，李惠敏

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

蝸殼喉部面積對泵性能的影響研究

于 晴，王曉鋒，張 聃，李惠敏

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

在某型液體火箭發動機研制中，為了適應發動機推力的提升，需要對泵結構進行適應性改進。基于面積比原理對泵壓式液體火箭發動機泵蝸殼喉部與葉輪的匹配進行設計與研究。采用數值模擬和試驗研究相結合的方法研究了蝸殼喉部面積變化對泵性能的影響。分別對兩種不同面積比的泵模型進行計算分析，結果表明:在高效區范圍內，隨著蝸殼喉部與葉輪出口面積比值的增大，泵的揚程和效率均有所提高，試驗結果與計算結果也較為吻合。因此，蝸殼喉部面積擴大后，與葉輪匹配性有所改善，可以適應發動機推力提升的要求，結構改動簡單易行，而且對已制品可以進行返修，減少經濟損失。

液體火箭發動機；泵；蝸殼喉部面積；發動機推力；數值模擬

0 引言

隨著戰略武器的發展和航天活動的需要，液體火箭發動機技術近些年得到了飛速發展。渦輪泵是供應系統中的關鍵組件，為發動機燃燒室提供高壓推進劑，有發動機“心臟”之稱。具備高性能的渦輪泵系統是實現泵壓式液體火箭發動機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動機乃至航天運載器的運載能力和可靠性。其中葉輪和蝸殼是泵過流部件的核心。

某型液體火箭發動機研制中，為了適應發動機的推力提升，對泵吸水室、誘導輪及葉輪等零件進行了結構改進，而泵殼體未作更改。水力試驗時，連續出現泵揚程偏低的現象。對設計參數分析認為，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構。

目前，關于高效率、高揚程的葉輪設計研究較多，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。忽略過流部件之間的匹配關系也會對產品性能造成影響。王洋等[1]通過確定離心泵蝸殼第八斷面面積新方法，發現蝸殼喉部面積是影響泵性能的敏感因素。李海權[2]提出了通過選擇合適的喉部面積能使泵在大流量工況獲得陡降的揚程—流量曲線，從而使泵的運行更加穩定。施衛東等[3]對低比轉速離心式消防泵進行設計與試驗研究，試驗結果表明增大喉部面積有利于獲得平坦的性能曲線， 同時可以擴大高效區范圍和提高最高效率。張翠儒等[4]對液體火箭上面級發動機用超低比轉數泵進行研究時，參考超低比轉數泵面積比設計法選取蝸殼喉部速度系數，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，同時還給出了面積比與比轉速的關系曲線。R.C.Worster通過詳細的理論分析和數學證明，驗證了面積比原理的科學性[6]。趙瑞勇等[7]基于面積比原理對某型變工況低比轉速燃料泵開展了小流量揚程特性不穩定的試驗研究，獲得了變工況低比轉速泵的小流量不穩定工程控制方法及其穩定工作邊界，袁壽其等[8]對面積比原理進行了理論推導和試驗研究，明確了面積比對泵性能的影響，楊軍虎[9-10]等推導了離心泵面積比的計算公式，體現了面積比值和葉輪、蝸殼的水力參數關系。

針對某型液體火箭發動機在推力提高后，泵揚程出現偏低的問題，本文利用面積比原理分析、CFD仿真計算后，確認了泵蝸殼喉部面積對泵性能的影響，并對殼體改進后的產品進行了試驗驗證。

1 研究對象

某型液體火箭發動機燃料泵比轉速ns為31.388。

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

F2=(πD2sinβ2-zδ2)b2

(1)

泵殼體蝸殼喉部實際當量尺寸為12.67 mm，喉部面積F3實測值為141.48 mm2，面積比Y=F3/F2=0.062。

國內學者根據對166臺國產泵統計，得到了面積比與比轉速的關系曲線[11]，如圖1所示，并通過最小二乘法原理擬合出兩者的關系式：Y=0.036 849+0.002 31ns。據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前的面積比仍在高效區范圍內，但偏高效區下界線。

初步分析認為，面積比仍有增大的空間，可以通過增大面積比提高泵揚程，從而改善燃料泵的性能。

為此，對泵殼體局部結構進行改進，將蝸殼喉部當量尺寸擴大為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 三維造型與網格劃分

采用Pro/E軟件建立兩個不同面積比的流體域模型，考慮到實際產品喉部局部結構不規則，模型1按喉部當量尺寸為13 mm進行建模(喉部面積為161.27 mm2)，模型2按喉部當量尺寸為14 mm進行建模(喉部面積為188.26 mm2)，蝸道半徑相關尺寸也隨之變化，除此之外兩個流體域模型其他結構尺寸均一致，蝸殼結構如圖2所示。

為了減小邊界條件對計算結果的影響，泵進口延長了100 mm，泵出口延長了300 mm，采用ANSYS軟件中的mesh模塊分別對兩個過流部件的流體域模型進行網格劃分，如圖3所示，兩個流體域模型各個過流部件的網格單元的數目見表1。

2.2 計算方法與邊界條件

為了能夠準確描述泵內流體復雜的三維旋轉流動過程，針對RANS時均化的3D瞬態N-S方程進行非定常求解。其中，湍流模型采用的是SSTk-ω兩方程模型。邊界條件設置中，入口邊界條件給定靜壓；出口邊界條件給定質量流量；

模型進口吸水室轉子蝸殼出口119067622713169553427706342839219943625838178010928674144999

泵結構中的固體壁面采用無滑移邊界條件，其中，吸水室和轉子表面粗糙度為0.003 2，蝸殼表面粗糙度為0.001 6；而計算中附加的進出口延長部分則認為是光滑壁面。

具體的計算過程中，第一步，針對不同的出口流量值，首先進行定常計算，初步得到一個近似的穩態流場；第二步，將定常計算的結果作為非定常計算初始值，開始非定常精確求解過程。其中，將葉輪旋轉一周的時間記為T，非定常計算中的物理時間步長取為葉輪旋轉一周時間的1/180，對應時間步為Δt=T/180=2.380 95×10-5，而每個時間步長內的內迭代次數設置為30。

2.3 數值計算性能預測

針對上述模型1和模型2對5個流量工況進行對比計算，具體為0.8qv，0.9qv，1.0qv，1.1qv，1.2qv。不同流量下，泵的揚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，蝸殼喉部面積增大后，泵的揚程和效率均提高；隨著泵流量的增大，兩者提高的幅度均越來越大。

3 試驗驗證

3.1 改進產品

通過上述分析可以看到，增大蝸殼喉部面積可以提高泵的效率和揚程，因此，采用電火花加工對產品蝸殼喉部進行返修擴大，返修后測量其蝸殼喉部當量尺寸實際值為14.75 mm，喉部面積F3實測值為199.7 mm2，面積比Y=F3/F2=0.087，與三維數值仿真計算模型2相當。

3.2 試驗結果分析

為了驗證產品的改進效果，在泵蝸殼喉部返修前和返修后分別進行了水力試驗，試驗在同一試驗臺進行，兩次試驗轉速和工況保持一致，泵流量從1.2qv連續下降至0.8qv，在該區間均勻取5個工況點，測量這5個流量點的泵揚程和功率，試驗結果如圖5所示。

根據試驗結果可以看到，在泵設計工況下，蝸殼喉部面積增大后，泵的揚程和效率均提高，其中，泵揚程增大幅度約為0.2～0.3 MPa；并且隨著泵流量的增大，改善效果更明顯。由于數值計算中的效率只考慮了水力效率，而沒有考慮容積損失和摩擦損失，因此試驗所得的泵效率相對計算結果要略低，但二者趨勢一致，可以很好的驗證數值計算的可靠性。

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能轉換為壓力能，因此揚程會有所提高。同時，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程。

4 結論

1)在高效區范圍內，隨著蝸殼喉部與葉輪出口面積比值的增大，泵的揚程和效率均有所提高，可以適應發動機推力提升的要求。

2)蝸殼喉部面積擴大后，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)介于液體火箭發動機泵推薦設計值范圍內，產品改進有效。

3) 為了使泵揚程滿足要求，適當加大蝸殼喉部當量尺寸，而葉輪等其它部件的結構尺寸可以保持不變，結構改動簡單易行，同時，對于已制品可以進行返修擴大達到使用要求，減少經濟損失。

4) 數值模擬結果與試驗研究結果較吻合，研究結果表明面積比原理在液體火箭發動機泵的設計應用中有著重要的指導意義。

[1] 王洋，張翔. 低比轉速離心泵蝸殼第八斷面面積確定新方法[J]. 排灌機械， 2008， 26(1)： 29-32.

[2] 李海權. 離心泵蝸殼喉部面積對泵性能的影響[J]. 通用機械， 2003(11)： 41-43.

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[11] 關醒凡. 泵的理論與設計[M]. 北京：機械工業出版社， 1987.

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

國家重大基礎研究項目(613321)

于晴(1986—)，女，碩士，研究領域為渦輪泵設計

V434.2-34

A

1672-9374(2017)06-0044-04

(編輯：馬杰)