一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮的制作方法

本发明属于离心泵设计领域，特别涉及一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮。

背景技术：

先进航空发动机的重要标志之一就是推重比高，提高航空发动机的推重比的重要途径之一就是减轻燃油泵的重量，提高燃油泵转速是减轻其重量的捷径。而齿轮泵则难以满足要求，因为，其一齿轮泵在高速、高压、长寿命时〔pv〕值过大，滑动轴承设计困难，所以转速的提高受到一定的限制。其二在高流量比时，齿轮泵和柱塞泵的大量回油使得低温升的目标难以实现。相比之下，离心泵结构简单，可实现高速、高压、大流量要求，可靠性高，寿命长，维修简便，功质比高，还可在一定汽液比两相流的进口状态下工作。但离心泵在低转速时出口压力低，达不到发动机在点火时对油压的要求；恒速离心泵在小流量时，磨擦损失功率大，使泵的燃油温升高。

现有的航空发动机组合泵，主要以分体的离心泵和齿轮泵组合，这样的组合泵体积大、重量大，不符合新型燃油泵轻重量小体积的要求。

技术实现要素：

本发明的目的：本发明提出一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，以提高发动机的推重比和弥补离心泵在低转速、小流量时，达不到发动机点火压力的缺陷。同时与其他分体式组合泵相比减小了体积和重量。

本发明的技术方案：提供一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，包括周缘叶片2、副离心叶片3、主离心叶片4、叶轮轮毂5、下叶盘6和下叶盘7；上叶盘7和下叶盘6与叶轮轮毂固定连接上叶盘7和下叶盘6平行和同轴设置；上叶盘7外径小于下叶盘6外径；

上叶盘7上径向设置有主离心叶片4和副离心叶片3构成离心叶轮；主离心叶片4和副离心叶片3围绕叶轮轮毂5间隔设置，且主离心叶片4和副离心叶片3均从上叶盘7上盘面延伸到下叶盘6的上盘面，并在上下叶盘之间形成肋片结构；上叶盘7的盘面上开有通孔1，所述通孔位于主离心叶片4和副离心叶片3之间；

周缘叶片2设置在下叶盘6的周缘，且位于下叶盘6的下盘面上，并与下叶盘6垂直，周缘叶片2的数量大于主离心叶片4和副离心叶片3的数量之和；主离心叶片4和副离心叶片3外侧均延伸到上叶盘的外缘；主离心叶片4和副离心叶片3在上叶盘的外缘处为外缘法向方向；周缘叶片2根部半径大于上叶盘7外径。

工作原理：

上叶盘7对应离心组合叶轮的入口，低压燃油进入离心泵后，经由主离心叶片4和副离心叶片3导向流入所述通孔1后，再流经旋涡周缘叶片2，由于旋涡周缘叶片的旋转，使得低压燃油被加压。

优选地，副离心叶片的长度与主离心叶片的长度之比为1：2～3：4。

优选地，主离心叶片4和副离心叶片3成平行布置。

优选地，所述的周缘叶片2高度、宽度、厚度均匀一致。

本发明的有益效果：

本发明提高了出口压力，避免了泵的在小流量高转速启动时的出口压力达不到发动机点火压力的缺陷。带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，将克服在航空发动机起动状态，燃油流量小，发动机转速低，在这种情况下离心泵难以提供高扬程的缺点，满足燃油系统对喷油压力的要求，充分发挥二者的优点，有利于发动机快速响应，拓宽其工作范围和应用范围。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的侧视图；

图3为本发明的正视图；

其中:通孔1、周缘叶片2、副离心叶片3、主离心叶片4、叶轮轮毂5、下叶盘6和下叶盘7。

具体实施方式

如图1-3，具体提供一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，包括周缘叶片2、副离心叶片3、主离心叶片4、叶轮轮毂5、下叶盘6和下叶盘7；上叶盘7和下叶盘6与叶轮轮毂固定连接；

上叶盘7和下叶盘6平行和同轴设置；上叶盘7外径小于下叶盘6外径；

上叶盘7上径向设置有主离心叶片4和副离心叶片3构成离心叶轮；主离心叶片4和副离心叶片3围绕叶轮轮毂5间隔设置，且主离心叶片4和副离心叶片3均从上叶盘7上盘面延伸到下叶盘6的上盘面，并在上下叶盘之间形成肋片结构；上叶盘7的盘面上开有通孔1，所述通孔位于主离心叶片4和副离心叶片3之间；

周缘叶片2设置在下叶盘6的周缘，且位于下叶盘6的下盘面上，并与下叶盘6垂直，周缘叶片2的数量大于主离心叶片4和副离心叶片3的数量之和；主离心叶片4和副离心叶片3外侧均延伸到上叶盘的外缘；主离心叶片4和副离心叶片3在上叶盘的外缘处为外缘法向方向；周缘叶片2根部半径大于上叶盘7外径；副离心叶片的长度与主离心叶片的长度之比为1：2。

技术特征：

技术总结
本发明涉及一种带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，包括周缘叶片、副离心叶片、主离心叶片、叶轮轮毂、下叶盘和下叶盘；本发明提高了出口压力，避免了泵的在小流量高转速启动时的出口压力达不到发动机点火压力的缺陷。带旋涡周缘叶片的离心组合叶轮，将克服在航空发动机起动状态，燃油流量小，发动机转速低，在这种情况下离心泵难以提供高扬程的缺点，满足燃油系统对喷油压力的要求，充分发挥二者的优点，有利于发动机快速响应，拓宽其工作范围和应用范围。

技术研发人员：晁文雄
受保护的技术使用者：中国航发西安动力控制科技有限公司
技术研发日：2018.11.21
技术公布日：2019.02.15