液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法及系统与流程

本发明涉及液体火箭发动机涡轮泵试验测试，具体涉及一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法及系统。

背景技术：

1、涡轮泵是液体火箭发动机的动力核心部分。涡轮泵通过离心叶轮的高速旋转，分别将液体氧化剂、燃料输送至推力室及燃气发生器，为火箭的发射和飞行提供必需的能源。离心叶轮前后一般设计有迷宫密封结构，其作用是控制泵的泄漏量在合理范围内，避免泄漏量过大导致氧化剂和燃料爆燃的安全隐患、以及容积损失导致的效率下降，同时，也要避免泄漏量过小导致的高速轴承和端面密封组件的冷却流量不足，引起的轴系失稳和泄漏等故障。因此，离心泵迷宫密封泄漏量的精准高效测算是进一步设计优化涡轮泵的重要课题。

2、国内外的迷宫密封泄漏量的计算方法主要有：经验公式、数值模拟、试验测量。其中，传统的经验公式较多考虑迷宫密封的尺寸参数，而较少考虑与流体本身的状态，导致测量精度差异较大：有研究者提出不可压缩理想流体通过恒定间隙的泄漏量计算模型，忽略了湍动能转结效应（假设湍动能转结系数γ=1），即假设流体能量在密封腔内无损传递，不考虑热能耗散；还有人基于此考虑了通过试验确定的湍动能转结系数，但并不能较好适用于液体火箭涡轮泵试验。数值计算则是通过cfd（computational fluid dynamics）给定理想边界条件进行仿真模拟，但由于迷宫密封处间隙相对尺寸小，网格划分需极为精细，所需计算资源、时间投入较大、便捷性不足。试验测量则仅在较为简单的测量系统开展，由于涡轮泵结构的复杂性，目前暂未了解到热试车等试验中开展相关测量的案例。

3、综上所述，如何对液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量进行高效、准确地测算，是本领域亟待解决的重要问题之一。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法及系统，以解决现有技术中的不足，它能够克服现有技术不足，本发明解决了传统经验公式精度差、数值仿真成本高等问题，可在试验中直接高效、便捷地获取实时的迷宫密封泄漏量。

2、本发明提供了一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，包括，

3、获取第一参数；

4、采集第二参数；所述第二参数包括迷宫密封高压入口侧压力和迷宫密封低压出口侧压力；

5、对泄漏量进行初始化计算；

6、对泄漏量进行迭代计算，直到计算误差不大于设定误差；

7、将迭代后的泄漏量作为最终计算结果。

8、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，第一参数包括径向间隙、密封齿距、密封齿宽度、转轴直径、密封齿数、流体密度和流体动力粘度。

9、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，每次迭代计算包括以下步骤，

10、根据初始化计算出的泄漏量或前次迭代计算后更新后的泄漏量，计算雷诺数、湍动能转结数和各个密封腔的流量系数；

11、将第一个密封腔压力作为迷宫密封高压入口侧压力，将最后一个密封腔压力作为迷宫密封低压出口侧压力，计算各个密封腔的压力；

12、计算最后一个密封齿的泄漏量和计算误差；

13、在计算误差不小于设定误差且迭代次数不大于设定次数时，更新泄漏量；在计算误差小于设定误差时，退出迭代计算。

14、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，泄漏量的初始化计算公式为：

15、；

16、其中，为泄漏量，为迷宫密封高压入口侧压力，为迷宫密封低压出口侧压力，为介质密度,a为迷宫密封间隙截面积。

17、；

18、其中，为密封轴向间隙，为转轴直径。

19、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，在迭代计算中，雷诺数的计算公式为：

20、；

21、其中，为雷诺数，为泄漏量，为转轴直径，为动力粘度。

22、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，在迭代计算中，湍动能转结系数的计算公式为：

23、

24、

25、其中，为湍动能转结系数，为密封轴向间隙，为密封齿齿距，为雷诺数，为密封齿宽度。

26、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其中，可选的是，在迭代计算的过程中，第一个密封腔的流量系数计算公式为：

27、；

28、其中，为第一个密封腔的流量系数，为密封轴向间隙，为雷诺数，为密封齿宽度；

29、第个密封腔的流量系数计算公式为：

30、；

31、其中，为第一个密封腔的流量系数，为第个密封腔的流量系数。

32、本发明还提出了一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其中，包括，

33、第一压力传感器，安装于迷宫密封进口处；

34、第二压力传感器，安装于迷宫密封出口处；

35、参数输入模块，用于获取第一参数；

36、数据存储模块，与所述第一压力传感器、第二压力传感器电连接；所述数据存储模块用于通过第一压力传感器采集迷宫密封进口处的压力，通过第二压力传感器采集迷宫密封出口处的压力；

37、数据运算模块，与所述数据存储模块电连接；所述数据运算模块用于通过所述数据存储模块获取所述第一参数、第一压力传感器的检测结果和第二压力传感器的检测结果计算泄漏量。

38、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其中，可选的是，所述数据运算模块用于根据迷宫密封泄漏量计算公式、雷诺数计算公式、湍动能转结系数计算公式和各密封腔的流量系数计算公式进行迭代计算，以得到最终的迷宫密封泄漏量。

39、如上所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其中，可选的是，还包括数据显示模块，所述数据显示模块与所述数据存储模块电连接，用于显示计算过程中的参数值以及最终计算结果。

40、与现有技术相比，本发明通过迷宫密封高压入口侧的压力和迷宫密封低压出口侧的压力以及相应的第一参数根据迷宫密封泄漏量、雷诺数、湍动能转结系数以及密封腔流量系数之间的关系进行迭代计算，以测算出涡轮泵迷宫密封的泄漏量。这种方式克服了现有技术中的不足，解决了传统经验公式精度差、数值仿真成本高等问题，可在试验中直接高效、便捷地获取实时的迷宫密封泄漏量。

41、本发明的计算考虑了泵内流态，精度较高，与cfd仿真误差约为3%；可用于多种液体火箭推进剂介质试验，比如：液氧、煤油、甲烷等，也可用于水力试验中的泄漏量测算，仅需修改介质参数即可。可用于不同齿数、间隙、齿宽的迷宫密封泄漏量计算。本发明在密封齿分布在静子或转子上的迷宫密封结构具有同样的适用性，计算便捷、高效，能够实时计算泄漏量。

技术特征：

1.一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，包括，

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，第一参数包括径向间隙、密封齿距、密封齿宽度、转轴直径、密封齿数、流体密度和流体动力粘度。

3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，每次迭代计算包括以下步骤，

4.根据权利要求2或3所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，泄漏量的初始化计算公式为：

5.根据权利要求3所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，在迭代计算中，雷诺数的计算公式为：

6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，在迭代计算中，湍动能转结系数的计算公式为：

7.根据权利要求5所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法，其特征在于，在迭代计算的过程中，第一个密封腔的流量系数计算公式为：

8.一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其特征在于，包括，

9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其特征在于，所述数据运算模块用于根据迷宫密封泄漏量计算公式、雷诺数计算公式、湍动能转结系数计算公式和各密封腔的流量系数计算公式进行迭代计算，以得到最终的迷宫密封泄漏量。

10.根据权利要求8所述的液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算系统，其特征在于，还包括数据显示模块，所述数据显示模块与所述数据存储模块电连接，用于显示计算过程中的参数值以及最终计算结果。

技术总结
本发明公开了一种液体火箭发动机涡轮泵迷宫密封泄漏量测算方法及系统，其中包括，获取第一参数；采集第二参数；所述第二参数包括迷宫密封高压入口侧压力和迷宫密封低压出口侧压力；对泄漏量进行初始化计算；对泄漏量进行迭代计算，直到计算误差不大于设定误差；将最后一次迭代的结果作为最终计算结果。本发明解决了传统经验公式精度差、数值仿真成本高等问题，可在试验中直接高效、便捷地获取实时的迷宫密封泄漏量。

技术研发人员：闫婷婷,霍亮,杜朋飞,薛晋媛,王朝杰,王幸,潘彬
受保护的技术使用者：江苏深蓝航天有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16