● 摘要
在过去的二十年里，现代液体火箭发动机所使用的涡轮及其组件的设计、分析和制造方法取得了长足的进步。现代涡轮设计采用三维气流分析方法分析喷嘴、动叶和静叶通道中的燃气流动。一些复杂的三维有限元应力分析程序可以精确地预测静叶和动叶在瞬态和稳态条件下的应力分布、传热和温度场分布。本文研究的目的在于发展一种使用现代热-结构分析和流场仿真工具以验证涡轮设计的方法，以便加深对涡轮工作过程的理解。利用计算流体力学（CFD）流动仿真，可以获得影响涡轮叶片的气体压力、温度和速度分布，并计算得到涡轮转子所受到的机械载荷和热载荷。利用有限元（FE）模拟，可以完成完整的结构应力和变形分析，并对涡轮部件的设计安全因子进行校核。本文把上述方法应用到了火箭发动机上常用的冲击式和反力式这两种不同类型的涡轮。采用解析法计算了涡轮叶片的速度三角形和流动参数，以便与流动仿真进行比较。同样，采用解析法预估了沿涡轮盘和叶片的应力分布，对有限元方法进行了验证。其中，利用所编制的FORTRAN程序，对涡轮盘的旋转和热的载荷方程进行了求解，得到涡轮盘在不同速度和不同半径下的应力曲线，可以用于估计涡轮盘的最大应力。采用CFD工具FLUENT软件对冲击式和反力式涡轮中从喷嘴至叶片间的流场进行流动仿真。流动模型为时间平均的稳态可压缩黏性理想气体和基于密度的求解器，应用了两种湍流模型，即标准k-Ɛ模型和剪切应力输运(SST) k- 模型。对在两个不同的流体区域（涡轮静子和涡轮转子）之间流体的流动仿真采用了混合平面法。在混合平面处，对来自相邻区域的流场参数进行了平均处理。作为一个算例，采用了SSME的第一级反力式涡轮。建立了二维和三维的两种结构网格模型。所得结果与NASA的试验数据和CFD数据进行了比较并得到验证，两种模型均给出与NASA的数据吻合很好的结果。其中，应用k-Ɛ湍流模型得到的结果与NASA的预估结果最大相差2~5%，而应用k-湍流模型得到的结果小于1%。在对SSME涡轮采用混合平面法进行流动仿真的验证和应用之后，把相同的方法应用到某液体火箭发动机冲击式涡轮的流动仿真。该冲击式涡轮的超声速喷嘴采用二维轴对称模型和三维模型进行模拟，与解析解相互验证了喷嘴的流动参数，两个模型均给出很好的结果。不同几何设计参数，如叶片角和叶片前缘半径，对涡轮性能的影响研究采用了二维模型。结果表明，如果叶片角的设计值小于来自喷嘴气流的流动角，涡轮效率会下降可达15%；同时，与叶片前缘有一个很小的半径的情况相比，带有锐边的叶片给出最大的涡轮性能,前者会导致涡轮效率下降可达18%。可见，在超声速冲击式涡轮中，叶片前缘半径对涡轮性能有很大的影响。涡轮的三维模型用来分析三维流动过程和研究冲击式涡轮喷嘴-转子轴向间隙和叶尖径向顶隙对涡轮效率的影响。为研究轴向间隙的影响，建立了两个模型，间隙分别为3mm和6mm，仿真结果表明，随着间隙的增加涡轮效率下降了6%。为研究径向顶隙对涡轮效率的影响，建立了没有径向顶隙的模型和有2mm径向顶隙的模型，结果表明，后者的效率下降了32%。因此，为了提高冲击式涡轮的效率，小的轴向间隙和径向顶隙是必须要采用的。基于CFD结果，采用有限元方法对冲击式涡轮转子（轮盘和叶片）进行了热和结构的分析，得到了真实工况下的应力和变形分布。该项研究基于有限元软件包PATRAN提供的线性静态分析和瞬态热分析方法。首先，建立涡轮盘的二维轴对称模型，以反映实际的不均匀的轮盘厚度。计算了高转速和热梯度工作条件下的轮盘应力和变形，其中考虑了高温条件下材料的行为。研究表明，通过使用不均匀壁厚轮盘来减轻轮盘质量的过程还应该进行优化。轮盘的最大应力位于轮盘的中心，主要来源于导热引起的热载荷。其次，对涡轮叶片进行了有限元模拟。在涡轮实际工作条件和不同载荷情况下，分析了沿叶片的应力分布。结果表明，叶片的最大应力来自于热载荷和旋转载荷，主要因为涡轮具有相对较高的转速和温度。最后，建立了包含一组叶片和相应轮盘扇区的完整的三维实体模型。为了估计工作过程中不同载荷对涡轮应力影响的相对贡献的大小，研究了几种载荷情况，即涡轮旋转载荷、涡轮叶片上的气体压力载荷、涡轮轴冷缩配合载荷以及热载荷。结果表明，由于涡轮相对较高的转速和温度，轮盘和叶片上的最大应力主要来自旋转载荷和热载荷。因气体压力引起的叶片弯曲应力显著低于旋转载荷和热载荷引起的弯曲应力。虽然叶片承受了涡轮中最高温度的作用，但由于叶片可以自由伸展，所以产生的热应力也很低。但是，由于轮盘上存在较高温度梯度，致使轮盘上的热应力却很高。本文研究采用的方法可以作为一种通用的途径来研究任意一种涡轮的流动和结构问题，更好地了解涡轮的工作过程，以便进一步改进以提高涡轮的性能。而且，同样的方法还可以用于全新涡轮的设计与研制
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