集气结构、涡轮泵以及火箭发动机的制作方法

1.本技术涉及液体火箭发动机技术领域，具体而言，本技术涉及一种集气结构、涡轮泵以及火箭发动机。


背景技术：

2.涡轮泵是泵压式液体火箭发动机的关键部件，涡轮泵是由涡轮带动泵工作，以此来对推进剂进行增压的装置。在液体火箭发动机涡轮泵中，涡轮的主要功能是：将来自燃烧室的高温高压燃气通过叶栅通道迅速减压，驱使涡轮高速旋转，而由涡轮轴输出高速旋转产生的功率，并带动泵工作。在这一过程中，涡轮实际上完成了将气体的能量先转变为动能而后再转变为机械能输出的二次能量转换。
3.现有某型液体火箭涡轮泵采用切向进气道取气，燃气进入集气环整流为轴向后供给涡轮的工作方式，但是采用该进气方式，气体在进气道内流动会产生较高的总压损失，影响气体出口均匀性，进而降低涡轮效率。


技术实现要素：

4.本技术针对现有方式的缺点，提出一种集气结构、涡轮泵以及火箭发动机，用以解决现有技术存在因涡轮泵采用切向进气方式导致气体出口均匀性低、涡轮效率低的技术问题。
5.第一个方面，本技术实施例提供了一种集气结构，被构造为火箭发动机的涡轮泵的一部分，包括：主体，所述主体具有气流通道，在所述主体的径向平面内所述气流通道呈环状；
6.所述主体的侧壁开设有沿所述主体的径向延伸的进气口，所述进气口被构造为与所述火箭发动机的燃烧室连通，所述主体沿轴向的侧壁开设有出气口，所述出气口被构造为与所述涡轮泵的涡轮壳体连通。
7.可选地，所述气流通道包括沿所述气流通道周向分布的第一通道和第二通道，所述第一通道的第一端与所述第二通道的第一端相连通；
8.所述第一通道和所述第二通道的一连通处与所述进气口连通，以使得源自所述燃烧室的气流中的第一部分气流流入所述第一通道，第二部分气流流入所述第二通道。
9.可选地，所述主体具有槽口朝向所述主体轴向一侧的集气槽；
10.所述集气结构还包括喷嘴盘，所述喷嘴盘盖合于所述集气槽的槽口，与所述集气槽的槽壁围合形成所述气流通道；
11.所述出气口包括贯穿喷嘴盘的至少一个喷嘴，所述喷嘴的第一端与所述气流通道连通，所述喷嘴的第二端被构造为与所述涡轮壳体连通。
12.可选地，所述喷嘴盘包括沿所述喷嘴盘的轴向依次连接的第一侧壁、周壁和第二侧壁，所述第一侧壁和所述第二侧壁均呈环状，且所述第一侧壁的直径小于第二侧壁的直径，所述第一侧壁和所述第二侧壁均沿轴向延伸，所述第一侧壁与所述周壁的内周边连接，
所述第二侧壁的外周边与所述周壁的外周边连接；
13.所述第一侧壁沿所述集气槽的轴向穿设于环状的所述集气槽的内周槽壁内侧，并与所述内周槽壁密封连接，所述第二侧壁盖合于环状的所述槽口；
14.所述喷嘴的第一端形成于所述周壁。
15.可选地，所述喷嘴的第二端形成于所述所述第二侧壁，且所述喷嘴自所述第一端至所述喷嘴的中部内径逐渐缩小，且自所述喷嘴的中部至所述第二端内径逐渐扩大。
16.可选地，所述喷嘴盘的第一侧壁和所述集气槽的内周槽壁是以电子束焊接方式固定连接的；和/或，
17.所述喷嘴盘的第二侧壁和所述集气槽的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的。
18.可选地，所述喷嘴盘的第二侧壁和所述集气槽的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的；
19.所述喷嘴盘还包括承载壁，所述承载壁设于所述第二侧壁远离所述第一侧壁的一侧，且靠近所述第二侧壁的周缘设置，所述承载壁沿所述第二侧壁的周向延伸，并与所述第二侧壁邻近其周缘的部位形成集渣槽。
20.可选地，所述集气结构是采用3d打印成型的。
21.第二个方面，本技术实施例提供了一种涡轮泵，包括：
22.涡轮壳体，内部设置有涡轮；
23.泵，与所述涡轮轴接；以及，
24.集气结构，所述集气结构包括主体，所述主体包括进气口和出气口，所述进气口被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，所述出气口与所述涡轮壳体连通，以使得所述燃烧室内燃烧产生的气流经所述集气结构流通至所述涡轮壳体内驱动所述涡轮转动；
25.其中，所述主体具有气流通道，在所述主体的径向平面内所述气流通道呈环状；
26.所述进气口开设于所述主体的侧壁，并沿所述主体的径向延伸，所述出气口开设于所述主体沿轴向的侧壁。
27.第三个方面，本技术实施例提供了一种火箭发动机，用于运载火箭，包括：
28.燃烧室，其内有经燃烧产生的气流；以及，
29.涡轮泵，包括：
30.涡轮壳体，内部设置有涡轮；
31.泵，与所述涡轮轴接；以及，
32.集气结构，所述集气结构包括主体，所述主体包括进气口和出气口，所述进气口被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，所述出气口与所述涡轮壳体连通，以使得所述燃烧室内燃烧产生的气流经所述集气结构流通至所述涡轮壳体内驱动所述涡轮转动。
33.本技术实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：
34.通过将所述集气结构的出气口沿所述集气结构的主体的径向开设于所述主体的侧壁，使得所述主体的气流通道径向进气，相较于现有的切向进气方式，可减小集气结构尺寸，即可减小气流进气路程，也就是说减小了用于与所述燃烧室和气流通道连通、且插设于主体的进气管的长度，同时减小了气流流动折转角度，使得气流流动损失减小，主体的出口总压增大，总压恢复系数增大，从而提高涡轮效率；另外，所述气流通道在所述主体的径向平面内呈环状，相较于现有的呈矩形的集气结构，呈环状可减小所述集气结构在径向平面
内的外廓尺寸，且当气流在所述气流通道流动时，减小气流折转角度，降低气流在所述气流通道内的流动损失，保证气流出口均匀性，进一步提升涡轮效率；同时，还能避免所述气流通道侧壁局部应力过大变形甚至破裂，保证所述集气结构在高压工作环境下具有较的受力情况，提高所述集气结构的安全可靠性。
35.本技术附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本技术的实践了解到。
附图说明
36.本技术上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
37.图1为本技术实施例提供的一种集气结构在一角度的结构示意图；
38.图2为图1中集气结构在另一角度的结构示意图；
39.图3为图1中集气结构的结构分解示意图；
40.图4为图1中集气结构的主体的结构示意图；
41.图5为图1中集气结构的喷嘴盘在一角度的结构示意图；
42.图6为图1中集气结构的喷嘴盘在另一角度的结构示意图；
43.图7为图1中集气结构的主视图；
44.图8为图7中沿a-a的剖视图。
45.图中：
46.100-集气结构；
47.1-主体；11-气流通道；111-第一通道；112-第二通道；12-进气口；13-出气口；131-喷嘴；1311-第一端；1312-第二端；14-集气槽；
48.2-喷嘴盘；21-第一侧壁；22-第二侧壁；23-周壁；24-承载壁；25-集渣槽。
具体实施方式
49.下面结合本技术中的附图描述本技术的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本技术实施例的技术方案的示例性描述，对本技术实施例的技术方案不构成限制。
50.本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本技术的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除实现为本技术领域所支持其他特征、信息、数据、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组合等。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个，例如“a和/或b”可以实现为“a”，或者实现为“b”，或者实现为“a和b”。
51.为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本技术实施方式作进一步地详细描述。
52.现有某型液体火箭涡轮泵采用切向进气道取气，燃气进入集气环整流为轴向后供给涡轮的工作方式，但是采用该进气方式，气体在进气道内流动会产生较高的总压损失，影响气体出口均匀性，进而降低涡轮效率。另外，该涡轮泵集气环结构的通道截面为矩形，受
力情况较差，在螺旋流道入口截面侧壁区域会出现较大应力；同时矩形截面通道会导致气流在集气环内发生局部冲击，且增加了一定的总压损失，不利于涡轮喷嘴进口的均匀进气。
53.本技术提供的集气结构、涡轮泵以及火箭发动机，旨在解决现有技术的如上技术问题。
54.下面以具体地实施例对本技术的技术方案以及本技术的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。需要指出的是，下述实施方式之间可以相互参考、借鉴或结合，对于不同实施方式中相同的术语、相似的特征以及相似的实施步骤等，不再重复描述。
55.本技术实施例提供了一种集气结构100，集气结构100被构造为火箭发动机的涡轮泵的一部分，图1至图8为本技术提供的集气结构100的一实施例。
56.请参阅图1、图3、图4以及图8，集气结构100包括主体1，主体1具有气流通道11，在主体1的径向平面内气流通道11呈环状；主体1的侧壁开设有沿主体1的径向延伸的进气口12，进气口12被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，主体1沿轴向的侧壁开设有出气口13，出气口13被构造为与涡轮泵的涡轮壳体连通。
57.在本技术的技术方案中，集气结构100包括主体1，主体1具有气流通道11，且开设有与气流通道11连通的进气口12和出气口13，源自火箭发动机的燃烧室的气流(具体的，气流为在火箭发动机的燃烧室内燃烧后产生的燃气气流)经主体1的进气口12流入气流通道11，再经出气口13流出气流通道11并流入涡轮泵的涡轮壳体内驱动涡轮转动，并通过涡轮泵的主轴使得涡轮带动泵工作。其中，进气口12沿主体1的径向开设于主体1的侧壁，即气流通道11径向进气，相较于现有的切向或轴向进气方式，可减小集气结构100尺寸，即可减小气流进气路程(进气口12包括插设于主体1的进气管，进气路程即为进气管的长度)，以及减小了气流流动折转角度，使得气流流动损失减小，主体1的出口总压增大，总压恢复系数增大，并满足涡轮进气均匀性需求，从而提高涡轮效率。
58.另外，主体1的径向平面内气流通道11呈环状，相较于现有的呈矩形的集气结构100，本技术方案改进后的集气结构100在径向平面内的外廓尺寸也有所减小，且当气流在气流通道11流动时，减小气流折转角度，降低气流在气流通道11内的流动损失，保证气流出口均匀性，进一步提升涡轮效率；同时，还能避免气流通道11侧壁局部应力过大变形甚至破裂，保证集气结构100在高压工作环境下具有较好的受力情况，提高集气结构100的安全可靠性，满足火箭发动机可重复使用需求。
59.本技术的集气结构100经过结构优化后，在受力、外廓尺寸以及总压恢复系数上都有良好的技术突破，更具体的，通过仿真软件可以得到，外廓半径可减小22.6％，总压恢复系数可相对增加2％，集气结构100喷嘴131出口马赫数与一维总体系统方案数值偏差仅为0.3％。
60.可选地，请参阅图4，在本技术一实施例中，气流通道11包括沿气流通道11周向分布的第一通道111和第二通道112，第一通道111的第一端1311与第二通道112的第一端1311相联通；第一通道111和第二通道112的一连通处与进气口12连通，以使得源自燃烧室的气流中的第一部分气流流入第一通道111，第二部分气流流入第二通道112。
61.也就是说，经进气口12流入气流通道11的气流分两部分气流流动，具体的，请参阅图4，示出有气流方向，第一部分气流沿顺时针方向流入第一通道111，第二部分气流沿逆时针方向流入第二通道112；也就是说，在本技术中，集气结构100采用两路进气方式，相较于
现有的单路进气方式，减小了气流通道11的侧壁的单位面积载荷，进而减小了气流通道11侧壁的应力，避免侧壁受力过大变形甚至破裂，保证集气结构100在高压工作环境下具有较好的受力情况，提高集气结构100的安全可靠性。
62.例如，通过试验得到，本技术的集气结构100经过结构优化后，其所受的最大应力可减小65.8％。另外，由于集气结构100采用两路进气方式，因此，设于进气口12的进气管的横截面积可减小一半，降低生产成本。
63.可选地，请参阅图3和图8，在本技术一实施例中，主体1具有槽口朝向主体1轴向一侧的集气槽14；集气结构100还包括喷嘴盘2，喷嘴盘2盖合于集气槽14的槽口，并与集气槽14的槽壁围合形成气流通道11；出气口13包括贯穿喷嘴盘2的至少一个喷嘴131，喷嘴131的第一端1311与气流通道11连通，喷嘴131的第二端1312被构造为与涡轮壳体连通。也就是说，气流流出气流通道11后，经喷嘴盘2的喷嘴131流入涡轮壳体驱动涡轮转动，气流通过喷嘴131可提高其流速，进而提高涡轮效率。
64.可选地，在本技术中，喷嘴131的数量不受限制，可以是一个，也可以是两个、三个等等，具体的，在本技术一实施例中，喷嘴131设置有十六个，十六个喷嘴131沿主体的周向依次间隔分布。
65.可选地，请参阅图8，喷嘴盘2包括沿喷嘴盘2的轴向依次连接的第一侧壁21、周壁23和第二侧壁22，第一侧壁21和第二侧壁22均呈环状，且第一侧壁21的直径小于第二侧壁22的直径，第一侧壁21和第二侧壁22均沿轴向延伸，第一侧壁21与周壁23的内周边连接，第二侧壁22的外周边与周壁23的外周边连接；第一侧壁21沿集气槽14的轴向穿设于环状的集气槽14的内周槽壁内侧，并与内周槽壁密封连接，第二侧壁22盖合于环状的槽口；喷嘴131的第一端1311形成于周壁23；如此，喷嘴盘2与集气槽14的槽口相适配，保证喷嘴盘2与主体1的密封连接性，同时，第一侧壁21的直径小于第二侧壁22的直径，周壁23的内周边与第一侧壁21连接，周壁23的外周边与第二侧壁22的外周边连接，也就是说，周壁23用于与集气槽14相围合形成气流通道11的侧面为斜面，即气流通道11的横截面积越来越小，因此，可在进入喷嘴131前先提高气流流速，从而进一步提高涡轮效率。更具体的，在本技术一实施例中，周壁23的斜面的倾斜角度为45
°
，可靠性高。
66.可选地，为了提高气流在喷嘴盘2的出口流速，提高涡轮效率，请参阅图5至图8，喷嘴131的第二端1312形成于第二侧壁22，且喷嘴131自第一端1311至喷嘴131的中部内径逐渐缩小，且自喷嘴131的中部至第二端1312内径逐渐扩大；如此，气流先在气流通道11内通过周壁23斜面的设置提速，再通过喷嘴131的第一端1311至喷嘴131的中部进一步从亚音速提高至音速，然后通过喷嘴131的中部至喷嘴131的第二端1312从音速提高至超音速，使得流入涡轮壳体内的气流为超音速气流，提高涡轮效率。更具体，在本技术一实施例中，喷嘴131的第一端1311的端口和第二端1312的端口均呈椭圆形。
67.可选地，在本技术中，喷嘴盘2与主体1的连接方式不受限制，可以是可拆卸连接，例如螺纹连接等等，也可以是不可拆卸连接，例如焊接等等。具体的，在本技术一实施例中，喷嘴盘2的第一侧壁21和集气槽14的内周槽壁是以电子束焊方式固定连接的，电子束焊接方式具有能量密度高，融化金属范围小的优点，且连接强度高，可增大1.2-1.3倍强度，提高集气结构100整体可靠性。
68.具体的，在本技术一实施例中，喷嘴盘2的第二侧壁22和集气槽14的槽口端是以电
子束焊接方式固定连接的，连接强度高，提高集气结构100整体可靠性。
69.可选地，在本技术中，上述两个技术特征可以择一设置，也可以同时设置，具体的，在本技术一实施例中，上述两个技术特征同时设置，即喷嘴盘2的第一侧壁21和集气槽14的内周槽壁是以电子束焊接方式固定连接的，以及喷嘴盘2的第二侧壁22和集气槽14的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的，以此增大集气结构100强度，大大提高集气结构100整体可靠性，满足火箭发动机可重复使用需求。
70.可选地，基于上文的“喷嘴盘2的第二侧壁22和集气槽14的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的”的实施例，在电子束焊接过程中容易产生熔渣，且熔渣易落入涡轮壳体内，影响涡轮效率，因此，请参阅图8，在本技术一实施例中，喷嘴盘2还包括承载壁24，承载壁24设于第二侧壁22远离第一侧壁21的一侧，且靠近第二侧壁22的周缘设置，承载壁24沿第二侧壁22的周向延伸，并与第二侧壁22邻近其周缘的部位形成集渣槽25；如此，在电子束焊接过程中，产生的熔渣会落入集渣槽25内，避免落入涡轮壳体内，同时，又方便工作人员清理熔渣。
71.具体的，在本技术中，气流通道11呈环状设置，相较于呈矩形设置的气流通道11减小了尺寸，但是同时会降低主体1的强度，使得集气槽14的槽壁会因受力过大变形甚至出现破裂问题，因此，为了提高主体1强度，可通过增大集气槽14的槽壁厚度的方式实现，更具体的，在本技术一实施例中，集气槽14的槽壁的厚度设为δ，且8mm≤δ≤10mm，提高主体1强度，具备较强的承压能力，保证主体1结构可靠性，满足火箭发动机可重复使用需求。
72.具体的，在本技术一实施例中，集气结构100采用3d打印成型的，提高集气结构100整体强度，并大大缩短加工周期，降低加工成本。
73.具体的，本技术实施例还提供了一种涡轮泵，涡轮泵包括涡轮壳体、泵以及集气结构100，涡轮壳体的内部设置有涡轮，泵与涡轮轴接，集气结构100包括主体1，主体1包括进气口12和出气口13，出气口13被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，出气口13与涡轮壳体连通，以使得燃烧室内燃烧产生的气流经集气结构100流通至涡轮壳体内驱动涡轮转动，并带动泵正常工作，完成对推进剂的增压。
74.可选地，集气结构100即为上述的集气结构100，因此，涡轮泵包括上述的集气结构100的全部技术特征，涡轮泵也具有上述全部技术特征带来的技术效果，此处不再一一赘述。
75.具体的，本技术实施例还提供了一种火箭发动机，火箭发动机用于运载火箭，包括燃烧室和涡轮泵，燃烧室内有经燃烧产生的气流，涡轮泵与燃烧室连通，使得源自燃烧室的气流能够流入涡轮泵的涡轮壳体内，驱动涡轮泵工作，以此获取推力，满足运载火箭正常发射需求。
76.可选地，涡轮泵即为上述的涡轮泵，因此，火箭发动机包括上述的涡轮泵的全部技术特征，火箭发动机也具有上述全部技术特征带来的技术效果，此处不再一一赘述。
77.本技术领域技术人员可以理解，本技术中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本技术中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本技术中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。
78.在本技术的描述中，词语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系，为基于附图所示的示例性的方向或位置关系，是为了便于描述或简化描述本技术的实施例，而不是指示或暗示所指的装置或部件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
79.术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
80.在本技术的描述中，可选地，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
81.在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
82.以上所述仅是本技术的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术的方案技术构思的前提下，采用基于本技术技术思想的其他类似实施手段，同样属于本技术实施例的保护范畴。

技术特征：
1.一种集气结构，被构造为火箭发动机的涡轮泵的一部分，其特征在于，包括主体，所述主体具有气流通道，在所述主体的径向平面内所述气流通道呈环状；所述主体的侧壁开设有沿所述主体的径向延伸的进气口，所述进气口被构造为与所述火箭发动机的燃烧室连通，所述主体沿轴向的侧壁开设有出气口，所述出气口被构造为与所述涡轮泵的涡轮壳体连通。2.根据权利要求1所述的集气结构，其特征在于，所述气流通道包括沿所述气流通道周向分布的第一通道和第二通道，所述第一通道的第一端与所述第二通道的第一端相连通；所述第一通道和所述第二通道的一连通处与所述进气口连通，以使得源自所述燃烧室的气流中的第一部分气流流入所述第一通道，第二部分气流流入所述第二通道。3.根据权利要求1所述的集气结构，其特征在于，所述主体具有槽口朝向所述主体轴向一侧的集气槽；所述集气结构还包括喷嘴盘，所述喷嘴盘盖合于所述集气槽的槽口，与所述集气槽的槽壁围合形成所述气流通道；所述出气口包括贯穿喷嘴盘的至少一个喷嘴，所述喷嘴的第一端与所述气流通道连通，所述喷嘴的第二端被构造为与所述涡轮壳体连通。4.根据权利要求3所述的集气结构，其特征在于，所述喷嘴盘包括沿所述喷嘴盘的轴向依次连接的第一侧壁、周壁和第二侧壁，所述第一侧壁和所述第二侧壁均呈环状，且所述第一侧壁的直径小于第二侧壁的直径，所述第一侧壁和所述第二侧壁均沿轴向延伸，所述第一侧壁与所述周壁的内周边连接，所述第二侧壁的外周边与所述周壁的外周边连接；所述第一侧壁沿所述集气槽的轴向穿设于环状的所述集气槽的内周槽壁内侧，并与所述内周槽壁密封连接，所述第二侧壁盖合于环状的所述槽口；所述喷嘴的第一端形成于所述周壁。5.根据权利要求4所述的集气结构，其特征在于，所述喷嘴的第二端形成于所述第二侧壁，且所述喷嘴自所述第一端至所述喷嘴的中部内径逐渐缩小，且自所述喷嘴的中部至所述第二端内径逐渐扩大。6.根据权利要求4所述的集气结构，其特征在于，所述喷嘴盘的第一侧壁和所述集气槽的内周槽壁是以电子束焊接方式固定连接的；和/或，所述喷嘴盘的第二侧壁和所述集气槽的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的。7.根据权利要求6所述的集气结构，其特征在于，所述喷嘴盘的第二侧壁和所述集气槽的槽口端是以电子束焊接方式固定连接的；所述喷嘴盘还包括承载壁，所述承载壁设于所述第二侧壁远离所述第一侧壁的一侧，且靠近所述第二侧壁的周缘设置，所述承载壁沿所述第二侧壁的周向延伸，并与所述第二侧壁邻近其周缘的部位形成集渣槽。8.根据权利要求1所述的集气结构，其特征在于，所述集气结构是采用3d打印成型的。9.一种涡轮泵，其特征在于，包括：涡轮壳体，内部设置有涡轮；泵，与所述涡轮轴接；以及，如权利要求1-8任一所述的集气结构，所述集气结构包括主体，所述主体包括进气口和出气口，所述进气口被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，所述出气口与所述涡轮壳体连
通，以使得所述燃烧室内燃烧产生的气流经所述集气结构流通至所述涡轮壳体内驱动所述涡轮转动。10.一种火箭发动机，用于运载火箭，其特征在于，包括：燃烧室，其内有经燃烧产生的气流；以及，如权利要求9所述的涡轮泵，所述涡轮泵与所述燃气室连通。

技术总结
本申请实施例提供了一种集气结构、涡轮泵以及火箭发动机。该集气结构包括主体，主体具有气流通道，在主体的径向平面内气体流道呈环状，主体的侧壁开设有沿主体的径向延伸的进气口，进气口被构造为与火箭发动机的燃烧室连通，主体沿轴向的侧壁开设有出气口，出气口被构造为与涡轮泵的涡轮壳体连通；如此，本申请采用径向进气方式，减小集气结构尺寸，以此减小气流进气路程和气流流动折转角度，使得气流流动损失减小，主体出口总压增大，满足涡轮进气均匀性需求，提高涡轮效率；另外通过气流通道在主体径向平面内呈环状，减小集气结构尺寸和气流流动折转角度，减小流动损失，同时减小气流通道侧壁应力，提高集气结构安全可靠性。提高集气结构安全可靠性。提高集气结构安全可靠性。


技术研发人员：谭贺友 刘百奇 刘建设
受保护的技术使用者：北京星河动力航天科技股份有限公司 安徽星河动力装备科技有限公司 江苏星河航天科技有限公司 星河动力（山东）航天科技有限公司
技术研发日：2023.04.23
技术公布日：2023/6/28