RU2099607C1

RU2099607C1 - Turbopump unit rotor

Info

Publication number: RU2099607C1
Application number: RU95118355/06A
Authority: RU
Inventors: А.И. Дмитренко
Original assignee: Конструкторское бюро химавтоматики
Priority date: 1995-10-25
Filing date: 1995-10-25
Publication date: 1997-12-20

Abstract

FIELD: manufacture of pumps; rotors of turbopump units of liquid propellant rocket engines. SUBSTANCE: centering surface which is in contact with bearing surface of shaft is made in first-stage impeller on side of inlet and in last-stage impeller on side opposite to impeller inlet. On section between bearing surfaces of shaft, impellers are mounted at radial clearance "б" relative to shaft which exceeds maximum amount of shaft sagging. EFFECT: enhanced reliability. 2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области насосостроения и может быть использовано в роторах турбонасосных агрегатов ЖРД. The invention relates to the field of pump engineering and can be used in the rotors of turbopump units LRE.

Известен ротор турбонасосного агрегата (ТНА) с трехступенчатым водородным насосом для кислородно-водородного двигателя, содержащий вал с опорными поверхностями, колеса турбины, опоры вала и крыльчатки насоса с центрирующими поверхностями, контактирующими с опорными поверхностями вала и с центрирующими поверхностями смежных крыльчаток (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей под общей редакцией проф. Г. Г. Гахуна. М. Машиностроение, 1989, с. 205, рис. 10.8). A rotor of a turbopump assembly (TNA) with a three-stage hydrogen pump for an oxygen-hydrogen engine is known, comprising a shaft with bearing surfaces, turbine wheels, shaft bearings and pump impellers with centering surfaces in contact with the shaft supporting surfaces and with the centering surfaces of adjacent impellers (Design and Design liquid rocket engines under the general editorship of Professor G. G. Gakhun. M. Mechanical Engineering, 1989, p. 205, Fig. 10.8).

Недостатком известной конструкции являются повышенные радиальные нагрузки на подшипники и увеличенный прогиб ротора. Это связано с разбалансировкой ротора при переходе через критические обороты. Переход через критические обороты сопровождается постоянными динамическими нагрузками, действующими на ротор. Под действием этих нагрузок вал ротора прогибается, при этом величина прогиба имеет различную величину вдоль оси ротора. Максимальная величина прогиба находится вблизи посадочной поверхности крыльчатки второй ступени. Так как вал крыльчатки опирается на вал в различных вдоль оси вала местах, а ступицы крыльчаток жесткие и практически не имеют прогиба, происходит взаимное смещение посадочных поверхностей крыльчаток. Это вызывает разбалансировку ротора. При этом величина разбалансировки при каждом запуске двигателя может быть различной, так как величина остаточных смещений посадочных поверхностей после останова двигателя. Турбонасосные агрегаты с таким ротором могут значительно отличаться друг от друга своим ресурсом. A disadvantage of the known design is the increased radial load on the bearings and increased deflection of the rotor. This is due to the imbalance of the rotor when passing through critical revolutions. The transition through critical revolutions is accompanied by constant dynamic loads acting on the rotor. Under the influence of these loads, the rotor shaft bends, while the magnitude of the deflection has a different value along the axis of the rotor. The maximum deflection is near the landing surface of the impeller of the second stage. Since the impeller shaft rests on the shaft in different places along the axis of the shaft, and the impeller hubs are rigid and practically have no deflection, there is a mutual displacement of the landing surfaces of the impellers. This causes the rotor to unbalance. Moreover, the amount of imbalance at each engine start can be different, since the magnitude of the residual displacements of the seating surfaces after the engine is stopped. Turbopump units with such a rotor can significantly differ from each other in their resource.

Явление разбалансировки такого ротора в полной мере проявляется при многократных испытаниях ротора в процессе высокочастотной балансировки ротора. Поэтому такой ротор не может быть качественно отбалансирован и при работе имеет повышенные динамические нагрузки на подшипники и увеличенные прогибы вала. The phenomenon of unbalancing of such a rotor is fully manifested during repeated tests of the rotor in the process of high-frequency balancing of the rotor. Therefore, such a rotor cannot be balanced qualitatively and during operation has increased dynamic loads on bearings and increased shaft deflections.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и повышение ресурса ТНА. The objective of the invention is to remedy these disadvantages and increase the life of the TNA.

Технический результат достигается тем, что в роторе турбонасосного агрегата с многоступенчатым насосом, содержащим вал с опорными поверхностями, колеса турбины, опоры вала и крыльчатки насоса с центрирующими поверхностями, контактирующими с опорными поверхностями вала и центрирующими поверхностями смежных крыльчаток, контактирующая с опорной поверхностью вала центрирующая поверхность выполнена в крыльчатке первой ступени со стороны входа, а в крыльчатке последней ступени со стороны обратной входу в крыльчатку, а на участке между опорными поверхностями вала крыльчатки по отношению к валу установлены с радиальным зазором, превышающим максимальную величину прогиба вала. The technical result is achieved in that in the rotor of a turbopump assembly with a multistage pump containing a shaft with supporting surfaces, turbine wheels, shaft bearings and pump impellers with centering surfaces in contact with the shaft supporting surfaces and centering surfaces of adjacent impellers, a centering surface in contact with the shaft supporting surface made in the impeller of the first stage from the entrance side, and in the impeller of the last stage from the side opposite to the entrance to the impeller, and in the area between polar surfaces of the impeller shaft with respect to a shaft mounted with a radial clearance exceeding the maximum value of deflection of the shaft.

Со стороны входа в крыльчатку первой ступени может быть установлено опорное кольцо, контактирующее своими внутренними поверхностями с опорной поверхностью вала и с наружной поверхностью выступа на ступице крыльчатки. On the input side of the impeller of the first stage, a support ring can be installed that contacts its inner surfaces with the supporting surface of the shaft and with the outer surface of the protrusion on the hub of the impeller.

На фиг. 1 приведен продольный разрез ротора турбонасосного агрегата с трехступенчатым насосом, а на фиг. 2 узел А на фиг. 1, посадки опорного кольца и крыльчатки первой ступени,
где:
1 вал,
2, 3 опоры вала,
4, 5 опорный поверхности вала,
6 крыльчатка первой ступени,
7 центрирующая поверхность крыльчатки первой ступени,
8, 11, 13 вход в крыльчатку,
9 крыльчатка последней ступени,
10 центрирующая поверхность крыльчатки последней ступени,
12 крыльчатка промежуточной ступени,
14, 15 центрирующие поверхности крыльчатки промежуточной ступени,
16 кольцевой выступ,
17 опорное кольцо,
18, 19 центрирующие поверхности опорного кольца.In FIG. 1 shows a longitudinal section of the rotor of a turbopump unit with a three-stage pump, and FIG. 2, node A in FIG. 1, landing of the support ring and the impeller of the first stage,
Where:
1 shaft
2, 3 shaft bearings,
4, 5 bearing surface of the shaft,
6 impeller of the first stage,
7 centering surface of the impeller of the first stage,
8, 11, 13 the entrance to the impeller,
9 impeller of the last stage,
10 centering surface of the impeller of the last stage,
12 impeller of an intermediate stage,
14, 15 centering surfaces of the impeller of the intermediate stage,
16 ring ledge,
17 support ring
18, 19 centering surfaces of the support ring.

Ротор содержит вал 1, установленный на двух подшипниковых опорах 2, 3. На валу выполнены две опорные поверхности 4 и 5 для посадки крыльчаток. Крыльчатка 6 первой ступени своей центрирующей поверхностью 7, выполненной со стороны входа 8 крыльчатки, опирается на опорную поверхность 4 вала 1. Крыльчатка 9 последней ступени своей центрирующей поверхностью 10, выполненной со стороны обратной входу 11 крыльчатки, опирается на опорную поверхность 5 вала. Крыльчатка 12 промежуточной ступени опирается со стороны входа 13 посредством центрирующей поверхности 14 на крыльчатку 6 первой ступени, а со стороны обратной входу посредством центрирующей поверхности 15 на крыльчатку 9 последней ступени. The rotor comprises a shaft 1 mounted on two bearing bearings 2, 3. Two supporting surfaces 4 and 5 are made on the shaft for landing of the impellers. The impeller 6 of the first stage with its centering surface 7, made from the input side 8 of the impeller, rests on the supporting surface 4 of the shaft 1. The impeller 9 of the last stage with its centering surface 10, made from the side opposite to the inlet 11 of the impeller, rests on the supporting surface 5 of the shaft. The impeller 12 of the intermediate stage is supported on the input side 13 by means of the centering surface 14 on the impeller 6 of the first stage, and on the reverse side of the entrance by means of the centering surface 15 on the impeller 9 of the last stage.

На ступице крыльчатки 6 первой ступени выполнен кольцевой выступ 16. Опорное кольцо 17, установленное со стороны входа 8 крыльчатки 6 первой ступени имеет две центрирующие поверхности 18 и 19. Опорное кольцо опирается центрирующей поверхностью 18 на кольцевой выступ 16 крыльчатки, а центрирующей поверхностью 19 на опорную поверхность 4 вала. На участке между опорными поверхностями 4, 5 вала 1 крыльчатки по отношению к валу установлены с радиальным зазором. Величина радиального зазора δ выбрана больше максимального прогиба вала и составляет от 0,05 мм до 3 мм. An annular projection 16 is made on the hub of the impeller 6 of the first stage 16. The support ring 17 mounted on the input side 8 of the impeller 6 of the first stage has two centering surfaces 18 and 19. The support ring is supported by the centering surface 18 on the annular projection 16 of the impeller, and the centering surface 19 on the support surface 4 of the shaft. In the area between the supporting surfaces 4, 5 of the shaft 1, the impellers are installed with a radial clearance relative to the shaft. The value of the radial clearance δ is selected to be greater than the maximum deflection of the shaft and ranges from 0.05 mm to 3 mm.

При работе, действующие на крыльчатки 6, 9, 12, радиальные усилия передаются на опорные поверхности 4, 5 вала 1 через центрирующие поверхности 7, 10 крыльчаток первой 6 и последней 9 ступени. Опорные поверхности 4, 5 расположены вблизи подшипниковых опор вала. Поэтому вал имеет пониженный прогиб, что уменьшает разбалансировку ротора и радиальные нагрузки от дисбаланса. During operation, the impellers 6, 9, 12, radial forces are transmitted to the supporting surfaces 4, 5 of the shaft 1 through the centering surfaces 7, 10 of the impellers of the first 6 and last 9 stages. The supporting surfaces 4, 5 are located near the bearing bearings of the shaft. Therefore, the shaft has a reduced deflection, which reduces the imbalance of the rotor and the radial load from the imbalance.

Так как на участке между опорными поверхностями 4, 5 крыльчатки по отношению к валу установлены с радиальным зазором, превышающим прогиб вала, вал при прогибе не касается внутреннего диаметра ступиц крыльчаток. Благодаря этому, исключается взаимное смещение крыльчаток и разбалансировка ротора. Особенно важно, что взаимное положение крыльчаток сохраняется при многократных пусках и переборках ротора с обеспечением низких значений нагрузок на подшипники и прогибов ротора. Since the impellers are installed in the section between the supporting surfaces 4, 5 with respect to the shaft with a radial clearance exceeding the deflection of the shaft, the deflection shaft does not touch the inner diameter of the impeller hubs. Due to this, the mutual displacement of the impellers and the imbalance of the rotor are eliminated. It is especially important that the relative position of the impellers is maintained during repeated starts and rotor bulkheads with low values of bearing loads and rotor deflections.

Крыльчатка 6 первой ступени под действием центробежных усилий деформируется, что приводит к увеличению диаметра центрирующей поверхности 7 и появлению зазора между опорной поверхностью 4 вала и центрирующей поверхностью 7. Однако смещение крыльчатки в пределах указанного зазора и связанная с этим разбалансировка ротора исключается за счет того, что кольцевой выступ 16 крыльчатки опирается на центрирующую поверхность 18 опорного кольца 17. При деформациях крыльчатки 6 зазор по центрирующей поверхности 18 уменьшается обеспечивается плотная посадка крыльчатки и исключается радиальное смещение крыльчатки относительно вала. The impeller 6 of the first stage is deformed under the action of centrifugal forces, which leads to an increase in the diameter of the centering surface 7 and the appearance of a gap between the bearing surface 4 of the shaft and the centering surface 7. However, the displacement of the impeller within the specified gap and the related unbalance of the rotor is eliminated due to the fact that the annular protrusion 16 of the impeller rests on the centering surface 18 of the support ring 17. When the impeller 6 deforms, the clearance along the centering surface 18 decreases, a tight landing of the impeller and the radial displacement of the impeller relative to the shaft is excluded.

Преимущество данного устройства заключается в том, что из-за пониженных радиальных нагрузок, действующих на ротор, повышается долговечность подшипников и ресурс агрегата. Пониженная величина прогиба позволяет выполнять в уплотнениях насоса и турбины пониженные радиальные зазоры, благодаря чему повышается экономичность агрегата. Эти достоинства предлагаемого изобретения особенно ощутимо проявляются при использовании гибких роторов. The advantage of this device is that due to the reduced radial loads acting on the rotor, the durability of the bearings and the service life of the unit are increased. The reduced deflection allows for reduced radial clearances in the pump and turbine seals, thereby increasing the efficiency of the unit. These advantages of the invention are especially noticeable when using flexible rotors.

Применение предлагаемого изобретения повышает ресурс, экономичность и надежность ТНА. The application of the invention improves the resource, efficiency and reliability of the TNA.

Использование изобретения не требует новых технологических приемов, специальных приспособлений и не увеличивает трудоемкость изготовления ТНА. The use of the invention does not require new technological methods, special devices and does not increase the complexity of manufacturing TNA.

Claims

1. The rotor of the turbopump assembly, comprising a shaft with supporting surfaces, turbine wheels, shaft bearings and pump impellers with centering surfaces in contact with the bearing surfaces of the shaft and with the centering surfaces of adjacent impellers, characterized in that the centering surface in contact with the shaft supporting surface is made in the impeller the first stage from the entrance side, and in the impeller of the last stage from the side opposite to the entrance to the impeller, and in the area between the supporting surfaces of the impeller shaft in relation to They are mounted to the shaft with a radial clearance exceeding the maximum deflection of the shaft.

2. The rotor according to claim 1, characterized in that from the side of the entrance to the impeller of the first stage there is a support ring in contact with its internal surfaces with the supporting surface of the shaft and with the outer surface of the annular protrusion on the impeller hub.