RU2533524C1

RU2533524C1 - Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы

Info

Publication number: RU2533524C1
Application number: RU2013144109/06A
Authority: RU
Inventors: Игорь Николаевич Глушко; Юрий Васильевич Демьяненко; Анатолий Иванович Дмитренко; Андрей Владимирович Иванов; Анатолий Георгиевич Кравченко
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2013-10-01
Filing date: 2013-10-01
Publication date: 2014-11-20

Abstract

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). В турбонасосном агрегате окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащем насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, между системой уплотнений и турбиной выполнен дренаж газа с уплотнением со стороны турбины, а подшипник турбины расположен в полости между этим уплотнением и полостью турбины. Изобретение обеспечивает снижение потерь разделительного газа, протекающего через тракт дренажа окислителя, и улучшает динамические характеристики ротора. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

В ЖРД безгенераторной схемы наиболее эффективной по экономичности является система питания с раздельными ТНА окислителя и горючего. При этом для привода турбин используется восстановительный рабочий газ в виде горючего, газифицированного в тракте охлаждения камеры ЖРД.

При создании TНA окислителя особого внимания заслуживает конструктивная схема разделения насоса и турбины, от которой зависят взрывобезопасность ТНА, динамические характеристики его ротора, экономичность, величина утечек разделительного газа.

Известен кислородный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий насос окислителя, турбину, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины (Propulsion in Space Transportation. 5^th Simposium International. 1996. Paris. Стр.15.70. Figure 10 - прототип).

Такой турбонасосный агрегат применительно к жидкостному ракетному двигателю безгенераторной схемы обладает следующими недостатками.

В ЖРД безгенераторной схемы восстановительный рабочий газ после турбины дожигается в камере двигателя. В результате этого давление рабочего газа в полости турбины превышает давление в камере и может составлять величину свыше 10 МПа. Для исключения соединения окислителя, протекающего через насос, и восстановительного рабочего газа турбины давление в тракте подвода разделительного газа должно быть выше давления рабочего газа. Это приводит к недопустимо большим потерям разделительного газа протекающего через тракт дренажа окислителя.

Кроме того, наличие между подшипником турбины и полостью турбины системы уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, требует увеличения расстояния от колес турбины до подшипника турбины. Это ухудшает динамические характеристики ротора и может привести к ограничению его частоты вращения.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Технический эффект достигается тем, что в турбонасосном агрегате окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащем насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, между системой уплотнений и турбиной выполнен дренаж газа с уплотнением со стороны турбины, а подшипник турбины расположен в полости между этим уплотнением и полостью турбины. Между подшипником турбины и полостью турбины может быть выполнен подвод жидкого горючего. Между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный тракт дренажа газа с уплотнением вала, отделяющим дренажи газа. Дренаж газа может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Предлагаемый турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы представлен на фиг.1, 2, 3, 4:

фиг.1 - продольный разрез турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы;

фиг.2, 3, 4 - элементы системы разделения насоса и турбины, где

1 - насос,

2 - турбина,

3 - подшипник турбины,

4 - колеса турбины,

5 - система уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины,

6 - дренаж окислителя,

7 - дренаж газа,

8 - дренаж горючего,

9 - подвод разделительного газа,

10 - уплотнение окислителя,

11, 12, 13 - уплотнение,

14 - уплотнение со стороны турбины,

15 - тракт подвода жидкого горючего,

16 - дополнительный дренаж газа,

17 - уплотнение, отделяющее дренажи газа.

Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы (фиг.1) состоит из насоса 1, турбины 2, подшипника турбины 3, установленного возле колеса турбины 4, и системы уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины. Система уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, включает (фиг.2) дренаж окислителя 6, дренаж газа 7, дренаж горючего 8 и подвод разделительного газа 9. Насос отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением окислителя 10. Подвод разделительного газа 9 отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением 11, а от дренажа горючего 8 - уплотнением 12. Дренаж газа 7 отделен от дренажа горючего 8 уплотнением 13, а от турбины - уплотнением турбины 14. В полость между подшипником турбины и турбиной через тракт 15 (фиг.3) может выполняться подвод жидкого горючего. Между дренажем газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 и уплотнение 17, разделяющее дренажи газа 7 и 16 (фиг.4).

При работе турбонасосного агрегата окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы через насос 1 протекает окислитель, а через турбину 2 - газообразное горючее, поступающее из тракта охлаждения камеры двигателя. Часть окислителя утекает через уплотнение окислителя 10 и отводится во внешнюю среду через дренаж окислителя 6. Часть рабочего газа турбины (газообразного горючего) протекает через подшипник турбины 3 и далее через уплотнение турбины 14. После уплотнения турбины 14 основная часть утечек газа отводится в окружающую среду через дренаж газа 7. Меньшая часть утечек газа проступает в дренаж горючего 8. В систему уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, через подвод разделительного газа 9 подводится инертный по отношению к компонентам топлива разделительный газ. В кислородно-водородных ЖРД в качестве разделительного газа используется гелий. Разделительный газ проходит через уплотнения 11 и 12 и, перемешиваясь с окислителем и частью рабочего газа турбины, отводится в окружающую среду через дренаж окислителя 6 и дренаж горючего 8. В двигателе безгенераторной схемы температура рабочего газа турбины не превышает 350 К, что позволяет в осуществить охлаждение подшипника турбины 3 рабочим газом турбины, протекающим через уплотнение турбины 14, и установить подшипник турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины. Эффективность охлаждения подшипника рабочим газом турбины подтверждена автономными испытаниями подшипников и испытаниями турбонасосного агрегата окислителя в составе кислородно-водородного двигателя. Дополнительно для снижения температуры в полости подшипника, то есть улучшения условий его работы, может быть выполнен подвод холодного горючего в полость между подшипником и турбиной с помощью специального тракта подвода жидкого горючего 15. Для повышения надежности разделения окислителя и газообразного горючего, снижения расхода разделительного газа между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 с уплотнением вала 17, отделяющим дренажи газа. Для снижения утечек из дренажа газа в окружающую среду дренаж газа 7 может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Установка подшипника турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины обеспечивает минимальное расстояние от рабочего колеса турбины до подшипника. Благодаря этому обеспечиваются высокая жесткость ротора, что позволяет обеспечить оптимальную частоту вращения насоса при достаточно высоком запасе, но критической частоте жесткого ротора.

В турбонасосном агрегате обеспечивается надежное разделение насоса и турбины. Давление в тракте дренажа окислителя 6 существенно ниже давления в полостях насоса, а давление в тракте дренажа газа 7 и в тракте вспомогательного дренажа 8 значительно меньше давления в полостях турбины. Это позволяет осуществлять разделение насоса и турбины при низком давлении в тракте подвода разделительного газа 9. Величина этого давления составляет ~0,01 МПа. Благодаря низкому давлению разделительного газа разделение насоса и турбины осуществляется при малых утечках разделительного газа в окружающую среду.

Claims

1. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащий насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, отличающийся тем, что между системой уплотнений и турбиной выполнен тракт дренажа газа с уплотнением вала со стороны турбины, а подшипник турбины размещен в полости между этим уплотнением и полостью турбины.

2. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1, отличающийся тем, что между подшипником и полостью турбины выполнен подвод жидкого горючего.

3. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1, отличающийся тем, что между трактом дренажа газа и системой уплотнений выполнен дополнительный тракт дренажа газа с уплотнением вала, отделяющим дренажи газа.

4. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1 или 3, отличающийся тем, что дренаж газа соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.