Уплотнение вала турбонасосного агрегата (варианты)
Владельцы патента RU 2572468:
Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)
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 предлагаемом изобретении в уплотнении вала турбонасосного агрегата, содержащем импеллер, расположенный между насосом и турбиной, установленный на валу, согласно изобретению гладкая сторона импеллера соединена с лопаточной стороной импеллера с помощью перепускных отверстий, выполненных в его диске; отверстия, соединяющие гладкую и лопаточную стороны импеллера, смещены от оси симметрии межлопаточного канала по направлению вращения ротора; в корпусе насоса между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра; между лопаточной стороной импеллера и турбиной выполнено дополнительное уплотнение; в корпусе турбины между турбиной и лопаточной стороной импеллера выполнены перепускные отверстия с выходом к лопаточной стороне импеллера; в корпусе между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра. Достигается устранение вскипания жидкости в уплотнении, минимизация утечек из насоса в турбину при захолаживании. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
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).
На работоспособность и параметры турбонасосного агрегата существенное влияние оказывает работа разделительного уплотнения между насосом и турбиной. Неправильная работа разделительного уплотнения может привести либо к прорыву газа из полости турбины в полость насоса, либо к повышенной утечке жидкости из насоса в турбину и ухудшению характеристик как насоса, так и турбины. Прорыв газа высокого давления из полости турбины в полость насоса приводит к повреждению и потере работоспособного состояния подшипников из-за их недостаточного охлаждения, а попадание газа в проточную часть насоса приводит к его кавитационному срыву. Это служит причиной аварийного прекращения работы жидкостного ракетного двигателя. Утечка из насоса в турбину приводит к существенному снижению экономичности агрегата из-за уменьшения полезного расхода газа через сопловой аппарат, искажения потока и балластировки газа после соплового аппарата утечкой холодной жидкости. Кроме того, утечка криогенной жидкости в турбину может вызвать большие градиенты температуры в диске рабочего колеса турбины, высокие термические напряжения и явиться причиной появления трещин в диске с его последующим разрушением. Следует отметить, что в практике турбостроения часто в полости разделительного уплотнения устанавливается подшипник турбинной опоры, работоспособность которого зависит от работы разделительного уплотнения.
В общем случае разделительное уплотнение между насосом и турбиной должно удовлетворять следующим требованиям:
- не допускать утечек газа из турбины в насос;
- обеспечить минимальную, стабильную величину утечки из насоса в турбину;
- обеспечить работоспособность турбонасосного агрегата на всех режимах работы двигателя, в том числе и при появлении допустимого износа элементов конструкции агрегата.
В ряде случаев к разделительному уплотнению предъявляется дополнительное требование по минимизации утечки из насоса в турбину при невращающемся роторе. В первую очередь требование предъявляется к ТНА двигателей, работающих на криогенных компонентах топлива, так как утечки при запуске двигателя могут привести к возникновению аварийных ситуаций.
Таким образом, система разделения полостей насоса и турбины ТНА заслуживает особого внимания при разработке и эксплуатации ЖРД. Основной задачей такого уплотнения является исключение возможности попадания газа из турбины в насос при минимальном снижении экономичности ТНА.
В ТНА ЖРД, работающих на высококипящих компонентах топлива в разделительных уплотнениях, широко применяется импеллерное уплотнение. Это уплотнение позволяет практически полностью исключить утечку жидкости в полость турбины, что особенно важно для малоразмерных ТНА, где даже небольшая утечка при работе приводит к существенному снижению экономичности. В импеллерном уплотнении утечка в полость турбины определяется только испарением жидкости с границы раздела жидкости газа в импеллере. При этом такая утечка практически не оказывает влияния на характеристики турбины.
Известно уплотнение вала турбонасосного агрегата, содержащее импеллер, расположенный между насосом и турбиной, установленный на валу (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; Под общ. ред. Г.Г. Гахуна. - М.: Машиностроение, 1989. - 424 с., рис. 10.19 (с. 220) - прототип).
Такое уплотнение вала турбонасосного агрегата применительно к жидкостному ракетному двигателю обладает следующими недостатками.
Использование импеллерного (гидродинамического радиального) уплотнения при разделении полостей турбины и насоса, перекачивающего криогенную жидкость, приводит к ее разогреву и вскипанию в уплотнении, что служит причиной попадания газа из полости турбины в полость насоса. Кроме того, при необходимости захолаживания утечки жидкости из насоса в турбину будут иметь значительную величину.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вскипания жидкости в уплотнении, минимизация утечек из полости насоса в полость турбины при захолаживании.
В предлагаемом изобретении технический эффект достигается тем, что в уплотнении вала турбонасосного агрегата, содержащем импеллер с отверстиями, соединяющими гладкую и лопаточную стороны, расположенный между насосом и турбиной, установленный на валу, согласно изобретению:
- отверстия, соединяющие гладкую и лопаточную стороны импеллера, смещены от оси симметрии межлопаточного канала по направлению вращения ротора;
- в корпусе насоса между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра;
- между лопаточной стороной импеллера и турбиной выполнено дополнительное уплотнение;
- в корпусе турбины между турбиной и лопаточной стороной импеллера выполнены перепускные отверстия с выходом к лопаточной стороне импеллера;
- в корпусе насоса между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра.
Предлагаемое уплотнение вала турбонасосного агрегата представлено на фиг. 1, на фиг. 2, 3, 4, 5 - варианты уплотнения вала турбонасосного агрегата, где:
1 - импеллер;
2 - насос;
3 - турбина;
4 - вал;
5 - гладкая (тыльная) сторона импеллера;
6 - лопаточная сторона импеллера;
7 - отверстия;
8 - перепускной канал;
9 - лопатка;
10 - межлопаточный канал;
11 - граница раздела фаз;
12 - жидкость;
13 - газ;
14 - уплотнение;
15 - ребра;
16 - перепускные отверстия;
17 - каналы;
18 - крыльчатка;
19 - отводящий патрубок насоса;
20 - подводящая трубка.
Уплотнение вала турбонасосного агрегата (фиг. 1) содержит импеллер 1, расположенный между насосом 2 и турбиной 3, установленный на валу 4. В диске импеллера выполнены отверстия 7, соединяющие его гладкую и лопаточную стороны. Отверстия 7 смещены в сторону вращения вала относительно оси симметрии межлопаточного канала 10. Между лопаточной стороной 6 импеллера и турбиной 3 может быть выполнено дополнительное уплотнение 14 (фиг. 2). Между гладкой стороной 5 импеллера и насосом 2 могут быть выполнены радиальные ребра 15 (фиг. 3). Для снижения утечек жидкости через импеллер перепускные отверстия 16, соединенные каналами 17 с выходом крыльчатки 18, выполнены в корпусе турбины с лопаточной стороны 6 импеллера (фиг. 4). Как вариант, при высоком давлении в турбине 3 перепускные отверстия 16 соединяют с отводящим патрубком 19 насоса 2, например, с помощью подводящей трубки 20 (фиг. 5).
При работе турбонасосного агрегата турбина 3 приводит во вращение насос, при этом рабочие колеса насоса и турбины, импеллер 1 вращаются с одинаковой угловой скоростью, так как установлены на одном валу 4, опирающемся на подшипники. Жидкость из насоса через перепускные каналы 8 поступает к импеллеру 1, причем она может подводиться с выхода крыльчатки или с выхода корпуса отвода насоса. За счет вращения импеллера на его лопаточной стороне 6, обращенной к турбине 3, образуется зеркало - граница раздела фаз 11 жидкости 12 и газа 13. Поступление жидкости через отверстия 7, соединяющие гладкую (тыльную) 5 и лопаточную 6 стороны импеллера 1, обеспечивает ее циркуляцию и исключает вскипание жидкости в полости импеллера. Расстояние от оси вращения импеллера до оси отверстий 7 должно быть меньше расстояния от оси вращения импеллера до расположения границы раздела фаз 11 - зеркала.
Угловое расположение отверстий 7 для обеспечения равномерного подвода жидкости в межлопаточный канал 10 смещено в сторону вращения ротора. При этом обеспечивается надежное разделение насоса 2 и турбины 3 с минимальной утечкой в полость турбины, вызванной только испарением с границы раздела фаз в межлопаточных каналах 10 импеллера 1. В зависимости от перепада давления формирование зеркала может происходить ниже лопаток импеллера, что может привести к большим утечкам. Чтобы избежать этого на корпусе между насосом 2 и гладкой стороной 5 импеллера выполняют радиальные ребра 15, обеспечивая при этом выравнивание и дополнительное падение давления.
Для минимизации утечки жидкости из насоса в турбину в процессе захолаживания агрегата между лопаточной стороной импеллера 6 и турбиной 3 выполнено дополнительное уплотнение 14, которое может быть бесконтактным, контактным или открывающимся при достижении определенного давления. При выполнении перепускных отверстий 16 в корпусе с лопаточной стороны импеллера 6 рабочая жидкость под давлением поступает в перепускные отверстия 16 через каналы 17, выполненные в корпусе. Жидкость через каналы 17 поступает с выхода крыльчатки 18 насоса 2. При давлении в турбине 3, превышающем или близком к давлению на выходе крыльчатки 18, жидкость через каналы 17 к перепускным отверстиям 16 поступает с выхода насоса 2 из отводящего патрубка 19, например, с помощью подводящей трубки 20, обеспечивающей поступление жидкости из отводящего патрубка насоса 19 в каналы 17. При вращении вала 4 лопатки 9 и межлопаточные каналы 10 импеллера 1 последовательно сообщаются с этими перепускными отверстиями 16. При совмещении отверстия 16 и межлопаточного канала 10 происходит впрыск жидкости в полость межлопаточного канала 10 импеллера. Такие впрыски обеспечивают снижение температуры в межлопаточном канале 10 импеллера, что исключает вскипание рабочей жидкости в нем.
Аналогичное импеллерное уплотнение может быть применено для разделения насоса и окружающей среды.
Таким образом, в турбонасосном агрегате обеспечивается надежное разделение полостей насоса и турбины на всех режимах работы при высокой экономичности агрегата, в том числе при захолаживании насоса, что обеспечивает надежную работу ТНА в составе жидкостного ракетного двигателя.
1. Уплотнение вала турбонасосного агрегата, содержащее импеллер с отверстиями, соединяющими гладкую и лопаточную стороны, расположенный между насосом и турбиной, установленный на валу, отличающееся тем, что отверстия, соединяющие гладкую и лопаточную стороны импеллера, смещены от оси симметрии межлопаточного канала по направлению вращения ротора.
2. Уплотнение вала турбонасосного агрегата по п. 1, отличающееся тем, что между лопаточной стороной импеллера и турбиной выполнено дополнительное уплотнение.
3. Уплотнение вала турбонасосного агрегата по п. 1, отличающееся тем, что в корпусе между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра.
4. Уплотнение вала турбонасосного агрегата, содержащее импеллер, расположенный между насосом и турбиной, установленный на валу, отличающееся тем, что в корпусе между турбиной и лопаточной стороной импеллера выполнены перепускные отверстия с выходом к лопаточной стороне импеллера.
5. Уплотнение вала турбонасосного агрегата по п. 4, отличающееся тем, что между лопаточной стороной импеллера и турбиной выполнено дополнительное уплотнение.
6. Уплотнение вала турбонасосного агрегата по п. 4, отличающееся тем, что в корпусе между гладкой стороной импеллера и насосом выполнены ребра.
