Турбонасосный агрегат

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. ТНА включает входной патрубок (1) пониженного давления, корпус (2) с размещенными в нем на валу центробежным насосом (3) и турбиной (4), подшипниковую опору (5), тормозное устройство. Тормозное устройство выполнено в виде оппозитно размещенных на корпусе (2) поршневых камер (6), в которых штоки (9) поршней (10) контактируют с диском турбины (4). Предпоршневые полости (7) камер (6) сообщены с выходом из насоса (2) первым трубопроводом (11), а через второй трубопровод (12) и жиклер (13) сообщены с входным патрубком (1), обеспечивая отвод штока (9) поршня (10) от соприкосновения с диском турбины (4) во время работы ТНА. В запоршневых полостях (8) камер (6) размещены возвратные пружины (14). Изобретение направлено на сохранение работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников за счет сокращения выбега ротора от рабочих оборотов до его полного останова. 1 ил.

 

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения (разгонных блоков).

Известны турбонасосные агрегаты одноразового включения (см. книгу «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей» под общей редакцией профессора Г.Г. Гахуна, М.: Машиностроение, 1989 г., стр. 204, рис. 107 - ТНА ЖРД РД-119, патенты РФ №2232300, №2459118).

Конструктивной особенностью этих ТНА является разовое включение, т.е. после останова двигателя повторные запуски не предусмотрены.

Известен также ТНА по патенту РФ №2175407, в котором охлаждение подшипника организовано рабочей жидкостью из полости (камеры) повышенного давления, связанной трубопроводом с выходом из насоса и каналами через полость подшипника со входом в колесо насоса. Такая конструкция ТНА также не обеспечивает надежного повторного включения ТНА в работу. Это связано с тем, что двигатели верхних ступеней ракет запускаются в космосе (среда-вакуум) многократно. После каждой остановки двигателя внутренние полости ТНА опорожняются от компонентов топлива через дренажные магистрали. При этом турбина имеет температуру на периферии диска до ≈900°C, диск турбины и вал турбины имеют температуру до ≈ 400°C, корпус турбины и корпус насоса имеют температуру от ≈400°C до ≈650°C. Тепловой поток от горячих частей ТНА по металлу распространяется на все сборки и детали ТНА, в том числе и на подшипники турбины. В результате температурного воздействия на подшипниковую опору нарушаются посадочные размеры как самого подшипника, так и более горячего вала (натяг внутреннего кольца увеличивается) и корпуса (натяг по наружному кольцу уменьшается). При этом из-за высокой инерционности ротора ТНА (турбины и центробежного колеса) ротор продолжает вращаться в вакууме длительный промежуток времени (~50÷100 сек и более). Подшипник при этом продолжает вращаться «всухую» без охлаждения компонентом топлива, что приводит к разогреву и разрушению сепаратора подшипника. В подавляющем числе ТНА в качестве материала сепаратора применяется фторопласт, который малотермостойкий. Таким образом, для гарантированного обеспечения сохранения целостности и работоспособности сепаратора подшипника при последующих запусках двигателя необходимо обеспечить минимальное время вращения («выбега») ротора ТНА до прекращения вращения, т.е. минимизировать инерционную энергию, передаваемую подшипникам и вызывающую разогрев подшипника.

Известен также насосный агрегат по патенту РФ №2244165, взятый за прототип изобретения, в котором тормозное устройство выполнено в виде храпового соединения (см. Фиг. 2 и Фиг. 3 патента РФ 2244165). Основными элементами являются стопорный элемент (см. прототип, Фиг. 3) и храповое колесо с зубьями. В стопорном элементе 7 центр массы смещен относительно оси вращения 13 (см. прототип, Фиг. 3), что позволяет при вращении вала выходить из зацепления стопорного элемента под воздействием центробежной силы и не препятствовать вращению вала насоса. При уменьшении числа оборотов ротора насоса стопорный элемент 7 под воздействием пружины 14 (см. прототип, Фиг. 3) входит в зацепление с храповым колесом и обеспечивает быстрый останов ротора насоса. Такая конструкция тормозного устройства неприменима для использования в ТНА. Это объясняется тем, что обороты электромоторов имеют величину порядка нескольких тысяч оборотов в минуту, а обороты ротора ТНА имеют величину порядка 50000÷100000 об/мин и при вхождении в зацепление будет реализована ударная работа стопорного механизма, приводящая к разрушению элементов конструкции. Данная конструкция отличается чрезвычайной сложностью и при использовании в ТНА приведет к значительному снижению надежности и увеличению веса, что недопустимо.

Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении.

Для этого в турбонасосном агрегате, включающем входной патрубок, корпус с размещенными в нем на валу центробежным насосом и турбиной, подшипниковой опорой и тормозным устройством, последнее выполнено в виде оппозитно размещенных на корпусе поршневых камер, в которых штоки поршней контактируют с диском турбины, при этом предпоршневые полости поршневых камер сообщены первым трубопроводом с выходом из центробежного насоса (область высокого давления), вторым трубопроводом - через жиклер с входным патрубком (область пониженного давления), а в запоршневых полостях поршневых камер размещены возвратные пружины. При таком исполнении тормозного устройства исключается ударная работа устройства и быстрое прекращение вращения ротора ТНА, тем самым практически исключая работу подшипников «всухую» и сохраняя целостность фторопластового сепаратора подшипника.

Изобретение поясняется чертежом, где представлен турбонасосный агрегат с тормозным устройством.

Турбонасосный агрегат включает входной патрубок 1 пониженного давления, корпус 2, центробежный насос 3, турбину 4, подшипниковую опору 5, тормозное устройство - поршневые камеры 6, предпоршневую полость 7, запоршневую полость 8, шток 9, поршень 10, первый трубопровод 11, второй трубопровод 12, жиклер 13 и возвратную пружину 14.

Перед запуском двигателя разгонного блока верхней ступени ракеты в полостях насосов ТНА отсутствует давление (вакуум) и возвратная пружина 14 обеспечивает контакт штока 9 поршня 10 с диском турбины 4.

Во время запуска двигателя в полость центробежного насоса подается компонент под баковым давлением, при этом компонент по трубопроводам 11 и 12 попадает в предпоршневую полость 7 и, действуя на поршень 10 баковым давлением, выводит шток 9 поршня 10 из контакта с диском турбины 4. Через короткий промежуток времени (~0,3÷0,5 сек) поступает рабочее тело (газ) на турбину 4 и обороты ТНА за 1÷1,5 сек выходят на номинальный режим. При этом давление компонента за колесом центробежного насоса 3 возрастает до сотен атмосфер и отодвигает поршень 10 со штоком 9 до упора в тормозном устройстве, сжимая возвратную пружину 14. Далее компонент высокого давления по первому трубопроводу 11 и по тормозному устройству через второй трубопровод 12 и жиклер 13 сливается во входной патрубок 1. При этом расход компонента по этим магистралям охлаждает тормозное устройство и обеспечивает его работоспособность при повторных запусках ТНА двигателя.

После падения давления за насосом 3 и в полостях 7 торможение ротора до полной остановки вращения осуществляется прижатием штоков 9 поршней 10 к диску турбины 4 за счет их поджатия возвратными пружинами 14, размещенными в запоршневых полостях 8 тормозных устройств.

Использование изобретения позволит уменьшить время выбега ротора и минимизирует время работы подшипников «всухую», уменьшить нагрев подшипника и повысить надежность многократного включения (запуска) двигателя.

Турбонасосный агрегат, включающий входной патрубок, корпус с размещенными в нем на валу центробежным насосом и турбиной, подшипниковую опору и тормозное устройство, отличающийся тем, что тормозное устройство выполнено в виде оппозитно размещенных на корпусе поршневых камер, в которых штоки поршней контактируют с диском турбины, при этом предпоршневые полости поршневых камер сообщены первым трубопроводом с выходом из центробежного насоса, вторым трубопроводом - через жиклер с входным патрубком, а в запоршневых полостях поршневых камер размещены возвратные пружины.