Центробежная турбина
CENTRIFUGAL TURBINE

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД ракет с продолжительным временем работы при использовании любых компонентов топлива, как высококипящих, так и низкокипящих.
Известны реактивные центростремительные ступени, содержащие корпус, установленные в нем рабочее колесо с лопатками и направляющий аппарат (см., например, книгу «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей» под редакцией профессора Г.Г. Гахуна. М., Машиностроение, 1989, стр. 220, рис. 10-19; патент РФ №2518703, F01D 1/06). Данные конструкции вполне работоспособны, но имеют следующие недостатки:
а) газ (рабочее тело) высокого давления (до 400-500 атм) и высокой температуры (до 700°С) подводится к турбине по наружному диаметру лопаточного венца, т.е. подводной патрубок от газогенератора и коллектор с сопловым аппаратом должны быть толстостенными, что утяжеляет конструкцию, усложняет технологию изготовления и сборки турбонасосного агрегата;
б) при изготовлении необходимо применять жаропрочные и жаростойкие стали и сплавы, особенно те стали и сплавы, у которых предел длительной прочности наивысший по сравнению с другими сталями (например, сплав ЭП741 и т.п.).
Данная конструкция неприемлема для ТНА ЖРД верхних ступеней ракет в качестве разгонных блоков многоразового включения и с продолжительным временем работы из-за большого веса.
Известна конструкция центробежных турбин, в которых подвод газа высокого давления и высокой температуры производится по внутреннему диаметру лопаточного венца турбины - лопаточный венец выполнен параллельно оси вращения. Такая конструкция позволяет осуществить подвод газа по цилиндрической трубе, а отводные коллекторы и трубопроводы выполнять тонкостенными из обычных нержавеющих сталей (типа 07X16Н6), т.к. за турбиной давление и температура газа будут в 1,5-2 раза ниже, чем перед сопловым аппаратом (см. книгу В. Траунеля «Тепловые турбомашины», М., Государственное энергетическое издательство, 1981, том первый, стр. 117, рис. 4-1.11, 4-1.12). При этом снижается вес ТНА, улучшается технологичность и повышается надежность. Однако эти конструкции имеют недостаток, заключающийся в том, что при высоких скоростях вращения ротора ТНА (~60000 об/мин и более), на которых работают современные ТНА ЖРД, они являются неработоспособными по прочностным параметрам в зоне соединения диска рабочего колеса центробежной турбины с бандажом, где по расчетам возникают напряжения около 270 кг/мм. Это объясняется тем, что при работе на высоких скоростях вращения под действием центробежных сил лопаточный венец с бандажом турбины изгибается совместно с диском рабочего колеса центробежной турбины, как мембрана, что и приводит к росту напряжений.
Известна конструкция центробежной турбины (радиальной) с двойным лопаточным венцом, взятая за прототип изобретения, в которой при работе на высоких скоростях вращения и высокой температуре прогиб одного лопаточного венца 1 компенсируется прогибом противоположного лопаточного венца 7 совместно с бандажом 8 (см. патент РФ №2008435, F01D 1/06, фиг. 1). Указанная конструкция по прототипу имеет следующие недостатки:
а) двухвенцовая реактивная низкоперепадная турбина, поз. 4 и 7, совместно со спрямляющим аппаратом 9 и бандажом 8 между ступенями турбины отличается чрезвычайной сложностью в изготовлении;
б) наличие на периферии диска рабочего колеса центробежной турбины лопаточных венцов, спрямляющего аппарата совместно с бандажом делает проблематичной прочность диска рабочего колеса центробежной турбины у корня как самого нагруженного места турбины;
в) практика разработки реактивных низкоперепадных турбин показывает, что конструкция двухступенчатой турбины повышает кпд по сравнению с одноступенчатой реактивной низкоперепадной турбиной максимум на 1,5-2%. При этом потеря мощности одноступенчатой турбины легко компенсируется повышением температуры газогенераторного газа на 20-30°С при замкнутых схемах ЖРД, что не сказывается на надежности работы турбины, т.к. обычно в «кислых» схемах, например, рабочая температура составляет 500-700°С;
г) из-за разности внутренних диаметров лопаточных венцов возникает значительная осевая сила, что связано с высоким давлением за сопловым аппаратом.
Изобретение решает следующие задачи:
а) упрощение конструкции центробежной турбины;
б) повышение прочности конструкции центробежной турбины;
в) обеспечение приемлемой экономичности турбины, чтобы исключить влияние на удельную тягу двигателя замкнутой схемы;
г) повышение надежности при длительной работе ТНА (более 3000 с), например в составе разгонных блоков верхних ступеней ракет;
д) снижение веса конструкции ТНА, что особенно важно для верхних ступеней ракет;
е) исключение осевой силы, действующей на диск рабочего колеса центробежной турбины, за счет подбора диаметров лабиринтных уплотнений D1 и D2 (см. прилагаемый чертеж), обеспечивающих равенство площадей, на которые действует давление за сопловым аппаратом перед лопаточным венцом.
Для этого в одноступенчатой центробежной реактивной турбине на периферии диска рабочего колеса центробежной турбины, имеющего разгрузочные отверстия, на одном радиусе с противоположной стороны от лопаточного венца с бандажом выполнен кольцевой выступ-противовес зацело с диском рабочего колеса центробежной турбины, образующий лабиринтное щелевое уплотнение с корпусом турбины. При этом масса кольцевого выступа равна массе лопаточного венца с бандажом.
При таком исполнении конструкции реактивной центробежной турбины изгиб от лопаточного венца с бандажом под действием центробежных сил компенсируется изгибом от кольцевого выступа-противовеса, и суммарный изгиб диска рабочего колеса центробежной турбины отсутствует.
Изобретение поясняется чертежом, где представлена конструкция реактивной центробежной турбины.
Центробежная турбина включает корпус турбины 1 с выхлопным патрубком 2, турбину 3, сопловой аппарат 4, кольцевой выступ-противовес 5, образующий дополнительное лабиринтное щелевое уплотнение 11, лопаточный венец 6 с бандажом, основное лабиринтное уплотнение 7, разгрузочные отверстия 8 в диске рабочего колеса центробежной турбины 3, полости равного давления 9 и 10 за сопловым аппаратом перед турбиной, диаметры D1 и D2 щелевых уплотнений. Подбором соотношения D1 и D2 обеспечивается минимальная осевая сила, действующая на турбину 3. При этом масса кольцевого выступа-противовеса 5 равна массе лопаточного венца 6 с бандажом. При работе центробежной турбины 3 в условиях повышенных частоты вращения и температуры угловая скорость в современных ТНА может достигать более 500 м/с. Под действием центробежных сил, действующих на лопаточный венец 6 с бандажом и кольцевой выступ-противовес 5, диск рабочего колеса центробежной турбины 3 не прогибается, т.к. массы этих элементов равны и прогиб диска рабочего колеса центробежной турбины от лопаточного венца с бандажом компенсируется прогибом диска рабочего колеса центробежной турбины от выступа-противовеса, и, таким образом, суммарный прогиб диска рабочего колеса центробежной турбины практически равен нулю, что обеспечивает надежную работу турбины и всего ТНА.
Использование изобретения позволит упростить конструкцию центробежной турбины, повысить прочность конструкции, исключить влияние ТНА на удельную тягу двигателя замкнутой схемы, повысить надежность работы ТНА при длительной работе (более 3000 с), снизить вес конструкции ТНА, что важно для верхних ступеней ракет, исключить осевую силу, действующую на диск рабочего колеса центробежной турбины, обеспечив работоспособность подшипников ТНА.