一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置制造方法及图纸

一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，包括主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)、油封壳体(3)；主支撑壳体二(2)小端通过端部的法兰盘与主支撑壳体一(1)小端连接；涡轮泵转子通过轴承安装在连接后的主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)组合结构内；主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)的大端分别固定在摆架一(4)、摆架二(5)的环形框内；油封壳体(3)与主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)、涡轮泵转子、摆架一(4)、摆架二(5)之间连接，形成密封腔。本发明专利技术具备单支座进油、双向喷油的润滑冷却轴承功能，以及对转子的振动位移测量功能。

High speed dynamic balancing support device of liquid rocket engine turbine pump flexible rotor

High speed dynamic balance supporting device of a liquid rocket engine turbopump rotor, comprising a main supporting shell (1), two (2), a seal housing (3); the main supporting housing two (2) the small end of the flange at the end part of the main support and a housing (1) small end. Ground; turbo pump rotor mounted in the connection through the bearing shell of a main support (1), two (2) of main support shell composite structure; main supporting shell (1), two (2) of the support housing end are respectively fixed on a swing frame (4), two (5) swing frame the ring frame; the seal shell (3) and a main supporting shell (1), two (2), a turbine pump rotor, a swing frame (4), two (5) between the swing frame connected to form a sealed cavity. The invention has the functions of a single bearing oil inlet, a bidirectional injection lubrication cooling bearing, and a vibration displacement measuring function of the rotor.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置
本专利技术涉及一种涡轮泵柔性转子的支承装置。
技术介绍
氢氧发动机的涡轮泵是输送液氢液氧推进剂的关键组件，其运行状态的好坏将直接影响发动机的性能和可靠性，目前国内外氢氧发动机涡轮泵的工作转速普遍较高，一般在20000r/min以上，常采用工作在一、二阶甚至二、三阶临界转速之间的柔性转子设计。高转速给涡轮泵转子的平稳工作带来了挑战，必须采用高速动平衡工艺对其进行平衡，以使转子在工作转速下运转平稳，振动幅值处于设计允许范围内。在高速动平衡时，由于转子径向尺寸与动平衡机支座内孔尺寸存在一定差距，往往远远小于支座内孔尺寸，为了保证转子平衡质量，需要一种转子支承装置，在支座与转子支点之间提供过渡支承的作用。目前氢氧火箭发动机涡轮泵的高速动平衡支承装置主要采用上下分半或两体分离型支承结构，这些结构形式存在的主要问题有：1)上下分半式支承装置内部无法设置定位面，导致两支承内孔同轴度差，对高速动平衡造成消极影响；2)两体分离型支承结构复杂，定位精度不高；3)上述两种支承形式跨距偏大，无法适用于小跨距转子的高速动平衡；4)功能单一，仅能起到支承作用，对轴承的冷却需要两路进油管路，对润滑冷却油的利用率不高，耗油量大；5)无冷却油密封功能，不利于试验台的清洁；6)装置不具备振动位移测量功能，需要额外增加设备，降低高速动平衡效率。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，能适应小跨距的涡轮泵转子，具备单支座进油、双向喷油的润滑冷却轴承功能，以及对转子的振动位移测量功能，刚性大、固有频率高，拆装方便，与高速动平衡机支座的连接精度高，同时具备高性能的冷却油密封装置，可靠性高。本专利技术所采用的技术方案是：一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，包括主支撑壳体一、主支撑壳体二、油封壳体；主支撑壳体一为台阶状回转体，沿主支撑壳体一轴线的通孔包括三段，通孔中段的直径小于其余两段的直径，主支撑壳体一侧壁上开有冷却润滑油通道；各条冷却润滑油通道沿主支撑壳体一大端径向穿入后再沿小端轴向，末端开有油喷嘴，油喷嘴位于主支撑壳体一小端端口的内壁上；主支撑壳体二为回转体，包括三段结构，两端为圆筒，中段为圆锥状壳体，主支撑壳体二小端通过端部的法兰盘与主支撑壳体一小端连接；涡轮泵转子通过轴承安装在连接后的主支撑壳体一、主支撑壳体二组合结构内；主支撑壳体一、主支撑壳体二的大端分别固定在摆架一、摆架二的环形框内，摆架一环形框上的输油通道与冷却润滑油通道连通，冷却润滑油沿冷却润滑通道、油喷嘴对的涡轮泵转子轴承进行润滑冷却；涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体一的部分与摆架一之间、涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体二的部分与摆架二之间、主支撑壳体一和主支撑壳体二的连接处与摆架一之间、主支撑壳体一和主支撑壳体二的连接处与摆架二之间分别安装有油封壳体，形成密封腔。所述主支撑壳体一小端端口处设有圆周定位槽，与主支撑壳体二小端端口外的圆周定位凸台相配合，保证主支撑壳体一、主支撑壳体二同轴。所述主支撑壳体一小端端面或主支撑壳体二小端法兰盘上设有定位销孔，通过安装在定位销孔内的定位销实现主支撑壳体一、主支撑壳体二的定位。所述各油封壳体均为沿直径上下分瓣的回转体结构，与摆架一、摆架二之间通过摆架一、摆架二环形框上的法兰面连接，下半部的油封壳体的内圆面设置了导流斜坡。所述主支撑壳体一大端的圆孔底面或主支撑壳体二大端端面各开有4个振动位移传感器接口，其中，两个振动位移传感器接口连线的中垂线过所在平面的圆心，另外两个振动位移传感器接口连线的中垂线过所在平面的圆心，且上述两条中垂线相互垂直。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术装置已经多次成功应用于低温液体火箭发动机涡轮泵柔性转子的高速动平衡及动特性试验中，动平衡效果良好，装配可靠性高。(2)本专利技术装置采用整圆结构，并通过螺栓、定位销和定位面将K1和K2壳体连接为一体式结构，保证了装置的支承刚度和结构刚度。使装置固有频率高达2000HZ，最高平衡工作转速可达60000r/min以上。(3)本专利技术装置的整圆结构形式能够确保装置的支承内孔及外圆定位面基准一致，提高了转子与高速动平衡机驱动连接装置对接的同心度，也提高了组合转子两支点的同心度。避免了上下分半式支承装置内部无法设置定位面，导致两支承内孔同轴度差的弊端。(4)本专利技术装置的一体式结构最大程度简化了转子与高速动平衡机支座的转接件数量，大幅削减了过多的连接、配合环节导致的装配精度误差，定位精度高。(5)本专利技术装置内设润滑冷却油路，避免了外接轴承润滑油管，简化了装配流程，实现了轴承的冷却、润滑功能。同时，两端轴承的喷油嘴的润滑冷却油的来源均在一个高速动平衡机支座上，避免了双支座进油导致大量油参与无用循环，提高了油的利用效率。(6)本专利技术装置上的油封壳体通过动静配合形成动密封，使腔内绝大部分润滑油只能流入支座A和支座B上的回油孔，大大减小了润滑冷却油的外漏。(7)本专利技术装置上布置多个振动位移测点接口，可实现同时布置6个位移测点，避免了采用磁力吸座固定传感器造成的支撑不稳、测试位置不准确等问题，提高了测试的安全性和精确性。附图说明图1为本专利技术的支承装置的应用装配图；图2为本专利技术的主支撑壳体一、主支撑壳体二的连接关系主视图；图3为本专利技术的主支撑壳体一的右视图；图4为本专利技术的主支撑壳体一的剖视图；图5为本专利技术的主支撑壳体一的左视图；图6为本专利技术的主支撑壳体一上冷却润滑油通道的剖视图；图7为本专利技术的主支撑壳体二的右视图；图8、图9为本专利技术的主支撑壳体二的剖视图；图10为本专利技术的主支撑壳体二的左视图。具体实施方式如图1、图2所示，一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，包括主支撑壳体一1、主支撑壳体二2、油封壳体3；主支撑壳体一1和主支撑壳体二2均为完整回转体结构，油封壳体3为上下分半的回转体结构。高速动平衡时，将主支撑壳体一1、主支撑壳体二2用螺栓连接为一整体后安装在摆架一4、摆架二5上，转子的支承结构装配在主支撑壳体的内孔法兰上。如图3～图6所示，主支撑壳体一1为台阶状回转体，沿主支撑壳体一1轴线的通孔包括三段，通孔中段的直径小于其余两段的直径，主支撑壳体一1侧壁上开有冷却润滑油通道14；各条冷却润滑油通道14沿主支撑壳体一1大端径向穿入后再沿小端轴向，末端开有油喷嘴，油喷嘴位于主支撑壳体一1小端端口的内壁上；如图7～图10所示，主支撑壳体二2为回转体，包括三段结构，两端为圆筒，中段为圆锥状壳体，主支撑壳体二2小端通过端部的法兰盘与主支撑壳体一1小端连接；涡轮泵转子通过轴承安装在连接后的主支撑壳体一1、主支撑壳体二2组合结构内；主支撑壳体一1、主支撑壳体二2的大端分别固定在摆架一4、摆架二5的环形框内，摆架一4环形框上的输油通道与冷却润滑油通道14连通，冷却润滑油沿冷却润滑通道14、油喷嘴对的涡轮泵转子轴承进行润滑冷却；涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体一1的部分与摆架一4之间、涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体二2的部分与摆架二5之间、主支撑壳体一1和主支撑壳体二2的连接处与摆架一4之间、主支撑壳体一1和主支撑壳体二2的连接处与摆架二5之间分别安装有油封壳体3，形本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，其特征在于，包括主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)、油封壳体(3)；主支撑壳体一(1)为台阶状回转体，沿主支撑壳体一(1)轴线的通孔包括三段，通孔中段的直径小于其余两段的直径，主支撑壳体一(1)侧壁上开有冷却润滑油通道(14)；各条冷却润滑油通道(14)沿主支撑壳体一(1)大端径向穿入后再沿小端轴向，末端开有油喷嘴，油喷嘴位于主支撑壳体一(1)小端端口的内壁上；主支撑壳体二(2)为回转体，包括三段结构，两端为圆筒，中段为圆锥状壳体，主支撑壳体二(2)小端通过端部的法兰盘与主支撑壳体一(1)小端连接；涡轮泵转子通过轴承安装在连接后的主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)组合结构内；主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)的大端分别固定在摆架一(4)、摆架二(5)的环形框内，摆架一(4)环形框上的输油通道与冷却润滑油通道(14)连通，冷却润滑油沿冷却润滑通道(14)、油喷嘴对的涡轮泵转子轴承进行润滑冷却；涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体一(1)的部分与摆架一(4)之间、涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体二(2)的部分与摆架二(5)之间、主支撑壳体一(1)和主支撑壳体二(2)的连接处与摆架一(4)之间、主支撑壳体一(1)和主支撑壳体二(2)的连接处与摆架二(5)之间分别安装有油封壳体(3)，形成密封腔。...

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机涡轮泵柔性转子高速动平衡支承装置，其特征在于，包括主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)、油封壳体(3)；主支撑壳体一(1)为台阶状回转体，沿主支撑壳体一(1)轴线的通孔包括三段，通孔中段的直径小于其余两段的直径，主支撑壳体一(1)侧壁上开有冷却润滑油通道(14)；各条冷却润滑油通道(14)沿主支撑壳体一(1)大端径向穿入后再沿小端轴向，末端开有油喷嘴，油喷嘴位于主支撑壳体一(1)小端端口的内壁上；主支撑壳体二(2)为回转体，包括三段结构，两端为圆筒，中段为圆锥状壳体，主支撑壳体二(2)小端通过端部的法兰盘与主支撑壳体一(1)小端连接；涡轮泵转子通过轴承安装在连接后的主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)组合结构内；主支撑壳体一(1)、主支撑壳体二(2)的大端分别固定在摆架一(4)、摆架二(5)的环形框内，摆架一(4)环形框上的输油通道与冷却润滑油通道(14)连通，冷却润滑油沿冷却润滑通道(14)、油喷嘴对的涡轮泵转子轴承进行润滑冷却；涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体一(1)的部分与摆架一(4)之间、涡轮泵转子轴伸出主支撑壳体二(2)的部分与摆架二(5)之间、主支撑壳体一(1)和主支撑壳体二(2)的连接处与摆架一(4)之间、主支撑壳体一(1)和主支撑壳体二(2)的连接处与摆架二(5)之间分别安装有油封壳体(3)，形成密封腔。2...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘洋，窦唯，姜绪强，闫宇龙，李铭，涂霆，于槟恺，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11