A cryogenic high-speed end seal test device for liquid rocket engine turbopump is applied to the sampling test, running-in test and research test of the end seal assembly of liquid hydrogen liquid oxygen propellant rocket engine, and the end seal assembly product (engine static ring assembly and engine starting ring) is assembled into the test device of the invention. It simulates the working environment of engine turbopump, checks the sealing performance and structure rationality of sealing component products, and can quantitatively test the sealing performance of sealing component products. The test device of the invention has no shrinkage deformation at low temperature and stable operation at high speed, which provides an important basis for improving various problems occurred in the product design of end face sealing components.
【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置
本专利技术涉及一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，应用于液氢液氧推进剂的火箭发动机端面密封组件的抽检试验、跑合试验及研究性试验，属于液体火箭发动机涡轮泵用端面密封应用领域。
技术介绍
涡轮泵是液体火箭发动机的重要组件，端面密封又是涡轮泵中的关键件，端面密封的可靠性是发动机可靠性的基础。低温高转速条件下，端面密封的密封性能与压力、转速、静环膜盒刚度以及静环压缩量等因素有关。端面密封试验装置是模拟发动机涡轮泵的工作环境：包括压力、温度和流量来测试端面密封的密封性能和结构合理性。试验装置需要在低温高速状态下具有良好的性能，结构稳定，在低温环境下不收缩变形，设计时也需考虑系统稳定性及阶梯主轴临界转速避开工作转速等问题。目前还没有适用于低温高转速条件下的端面密封试验装置。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置。本专利技术的技术解决方案是：一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，包括阶梯主轴、壳体、前轴承、后轴承、前轴承压...
【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，其特征在于：包括阶梯主轴(19)、壳体(7)、前轴承(6)、后轴承(8)、前轴承压盖(5)、后轴承压盖(9)、锁紧螺帽(21)、前端盖(1)和后端盖(11)；阶梯主轴(19)位于壳体(7)内，通过前轴承(6)和后轴承(8)支撑；前轴承(6)通过前轴承压盖(5)固紧在壳体(7)上，后轴承(8)通过后轴承压盖(9)固紧在壳体(7)上；发动机动环(4)以间隙配合方式安装于阶梯主轴(19)前端；发动机静环组件(3)穿过阶梯主轴(19)，固紧在壳体(7)上，发动机静环组件(3)与前轴承压盖(5)之间形成试验腔；壳体(7)上加工有...
【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，其特征在于：包括阶梯主轴(19)、壳体(7)、前轴承(6)、后轴承(8)、前轴承压盖(5)、后轴承压盖(9)、锁紧螺帽(21)、前端盖(1)和后端盖(11)；阶梯主轴(19)位于壳体(7)内，通过前轴承(6)和后轴承(8)支撑；前轴承(6)通过前轴承压盖(5)固紧在壳体(7)上，后轴承(8)通过后轴承压盖(9)固紧在壳体(7)上；发动机动环(4)以间隙配合方式安装于阶梯主轴(19)前端；发动机静环组件(3)穿过阶梯主轴(19)，固紧在壳体(7)上，发动机静环组件(3)与前轴承压盖(5)之间形成试验腔；壳体(7)上加工有三个与试验腔连通的通孔，其中位于壳体(7)最下方的通孔作为介质入口，另外两个分别用于测量试验腔的压力和温度；前端盖(1)固紧在壳体(7)前端，前端盖(1)和发动机静环组件(3)之间形成泄漏腔，前端盖(1)上加工有三个与泄漏腔连通的通孔，分别用于测量泄漏腔的压力、温度和泄漏量；后端盖(11)固紧在壳体(7)后端，前轴承(6)和后端盖(11)之间形成轴承腔，壳体(7)后端最上方加工有与轴承腔连通的介质出口；阶梯主轴(19)穿出后端盖(11)，与外部增速箱连接。2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，其特征在于：还包括密封叶轮(16)，所述密封叶轮(16)安装在阶梯主轴(19)上，用于实现后端盖(11)和阶梯主轴(19)之间的动密封。3.根据权利要求2所述的一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，其特征在于：还包括第二轴套(17)，所述第二轴套(17)安装在阶梯主轴(19)上，位于后轴承(8)和密封叶轮(16)之间；第二轴套(17)和密封叶轮(16)之间设置有调整垫(12)，用于调整密封叶轮(16)和后端盖(11)之间的间隙。4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机涡轮泵用低温高速端面密封试验装置，其特征在于：所述后端盖(11)上加工有圆形凹槽，凹槽内安装有...
【专利技术属性】
技术研发人员：董丽双，钱云方，何伟锋，秦雷，连军伟，孟博丁，张栋，刘国龙，李佳，
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
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