Конструкция и проектирование уплотнений проточной части насосов и турбин ТНА ЖРД

Одной из основных составляющих курсового (по дисциплине «Основы конструирования ракетных двигателей») и дипломного проектов является расчет и конструкторская разработка турбонасосного агрегата. Выбор типа уплотнений проточной части ТНА и их разработка достаточно сложны.
В учебном пособии изложены вопросы методики выбора типа уплотнений проточной части насосов и турбин ТНА и связанные с ней вопросы расчета зазоров, определяющих работоспособность и расходные характеристики уплотнений, расчета расхода через уплотнение, приведены примеры конструкций узлов уплотнений насосов и турбин ТНА.
Из предисловия: Развитие современной науки и техники немыслимо без дальнейшего освоения космического пространства. Дальнейшее развитие космонавтики, в частности средств выведения, спутников, орбитальных станций, невозможно без создания современных высокоэффективных двигательных установок, работающих на экологически чистых компонентах топлива. Такими двигателями могут служить ЖРД с использованием углеводородных — керосин и криогенных компонентов топлива: кислорода, метана, сжиженного природного газа, водорода. Сердцем ЖРД является турбонасосный агрегат, состоящий из насосов, перекачивающих компоненты топлива и приводящих их во вращение, турбин.
Важной и сложной задачей при создании ЖРД является создание ТНА. В настоящее время в связи с резким ростом энергонапряженности ЖРД все более высокие требования предъявляются к агрегатам системы питания, которые в значительной мере определяют энергомассовое совершенство и надежное функционирование двигателя. Опыт создания высокоэффективных отечественных ЖРД для ракеты-носителя «Энергия» (РД-170 и РД-0120), ракеты-носителя Н-1 (НК-33) и двигателя SSME многоразовой космической системы «Space Shuttle» показывает, что наибольшее число проблем при их отработке было связано с обеспечением работоспособности и надежности турбонасосных агрегатов. Предельно высокие энергетические параметры ТНА (давление за насосами до 70 МПа, температура газа перед турбиной до 1000 К, окружные скорости ротора до 650 м/с, удельная мощность турбины до 240 кВт/кг), требования по обеспечению многоразовости испытаний и высокой надежности потребовали в процессе разработки этих двигателей решения целого ряда научных конструкторских и технологических проблем. Решение этих проблем непосредственно в ходе отработки двигателей РД-170 и РД-0120, связанное, в частности, с недостаточным научно-техническим заделом по вопросам разраоотки основных узлов ТНА, явилось одной из причин большого числа отказов при испытаниях двигателей по вине ТНА (до 75% отказов), что привело к значительному увеличению требуемых объемов материальной части, сроков и стоимости отработки двигателей.
Работы по ТНА являются узким местом по времени на всех этапах создания двигателя — при проектировании, изготовлении первых образцов, автономных доводочных испытаниях, доводочных испытаниях в составе двигателя, при серийном изготовлении и т.п. От того, насколько тщательно выполнены все проектные работы по ТНА. насколько правильно построена методика его отработки, в значительной степени зависят надежность двигателя, возможность сокращения сроков каждого из этапов работ и в конечном счете сроки создания двигателя.