摘 要

涡轮泵是液体火箭发动机的核心部件，其直接决定着火箭发动机是否能安全运行。其中，液体密封是控制涡轮泵泄漏的关键，其对于涡轮泵的效率及转子振动具有重要的意义，因此亟需设计液体密封-转子系统试验装置并进行密封动力学特性实验。本文以涡轮泵间隙密封为研究对象，通过设计液体密封-转子系统试验台来研究间隙密封的密封特性，同时应用有限元分析软件对液体密封-转子系统进行强度特性仿真及振动特性仿真。

本文主要叙述了有限元分析的基本理论；通过SOLIDWORKS软件对液体密封-转子系统试验台设计及建模；通过流体力学软件计算半径间隙为0.15mm的间隙密封泄漏量及处于偏心位置的液体激振力；利用ABAQUS软件对压力载荷作用下的液体密封系统及离心载荷与不平衡质量作用下的转子系统进行强度分析；利用MATLAB软件对工况下转子临界转速及不平衡响应进行校核并且分析轴承刚度及间隙密封偏心提供的刚度对临界转速的影响。

仿真研究结果表明：液体密封系统在压差23MPa的压力载荷作用下承受的最大应力为47.9MPa；转子系统在工作转速20000r/min及附加最大不平衡质量作用下承受的最大应力为129.1MPa；试验转子的一阶临界转速为23838.3r/min，高于其工作转速而不会产生共振；间隙密封处节点的振动响应幅值小于密封半径间隙0.15mm，系统的强度与振动满足试验要求。同时对转子系统临界转速的拓展研究中发现，在一定范围内随着轴承支承刚度的增加，转子的临界转速逐渐增大；并且由于间隙密封与转子偏心所产生的液体激振力对转子额外提供了支承刚度而著提高了转子的临界转速。

关键词：液体密封-转子系统；间隙密封；强度分析；振动分析；临界转速

Abstract

Turbine pump is the core component of liquid propellant rocket engine, which directly determines the safety and reliability of the rocket engine. The liquid seal is the key component of the turbine pump to control leakage and which has important significance for efficiency of the turbine pump and rotor vibration. Therefore, it is necessary to test the dynamic characteristic on the experiment device of the liquid seal-rotor system. This paper use the clearance seal as the research object, studying the sealing performance of the clearance seal by the design of liquid seal-rotor system, applying finite element analysis software to simulate the strength characteristics and vibration characteristics of liquid seal-rotor system.

In this paper, the finite element analysis method is described; designing and modeling of the liquid seal-rotor system is established by SOLIDWORKS software; calculating the leakage of the clearance seal when the value of the radius clearance is 0.15mm and the liquid exciting force due to eccentric position by fluid mechanics software; using ABAQUS software to analyze the strength of the liquid seal system under the action of pressure load and the rotor system under the action of centrifugal load and unbalance mass; using MATLAB software to check the critical speed and unbalance response of rotor under working conditions ,and analyze the effect of stiffness on the critical speed of bearing stiffness and clearance seal.

The simulation results show that the maximum stress of the liquid sealing system under the action of pressure load in 23 MPa pressure differential is 47.9 MPa. The maximum stress of the rotor system in the working speed of 20000 r/min and additional maximum unbalanced quality is 129.1 MPa. Test of first order critical speed of rotor is 23838.3 r/min, higher than the working speed and does not produce resonance. The vibration of the clearance seal node response amplitude is smaller than 0.15 mm, both strength and vibration of system meet the test requirements. What’s more, upon the expansion of research about the critical speed of rotor system found that the increase of bearing stiffness, the critical speed of the rotor increases gradually within a certain range. And because the fluid exciting force produced by the rotor eccentricity, it provides additional support stiffness and improves the critical speed of the rotor.

Keyword：liquid seal-rotor system, clearance seal, intensity analysis, vibration analysis, critical speed.

目录

摘要 I

Abstract II

第1章 绪论 1

1.1课题研究背景及意义 1

1.2国内外涡轮泵液体密封-转子系统的研究现状 1

1.3 课题研究目标及研究内容 3

1.3.1研究目标 3

1.3.2研究内容 3

第2章 间隙密封的密封特性研究 4

2.1引言 4

2.2间隙密封流动模型的建立 4

2.3间隙密封流动的有限元分析方法 7

2.4间隙密封泄漏量计算 10

2.5处于偏心位置的间隙密封液体激振力计算 11

2.6本章小结 12

第3章 液体密封-转子系统强度分析 13

3.1引言 13

3.2液体密封-转子系统模型的建立 13

3.3压力载荷作用下的液体密封系统强度分析 15

3.4转子系统强度分析 18

3.4.1离心载荷作用下的转子系统强度分析 19

3.4.2不平衡质量作用下的转子系统强度分析 21

3.5本章小结 22

第4章 液体密封-转子系统振动分析 23

4.1引言 23

4.2临界转速计算 23

4.2.1转子系统临界转速计算 23

4.2.3轴承刚度对临界转速的影响 26

4.2.4间隙密封偏心提供的刚度对临界转速的影响 27

4.3不平衡响应计算 30

4.4本章小结 31

第5章 结论 32

参考文献 34

致 谢 36

绪论

1.1课题研究背景及意义

涡轮泵是液体火箭发动机的核心部件，其对于国家航天发展有着战略性的作用，涡轮泵的性能好坏很大程度反映了一个国家的工业发展水平。涡轮泵由涡轮及泵两部分组成，通过燃气发生器产生的高温、高压燃气来驱动涡轮旋转，从而带动燃料泵旋转，对燃料及氧化剂进行增压，然后供应到推力室中。由于涡轮泵是液体火箭发动机中的高速旋转组件，并且同时进入涡轮的高温、高压燃气以及经过泵增压的低温推进剂，所以涡轮泵的工况非常恶劣，大多数的发动机故障都发生在涡轮泵中。因此，涡轮泵的可靠性对液体火箭发动机非常重要，其直接决定着火箭发动机是否能安全运行。而液体密封是控制涡轮泵泄漏的关键部件，其对于涡轮泵的效率及转子振动具有重要意义，因此亟需在液体密封-转子系统实验装置上进行密封动力学特性实验。在液体密封-转子系统中,若液体密封与转子处于偏心位置，它们的间隙就会形成沿转子运动方向间隙逐渐变小的收敛区域和沿转子运动方向间隙逐渐变大的发散区域两部分。当被密封的液体随转子的旋转从发散区域进入收敛区域，由于间隙由大变小，液体受压将产生液体激振力来支承转子，相当于油膜轴承的作用。但偏心同样导致了最小密封间隙的减小，当转子处于临界转速或受到外界强烈的激振力时，转子将会产生大幅度振动,其将导致涡轮泵转子与密封发生摩擦，导致涡轮泵结构发生破坏。因此研究液体密封-转子系统有着重要的现实意义。

1.2国内外涡轮泵液体密封-转子系统的研究现状

上世纪70年代后期，美国NASA在研制航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的过程中，由于缺少大功率火箭发动机涡轮泵的相关设计经验，没有清楚地认识到高转速、高功率给涡轮泵转子所带来的转子动力学问题，导致部分设计上出现失误，引起了涡轮泵严重损坏甚至爆炸。NASA指出，在高压燃料涡轮泵研制的某些阶段，约有50%的涡轮泵转子受到转子动力学不稳定性问题的困扰^[1]。其中资金耗费最大，研究最多的就是航天飞机主发动机的氢燃料泵。针对上述现状，美国NASA补救性地开展了大量的涡轮泵转子动力学方面的理论实验研究工作，以指导涡轮泵转子系统的设计。

美国的科研人员及学者Ek^[2]、Biggs^[3]和Child^[4]对氢燃料涡轮泵的转子动力学问题研究开展了较为深入的研究。 其中，Ek是美国Rocketdyne公司的主要技术负责人，Biggs是美国航天飞机主发动机涡轮泵项目的负责工程师，Child是美国大学教授，同时也是美国宇航局特聘的研究员。他们的研究成果对于美国后续涡轮泵的发展均具有重大意义。