魏芳勝 解 慶 戚鵬舉 董 飛 王 力

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)端面密封脫開(kāi)壓力理論計(jì)算及試驗(yàn)研究

魏芳勝1解 慶2戚鵬舉1董 飛1王 力2

（1.西安航天發(fā)動(dòng)機(jī)有限公司，西安 710100；2. 西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100）

為了提高某型號(hào)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵端面密封脫開(kāi)壓力值的準(zhǔn)確可靠性，提出一種基于彈力測(cè)試值理論計(jì)算脫開(kāi)壓力的方法，并研究出集充放氣、氣壓檢測(cè)、數(shù)據(jù)采集全過(guò)程一體化的脫開(kāi)試驗(yàn)控制技術(shù)，采用自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)理論計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，計(jì)算及試驗(yàn)結(jié)果表明，該理論計(jì)算方法及自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)技術(shù)精確可行，提高了端面密封試驗(yàn)數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性和可靠性，能夠有效保證液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能與壽命。

端面密封；脫開(kāi)壓力；自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)

1 引言

端面密封是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵的重要部件之一，高可靠密封是保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定燃燒的重要特性，其工作性能與發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和壽命密切相關(guān)[1]。某型號(hào)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)端面密封結(jié)構(gòu)如圖1所示，該密封不同于傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)，為脫開(kāi)式密封，位于氧泵高壓殼體出口與主渦輪之間，在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前密封處于閉合狀態(tài)，阻止氧泵預(yù)冷充填過(guò)程中的液氧進(jìn)入渦輪腔；發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)，隨著氧泵轉(zhuǎn)速的升高，密封前后壓差達(dá)到一定程度后，密封迅速脫開(kāi)，額定流量的液氧通過(guò)密封腔進(jìn)入渦輪腔，阻止高溫燃?xì)膺M(jìn)入氧泵內(nèi)；發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)，隨著氧泵轉(zhuǎn)速的降低，密封前后壓差降低到一定程度后，密封關(guān)閉。脫開(kāi)式端面密封動(dòng)環(huán)材料為高強(qiáng)度不銹鋼，靜環(huán)材料為銅石墨，起動(dòng)過(guò)程中，在高密封比壓條件下摩擦運(yùn)轉(zhuǎn)，易導(dǎo)致靜環(huán)表面溫度急劇升高，材料軟化，出現(xiàn)異常磨損[2]。

圖1 端面密封結(jié)構(gòu)示意圖

若密封脫開(kāi)壓力過(guò)低，則在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前，密封已脫開(kāi)，液氧泄漏，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法正常起動(dòng)；若密封脫開(kāi)壓力過(guò)高，則在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程中，隨著氧泵轉(zhuǎn)速的升高，密封無(wú)法及時(shí)脫開(kāi)，密封面處于長(zhǎng)時(shí)間高速摩擦磨損狀態(tài)，導(dǎo)致密封失效，無(wú)法滿足發(fā)動(dòng)機(jī)再次起動(dòng)的要求。若關(guān)閉壓力過(guò)高，則在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)過(guò)程中，密封在較高轉(zhuǎn)速下提前閉合，密封面處于長(zhǎng)時(shí)間高速摩擦磨損狀態(tài)，導(dǎo)致密封失效，無(wú)法滿足發(fā)動(dòng)機(jī)再次起動(dòng)的要求。

因此，準(zhǔn)確而穩(wěn)定的脫開(kāi)壓力是保證端面密封正常工作的必要條件，在生產(chǎn)過(guò)程中必須對(duì)脫開(kāi)壓力進(jìn)行精確控制，建立一套高效、精準(zhǔn)的脫開(kāi)壓力試驗(yàn)方法。

2 脫開(kāi)壓力理論計(jì)算方法

2.1 脫開(kāi)式端面密封

某型號(hào)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)脫開(kāi)式端面密封主要包括動(dòng)環(huán)、靜環(huán)、V形環(huán)、U型密封環(huán)、蝶形墊及彈簧等，如圖2所示，端面密封脫開(kāi)前受彈簧力和U型密封環(huán)的摩擦力作用，動(dòng)環(huán)與靜環(huán)處于貼合狀態(tài)；隨著充氣壓力的增加，達(dá)到一定的壓力（及脫開(kāi)壓力）后，動(dòng)環(huán)與靜環(huán)迅速分離。

圖2 脫開(kāi)式端面密封原理

2.2 脫開(kāi)壓力計(jì)算方法

3 自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)技術(shù)

為了提高液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)端面密封脫開(kāi)試驗(yàn)的準(zhǔn)確性及效率，開(kāi)發(fā)了一套集充放氣、氣壓檢測(cè)、數(shù)據(jù)采集顯示為一體的全自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)，操作便捷，可對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行精準(zhǔn)、高效地采集，同時(shí)具有實(shí)時(shí)顯示試驗(yàn)數(shù)據(jù)變化曲線的功能，便于對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析與處理。

3.1 氣路設(shè)計(jì)系統(tǒng)

端面密封自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)工作原理如圖3所示，試驗(yàn)時(shí)首先進(jìn)入初始操作控制界面，然后輸入產(chǎn)品型號(hào)，并選取自動(dòng)試驗(yàn)方式；試驗(yàn)過(guò)程中，可隨時(shí)點(diǎn)開(kāi)壓力曲線，觀察試驗(yàn)參數(shù)情況；試驗(yàn)結(jié)束，可導(dǎo)出試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

試驗(yàn)原理是先給蓄壓器充壓，然后關(guān)閉蓄壓器入口的電磁氣控閥，打開(kāi)蓄壓器出口的電磁閥，用蓄壓器中氮?dú)庀蚨嗣婷芊饨o壓，充分脫開(kāi)和緩慢關(guān)閉，并通過(guò)數(shù)顯壓力表讀取脫開(kāi)壓力值，同時(shí)可通過(guò)歷史數(shù)據(jù)查詢?cè)囼?yàn)數(shù)據(jù)。整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程通過(guò)控制程序全自動(dòng)完成，一鍵式操作，提升了自動(dòng)化水平，縮短了試驗(yàn)周期，簡(jiǎn)化了試驗(yàn)操作過(guò)程[3，4]。

圖3 自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)原理圖

3.2 硬件系統(tǒng)

硬件主要由上位機(jī)計(jì)算機(jī)和下位機(jī)PLC組成，上位機(jī)用于人員操作、試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示、試驗(yàn)參數(shù)管理、試驗(yàn)數(shù)據(jù)查詢及曲線和報(bào)表的生成、管理下位機(jī)硬件的工作參數(shù)，由操作臺(tái)上的顯示器、打印機(jī)和工業(yè)計(jì)算機(jī)組成；下位機(jī)用于進(jìn)行實(shí)時(shí)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集和處理；上、下位機(jī)之間通過(guò)網(wǎng)線連接[5]。

3.3 軟件系統(tǒng)

軟件由下位機(jī)軟件和上位機(jī)軟件組成，如圖4所示。下位機(jī)軟件主要負(fù)責(zé)完成壓力數(shù)據(jù)采集、處理和上傳。下位機(jī)上電啟動(dòng)后，先加載網(wǎng)絡(luò)參數(shù)，然后循環(huán)等待上位機(jī)的網(wǎng)絡(luò)連接。網(wǎng)絡(luò)連接后，首先接收到的是下位機(jī)硬件的設(shè)置參數(shù)，接收完畢后進(jìn)行設(shè)置使設(shè)備正常運(yùn)行。在保證所有設(shè)備正常運(yùn)行后，開(kāi)始循環(huán)數(shù)據(jù)采集、處理和上傳。下位機(jī)的所有試驗(yàn)參數(shù)和所有設(shè)備參數(shù)均由上位機(jī)通過(guò)網(wǎng)絡(luò)發(fā)送而來(lái)。

圖4 軟件系統(tǒng)

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證該自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)裝置的準(zhǔn)確性，針對(duì)一臺(tái)端面密封產(chǎn)品進(jìn)行了理論計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證。

4.1 脫開(kāi)壓力計(jì)算結(jié)果

在彈力試驗(yàn)機(jī)上，以密封裝配后的高度為壓縮量起始點(diǎn)進(jìn)行彈力測(cè)試（密封裝配允許壓縮量為3mm），試驗(yàn)速度為1mm/min，分別測(cè)量密封壓縮0.5mm、1.0mm、1.5mm、2.0mm、2.5mm時(shí)的彈力值為1122.0N、1247.1N、1385.0N、1510.0N、1640.0N，當(dāng)壓縮量達(dá)到2.5mm時(shí)，彈力試驗(yàn)機(jī)繼續(xù)下壓0.1mm后返回，測(cè)量返回過(guò)程中密封壓量為2.5mm、2.0mm、1.5mm、1.0mm、0.5mm時(shí)的彈力值為1100.0N、972.0N、835.0N、707.1N、586.0N。

計(jì)算脫開(kāi)壓力：

其中，F=778N，=450.033mm2，2=59.8mm，1=54.8mm，d=62mm。

計(jì)算得到，Δ=2.39MPa。

4.2 自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)驗(yàn)證

將上述計(jì)算符合要求的端面密封產(chǎn)品裝入渦輪泵中，在自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行脫開(kāi)試驗(yàn)，工作介質(zhì)使用高純氮?dú)猓捎米詣?dòng)試驗(yàn)?zāi)Ｊ?，采樣頻率為0.2s/次，設(shè)定好蓄壓器中充入壓力后，點(diǎn)擊開(kāi)始按鈕，試驗(yàn)系統(tǒng)首先緩慢向蓄壓器中充壓（充壓速率為0.02MPa/s），到達(dá)設(shè)定壓力值后試驗(yàn)系統(tǒng)自動(dòng)關(guān)閉蓄壓器入口的電磁氣控閥，同時(shí)迅速打開(kāi)蓄壓器出口的電磁閥，氮?dú)獬淙氡们?，端面密封被脫開(kāi)，氮?dú)獬掷m(xù)排出，蓄壓器中壓力降低至一定值后渦輪端密封關(guān)閉。共進(jìn)行了三次試驗(yàn)，通過(guò)試驗(yàn)系統(tǒng)自動(dòng)采集數(shù)據(jù)，得出試驗(yàn)數(shù)據(jù)變化曲線如圖5所示。

圖5 三次脫開(kāi)試驗(yàn)數(shù)據(jù)變化曲線

從脫開(kāi)試驗(yàn)數(shù)據(jù)圖來(lái)看，三次脫開(kāi)試驗(yàn)脫開(kāi)壓力分別為2.416MPa、2.453MPa、2.462MPa，壓力升降曲線呈規(guī)律性變化，一致性較好，并且與理論計(jì)算值的相對(duì)誤差僅為1%～3%，表明該自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)裝置精度良好。

通過(guò)彈力測(cè)試的實(shí)測(cè)值計(jì)算U型密封環(huán)摩擦力，進(jìn)而根據(jù)摩擦力計(jì)算脫開(kāi)壓力，所獲得的脫開(kāi)壓力值準(zhǔn)確可靠。采用自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)技術(shù)可實(shí)現(xiàn)氣壓在管道中穩(wěn)定傳遞、充放氣速度均勻可控、試驗(yàn)壓力值精準(zhǔn)化采集與顯示，端面密封試驗(yàn)脫開(kāi)壓力值與理論計(jì)算值基本一致，可有效避免由于脫開(kāi)壓力不符合要求而導(dǎo)致渦輪泵分解，V形環(huán)、碟形墊、U型環(huán)及軸承等產(chǎn)品報(bào)廢形成的經(jīng)濟(jì)損失。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文所述脫開(kāi)壓力計(jì)算方法及自動(dòng)化脫開(kāi)試驗(yàn)技術(shù)已在數(shù)次液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵端面密封正式裝配時(shí)投入使用，試驗(yàn)結(jié)果均在要求值范圍內(nèi)，并且已通過(guò)數(shù)次試車考核，得到了有效的試車驗(yàn)證。本文采用的先進(jìn)理論方法與自動(dòng)化技術(shù)手段提高了端面密封的一次裝配成功率與效率，同時(shí)大大提升了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，對(duì)于其它型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)端面密封裝配質(zhì)量及自動(dòng)化水平的應(yīng)用與提升具有較好的借鑒作用。

1 楊霞輝，王少鵬，侯寧濤．液體推進(jìn)系統(tǒng)高溫高壓動(dòng)密封發(fā)展趨勢(shì)分析[J]. 火箭推進(jìn)，2010，36(4)：31～35

2 孫玉霞，李雙喜，李繼和，等．機(jī)械密封技術(shù)[M]. 北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2014

3 蔡茂林．固定容腔的充放氣[J]. 液壓氣動(dòng)與密封，2007(3)：43～47

4 龍飛，邢武，盛曾慰．氣密性檢測(cè)方法分析[J]. 液壓氣動(dòng)與密封，2000(10)：35～37

5 王永華．現(xiàn)代電氣控制及 PLC應(yīng)用技術(shù)（第 2 版）[M]. 北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2008

Computation and Experimental Research of Face Seal off Pressure for Liquid Rocket Engine

Wei Fangsheng1Xie Qing2Qi Pengju1Dong Fei1Wang Li2

(1. Xi’an Space Engine Co., Ltd., Xi’an 710100; 2. Xi’an Aerospace Propulsion Institute, Xi’an 710100)

A method for calculating release pressure based on elastic test value theory is proposed, in order to improve the accuracy and reliability of pressure value for the turbopump face seal of a liquid rocket engine. The control technology of detachment test which integrates the whole process of gas collection, gas pressure detection and data acquisition has been developed. The experimental verification of theoretical calculation results is carried out by using automatic detachment test system. The calculation and test results show that the theoretical calculation method and the automatic detachment test technology are accurate and feasible, which can improve the stability and reliability of the test data of the end seal and effectively guarantee the working performance and life of the liquid rocket engine.

end-face seal；off pressure；automated detachment test

魏芳勝（1987），工程師，機(jī)械制造及其自動(dòng)化專業(yè)；研究方向：液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵制造及裝配技術(shù)。

2019-05-15