王東輝 戈嗣誠 王立武 武士輕 陳金寶 陳傳志

柔性艙O型密封圈密封性能分析

王東輝1戈嗣誠2王立武2武士輕2陳金寶1陳傳志1

（1南京航空航天大學航天學院，南京 210016）（2 北京空間機電研究所，北京 100094）

針對柔性艙為密封艙在太空環(huán)境中存在密封可靠性不足問題，文章提出了一種柔性艙O型密封結構，建立了柔性艙密封結構的非線性有限元仿真模型。通過柔性艙O型密封圈的Von Mises應力及最大接觸應力來判定柔性艙密封可靠性，探討柔性艙內(nèi)氣壓、預壓縮率、壓條與艙門法蘭間是否添加薄膜等因素對柔性艙密封性能的影響狀況。ANSYS仿真分析結果表明：隨著預壓縮率及柔性艙內(nèi)壓增加，最大接觸應力與Von Mises應力增大；當柔性艙密封結構添加薄膜時將增強密封性能,預壓縮率為10%且艙內(nèi)氣壓在0.1~0.6MPa范圍內(nèi)時可實現(xiàn)自密封，從而保證柔性艙密封性能。

柔性艙密封 O型密封圈 有限元分析 接觸應力 航天器機構

0 引言

載人深空探測是擴展人類活動領域及開發(fā)利用資源的有效途徑，大型空間柔性艙體作為載人深空探測的典型設備，不僅可用于空間站的建設，同時還能為后續(xù)月球基地的探測和建設奠定基礎[1-2]。為了保證深空探測安全進行，在發(fā)射前需對柔性艙密封等結構進行可靠性試驗，檢驗其在太空環(huán)境中能否工作正常，而密封技術又是評定柔性艙可靠性關鍵因素之一[3]。

密封技術對航天器正常工作至關重要，歷史上曾發(fā)生數(shù)起因密封裝置失效而造成的航天事故，如1986年美國“挑戰(zhàn)者”號[4]，由于右側(cè)推進器O型密封結構設計問題導致密封圈失效，燃氣泄漏造成航天飛機爆炸；2007年美國“奮進號”航天飛機因船艙泄漏問題導致無法按期發(fā)射[5]。針對密封可靠性不足問題現(xiàn)階段密封結構大多采用O型密封圈形式[6]，業(yè)內(nèi)對于此類密封結構已開展了大量研究工作，例如：文獻[7]中提出了O型密封圈的接觸應力的經(jīng)驗公式，可用于解決密封結構摩擦、泄露及其耐用性問題。文獻[8]對大型真空容器的密封結構進行有限元研究，得出密封槽寬度對密封圈壓縮量的影響規(guī)律。文獻[9]對載人飛船艙門及主軸密封結構進行有限元分析，得出結構參數(shù)對密封性能的影響規(guī)律、分析摩擦系數(shù)及溫度對密封失效的影響規(guī)律。

目前，國內(nèi)大多數(shù)飛行器大多使用O型密封圈進行密封，O型密封圈具有體積小、結構緊湊、密封性能好、摩擦阻力小等優(yōu)勢，可廣泛應用于端面及其零件內(nèi)外徑結構切合面[10-11]。影響密封圈密封性能的因素包括：艙內(nèi)氣壓、O型密封圈預壓縮率、槽口倒角等因素[12-13]。本文以大型空間柔性艙體密封結構的O型密封圈為例，利用ANSYS軟件研究各影響因素下O型密封圈的接觸應力及Von Mises應力，分析O型密封圈的受力和密封性能，對O型密封圈各個影響因素下進行有限元仿真分析，為柔性艙的密封性能提供科學的理論依據(jù)。

1 柔性艙密封結構及密封性能判定

柔性艙艙體的密封性能主要取決于艙門的密封結構，結構例如圖1所示。柔性艙艙門共設置兩處密封結構，一處為艙門與艙門法蘭之間設置O型密封圈，夾層間增加薄膜，艙門與艙門法蘭由螺釘連接；另一處為艙門法蘭與蒙皮之間設置O型密封圈，中間夾層增加薄膜，艙門法蘭與壓條由螺釘連接，對柔性艙蒙皮實施壓力起到固定作用。為提高柔性艙密封性能，在艙門法蘭與蒙皮間設置兩道密封圈增強密封可靠性。柔性艙的密封結構通過O型密封圈進行徑向密封為軸對稱結構，將其簡化為二維模型如圖2（a）所示。柔性艙蒙皮剛化后彈性模量遠大于密封圈[17]，因此，可將柔性艙蒙皮及壓條簡化為單個剛體。圖2（b）為徑向密封結構簡化后O型密封圈的幾何模型，柔性艙艙門兩處密封結構可用該簡化模型進行計算。柔性艙O型密封圈直徑為7mm，密封槽尺寸為9.7mm×5.72mm，槽口半徑為1mm，槽底半徑0.2mm。

圖1 柔性艙艙門密封結構例

圖2 柔性艙密封結構二維模型

柔性艙O型密封圈密封面的接觸應力及Von Mises應力影響密封結構的密封特性，柔性艙密封性能的優(yōu)劣取決于艙門法蘭與O型密封圈的最大接觸應力，密封圈接觸面最大接觸應力大于柔性艙內(nèi)氣壓時可實現(xiàn)密封效果，最大接觸應力越大，柔性艙密封性能越好[14]。同時，需考慮密封圈的最大Von Mises應力，具體計算公式為

式中1、2、3為單元體三個方向的主應力；為Von Mises應力，大小可判定密封圈的破壞失效及疲勞失效概率；其等效應力主要反映密封圈某點的Von Mises應力，Von Mises應力越大，O型密封圈越易出現(xiàn)材料蠕變及應力松弛現(xiàn)象[15]。

O型密封圈的最大接觸應力越大密封性能越好，而Von Mises應力越大材料易失效，因此，最大接觸應力與最大Von Mises應力相互限制，可利用柔性艙O型密封圈密封面接觸應力及Von Mises應力判定柔性艙密封結構的密封性能[16]。

2 計算模型

2.1 O型密封圈材料模型

對柔性艙O型密封圈進行有限元分析時，將O型密封圈視為超彈性體，具有材料非線性及幾何非線性的力學特性[17]?，F(xiàn)假設O型密封圈材料具有不可壓縮或近似不可壓縮、各向同性的特性，Rivlin提出不可壓縮或近似壓縮及各向同性橡膠材料的應變能函數(shù)由應變張量的2個不變量12所表示[18]，并推導出Mooney-Rivlin模型的應變能函數(shù)模型

式中C，，d為Mooney-Rivlin模型常數(shù)；為初始和終止狀態(tài)的體積比。

應變不變量12為

式中1，2，3為三方向主伸長比；O型橡膠圈視為不可壓縮材料或近似不可壓縮材料時=1。

Mooney-Rivlin模型一般有2、5、9種材料參數(shù)的材料模型[19]，本文選取兩個材料參數(shù)的兩項式Mooney-Rivlin模型，即：

式中12為應變張量的2個主不變量；1001為Mooney-Rivilin模型常數(shù)。

2.2 有限元模型

柔性艙O型密封圈為軸對稱模型，其受力為軸對稱，因此，傳統(tǒng)密封結構如圖3（a）所示。對O型密封圈仿真時，建立O型密封圈、艙門法蘭、剛體的二維軸對稱模型。在圖3（a）密封結構基礎上，在艙門法蘭與剛體之間添加薄膜，用于仿真柔性艙在有薄膜工況下的密封性能，增加薄膜的密封結構如圖3（b）所示。柔性艙O型密封圈兩種模型均采用自由劃分網(wǎng)格技術。

圖3 柔性艙密封結構網(wǎng)格劃分

柔性艙O型密封的工作過程可分為三步：第一步為剛體與艙門法蘭的安裝過程，即先將剛體移動一段距離，使密封圈有一個預壓縮率；第二步為對柔性艙進行充氣加壓過程，即O型密封圈添加均布壓力過程；第三步為柔性艙法蘭與剛體之間增加薄膜進行裝配及加壓過程。仿真模擬柔性艙密封圈的密封過程，將剛體移動一定距離，使其緩慢移動到安裝位置，實現(xiàn)剛體與艙門法蘭的安裝過程模擬。對柔性艙進行充氣加壓，在密封圈一側(cè)添加壓力，仿真在一定壓縮率下的加壓過程，此過程有三組接觸對：1）艙門法蘭與密封圈接觸；2）密封圈與薄膜接觸；3）薄膜與剛體接觸。

3 O型密封圈仿真分析

3.1 無氣壓下不同預壓縮率對柔性艙密封特性的影響

模擬無氣壓下不同預壓縮率對柔性艙密封性能的影響，逐步移動剛體到指定位置，O型密封圈的壓縮率分別為5%，10%，15%，20%。O型密封圈不同預壓縮率的Von Mises應力分布云圖如圖4所示，可以看出：隨著壓縮率的增加，密封圈上下截面變形，應力也對應增加，出現(xiàn)兩個峰值區(qū)，分別為O型密封圈靠近法蘭及剛體接觸位置，呈現(xiàn)“啞鈴”狀，紅色區(qū)域Von Mises應力較大由上下兩端向中間靠攏；當預壓縮率達到20%時，紅色區(qū)域貫穿，此時O型密封圈出現(xiàn)應力集中，易出現(xiàn)裂紋現(xiàn)象。

圖4 不同預壓縮率下Von Mises應力分布

接觸應力分布狀況如圖5所示，由圖可知O型密封圈與剛體及密封槽的接觸面積增大，上下接觸應力對稱分布；隨著預壓縮率的增大，密封圈與剛體最大接觸應力增大，與Hertz接觸理論相符合[20]。

圖5 不同預壓縮率下接觸應力分布

當柔性艙在無內(nèi)壓條件下，不同預壓縮率下最大接觸應力及最大Von Mises應力分布如圖6所示，最大接觸應力由1.15MPa增加至5.45MPa，最大Von Mises應力隨著預壓縮率的增大而增大，但增加至20%時，密封圈出現(xiàn)應力集中現(xiàn)象，此時O型密封圈易出現(xiàn)裂紋，導致密封失效。

圖6 不同預壓縮率下最大接觸應力及最大Von Mises應力

3.2 柔性艙內(nèi)不同氣壓對柔性艙密封特性的影響

柔性艙內(nèi)無氣壓、壓縮率為10%時，O型密封圈未出現(xiàn)應力集中現(xiàn)象。選取預壓縮率為10%，并逐步增加柔性艙內(nèi)壓由0.1MPa至0.6MPa進行仿真分析。結果顯示，最大接觸應力由3.07MPa增至3.55MPa，遠大于柔性艙內(nèi)氣壓，說明柔性艙在此狀況下能實現(xiàn)自密封，并在內(nèi)壓作用下，O型密封圈向左擠壓移動，柔性艙內(nèi)氣壓增大，接觸應力增大。

保持O型密封圈壓縮率為10%，逐步增加柔性艙內(nèi)壓，最大Von Mises應力及最大接觸應力變化趨勢如圖7所示?？梢钥闯?，預壓縮率一定，增大柔性艙內(nèi)壓，最大Von Mises應力的變化較小近似為一條直線，而最大接觸應力則呈顯著增大的趨勢。

圖7 最大Von Mises應力及最大接觸應力隨柔性艙內(nèi)壓的變化趨勢

3.3 柔性艙剛體與艙門法蘭之間添加薄膜對柔性艙密封特性的影響

當柔性艙剛體與艙門法蘭之間增加薄膜，在柔性艙內(nèi)無氣壓狀況下，預壓縮率分別為5%，10%，15%，20%時，O型密封圈的Von Mises應力分布如圖8所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著壓縮率的增加，O型密封圈Von Mises應力也對應增加，出現(xiàn)上下兩個峰值區(qū)，當預壓縮率達到20%時，O型密封圈易出現(xiàn)裂紋。隨著預壓縮量的增大，O型密封圈最大接觸應力由1.403MPa增至5.134MPa，最大Von Mises應力在一定范圍內(nèi)和預壓縮率近似成線性增長，具體變化趨勢如圖9所示。

柔性艙內(nèi)無氣壓、壓縮率為10%時，O型密封圈未出現(xiàn)應力集中現(xiàn)象，在此預壓縮率下逐步增加柔性艙內(nèi)壓由0.1MPa至0.6MPa，最大接觸應力和最大Von Mises應力的變化趨勢如圖10所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著內(nèi)壓增大，最大接觸應力由2.967MPa增加至3.703MPa，主密封界面的接觸應力均值為3.28MPa，遠大于柔性艙內(nèi)壓，故O型密封圈能夠?qū)崿F(xiàn)自密封；在柔性艙內(nèi)壓推動下，O型密封圈向左偏移，內(nèi)壓的增大對最大Von Mises應力影響較小。

圖8 不同壓縮率下Von Mises應力分布

圖9 不同壓縮率下最大Von Mises應力及最大接觸應力

圖10 不同內(nèi)壓下最大接觸應力及最大Von Mises應力

不同內(nèi)壓狀況下對比傳統(tǒng)密封結構和增加薄膜的密封結構的最大接觸應力，如圖11（a）所示，可以看出，當柔性艙內(nèi)壓達到0.4MPa后，增加薄膜的密封結構比傳統(tǒng)密封結構最大接觸應力大，密封結構密封性能更好。最大Von Mises應力變化如圖11（b）所示，可以發(fā)現(xiàn)有薄膜狀況下密封圈的應力峰值始終小于傳統(tǒng)密封結構結果，這可有效減小密封圈出現(xiàn)裂紋及永久變形狀況，因此添加薄膜可增加O型密封圈的使用壽命。

圖11 兩種密封結構下O型密封圈的最大接觸應力和最大Von Mises應力

4 結束語

基于柔性艙艙門結構的密封性能需求，本文提出一種柔性艙艙門密封結構，并對該密封結構建立有限元模型，通過最大接觸應力及最大Von Mises應力來判定柔性艙的密封性能，研究預壓縮率及柔性艙充氣壓力對O型密封圈密封性能影響，得到以下結論：

1）當柔性艙內(nèi)氣壓為0 MPa時，增大密封圈預壓縮率，使密封圈與法蘭的接觸面積增大，增加密封效果，但預壓縮率較大時密封圈易出現(xiàn)應力松弛，造成永久變形，導致密封失效。因此，在保證有效密封的狀況下適當選擇預壓縮率。

2）預壓縮率一定時，柔性艙加壓過程中，密封圈與法蘭接觸面積及接觸應力逐漸增大，增加密封性能。滿足柔性艙蒙皮及艙門結構強度下，柔性艙在0.1至0.6 MPa壓力范圍內(nèi)，最大接觸應力始終遠大于艙內(nèi)壓，可實現(xiàn)密封效果。

3）增加薄膜的柔性艙密封結構O型密封圈的最大接觸應力始終遠大于艙內(nèi)充氣壓力，Von Mises應力始終小于傳統(tǒng)密封結構的數(shù)值，能夠有效保障柔性艙在軌密封可靠性。

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Analysis of the Sealing Performance of O-ring in Flexible Cabin

WANG Donghui1GE Sicheng2WANG Liwu2WU Shiqing2CHEN Jinbao1CHEN Chuanzhi1

（1 College of Astronautics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China）（2 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

The flexible capsule is a sealed capsule that has insufficient sealing reliability in space environment. A kind of flexible capsule O-ring sealing structure is proposed, and a nonlinear finite element simulation model of the flexible capsule sealing structure is established. The Von Mises stress and maximum contact stress of the O-ring of the flexible cabin are applied to determine the reliability of the flexible cabin door’s sealing. Furthermore, this paper discuss the influence of factors such as air pressure in the flexible cabin, pre-compression rate, whether to add a film between the strips and the door flange on the sealing performance of the flexible cabin. Numerical simulation analysis by ANSYS shows that as the pre-compression rate and the internal pressure of the flexible cabin increase, the maximum contact stress and the Von Mises stress increase; when a thin film is added to the sealing structure of the flexible cabin, the sealing performance will be enhanced. When the pre-compression rate is 10% and the air pressure in the cabin is in the range of 0.1~0.6MPa, self-sealing can be realized, thereby ensuring the sealing performance of the flexible cabin.

flexible cabin seal; O-ring; finite element analysis; contact stress; spacecraft agency

V526

A

1009-8518(2021)01-0048-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.01.006

王東輝，男，1994年生，南京航空航天大學飛行器設計專業(yè)在讀碩士研究生。研究方向航天器柔性展開機構。E-mail：1666874908@qq.com。

2020-03-19

江蘇省基礎研究計劃(自然科學基金)（BK20180417）；國家自然科學青年基金（11902157）；載人航天預先研究項目（040202）

王東輝, 戈嗣誠, 王立武, 等. 柔性艙O型密封圈密封性能分析[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(1): 48-56.

WANG Donghui, GE Sicheng,WANG Liwu, et al. Analysis of the Sealing Performance of O-ring in Flexible Cabin[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(1): 48-56. (in Chinese)

（編輯：夏淑密）