郭儀翔,陳立芳,2*

(1.北京化工大學(xué) 機電工程學(xué)院,北京 100029;2.北京化工大學(xué) 高端機械裝備健康監(jiān)控與自愈化北京市重點實驗室,北京 100029)

0 引 言

橡膠密封圈[1]是最常用的密封件之一,主要用于航空航天飛行器的潤滑油、燃料油以及氣體等介質(zhì)的密封。目前,常用的密封材料主要為氟橡膠、硅橡膠、氟硅橡膠等。硅橡膠有優(yōu)異的耐高低溫特性,使用溫度為-70 ℃～250 ℃?？紤]到橡膠材料的耐磨性差,故常常采用織物包裹[2,3]方式來減小橡膠材料的磨損。

但是,由于飛行器機身表面常常暴露在高載荷(溫度、壓力)工況下,從而導(dǎo)致其典型部位的密封結(jié)構(gòu)介質(zhì)使用溫度超過設(shè)計的使用溫度,因無法滿足現(xiàn)有的密封性能需求,老舊的密封方案和材料會導(dǎo)致密封機構(gòu)的失效,以及密封介質(zhì)的泄漏[4-6]。

因此,針對艙門密封件復(fù)雜的非線性力學(xué)特性[7,8],有必要采用有限元來分析其受力,并得出應(yīng)力應(yīng)變總變形等數(shù)據(jù)。國內(nèi)外相關(guān)專家就上述問題,開展了廣泛的研究。

美國美國國家航空航天局(NASA)[9]對航天飛機起落架主門進行了環(huán)境密封測試,具體測試了密封圈在艙門不同位置、安裝板是否開槽,以及密封件是否帶有支撐圓角情況下的泄漏特性,從試驗的角度得到了P型密封圈在不同條件下的密封泄漏規(guī)律;但該研究未開展相關(guān)的仿真分析。肖開陽等人[10]通過有限元仿真分析,總結(jié)出了P型密封圈主副密封面的密封接觸寬度與接觸應(yīng)力,隨艙門間隙與行程的變化規(guī)律,并且基于ROTH模型,推導(dǎo)出了P型橡膠圈的總泄漏模型;但研究缺少配套的試驗,因此,無法驗證其仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。劉艷軍等人[11]通過分析金屬O型環(huán)密封接觸寬度與壓縮率關(guān)系,得出了壓縮率在一定范圍內(nèi),接觸寬度隨壓縮率的增大而增加的結(jié)論;但是在該研究中,當(dāng)壓縮率超限后,金屬O型圈存在發(fā)生塌陷的問題。李凡等人[12]分析了航天飛機機身TPS、機身開口以及控制面三部位的熱密封結(jié)構(gòu)特點,并對航天器的熱密封結(jié)構(gòu)進行了綜合評估;但該研究并未具體指出航天器密封結(jié)構(gòu)泄漏的敏感位置。文獻[13]提出了一種高溫基線密封,其中熱障密封中編織的金屬彈簧管[14]為密封件的彈性結(jié)構(gòu)骨干,其目的是增強高溫下的密封回彈力,可以有效防止密封的失效;但是其不足之處在于,該密封件對氣密性要求不高,只能起到隔熱的作用。劉偉等人[15]針對兩種型號的艙門密封帶進行了整體規(guī)格的壓縮實驗,將擬合的模型代入到有限元計算中,得到了門體與門框的二次接觸力隱式響應(yīng)關(guān)系;但該研究缺乏對艙門轉(zhuǎn)接位置的分析說明。文獻[16]研究了以耐高溫材料的編織物為基礎(chǔ)的密封件方案,并在此基礎(chǔ)上,得到了鑒定密封件及其密封系統(tǒng)性能的設(shè)備與試驗方法;但該研究并未開展相關(guān)的試驗。

因此,筆者在現(xiàn)有飛行器典型部位的密封泄漏研究基礎(chǔ)上,采用有限元仿真分析與試驗相結(jié)合的技術(shù)手段,開展典型部位密封泄漏特性的研究工作。

筆者通過搭建專用的密封測控試驗系統(tǒng),在不同工況下,對橡膠P型密封圈以及試驗器工裝開展有限元仿真分析;同時,進行現(xiàn)場試驗,并記錄滲透過P型密封圈的流體泄漏量,將試驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果進行對比,總結(jié)得出泄漏量隨待測密封介質(zhì)壓縮率、開孔數(shù)目變化的一般規(guī)律。

1 待測密封件及試驗系統(tǒng)

1.1 橡膠P型密封圈

待測橡膠圈試驗件一共分3種類型:第一種為外徑11 mm橡膠P型圈,第2種為外徑22 mm橡膠P型圈,第3種為外環(huán)帶有不同數(shù)目底孔的外徑22 mm橡膠P型圈。3種橡膠密封件材質(zhì)均為6051號橡膠,出廠經(jīng)過了硬度測試、拉伸強度測試、拉斷伸長率測試以及拉斷永久變形測試。

該空間級密封材料具備良好的空間環(huán)境適應(yīng)性,同時具有良好的耐真空性能、耐紫外線和帶電粒子的輻照性能,滿足試驗基本參數(shù)要求。

待測P型密封圈如圖1所示。

圖1 待測P型密封圈

1.2 高溫?zé)崦芊庠囼炏到y(tǒng)

該試驗器可以實時監(jiān)測密封圈進口側(cè)流量、溫度和壓力;此外,其對密封圈泄漏側(cè)氣體流量、泄漏溫度也可進行實時測量。該試驗裝置保證了進口位置具有一定可調(diào)節(jié)溫度和壓力的流體環(huán)境。

熱密封試驗測控系統(tǒng)設(shè)計示意圖如圖2所示。

圖2 熱密封試驗測控系統(tǒng)示意圖

該試驗系統(tǒng)中,空氣壓縮機、調(diào)壓閥門、熱風(fēng)洞為密封試驗器提供一定壓力的熱氣流輸入,待測P型圈密封件安裝在密封試驗器內(nèi)部,輸出參數(shù)由測控系統(tǒng)實時記錄。測控系統(tǒng)以可編程控制器PLC作為控制中樞,實現(xiàn)上位機與下位機的實時通訊,試驗數(shù)據(jù)由上位機軟件實時讀入,并準(zhǔn)確存儲。

試驗器結(jié)構(gòu)設(shè)計及工作原理如圖3所示。

圖3 試驗器結(jié)構(gòu)設(shè)計及工作原理

試驗器本體主要包括上層壓蓋、加熱板、中間定位調(diào)整塊、底座,其中,底座是試驗器本體的基礎(chǔ),其主要作用是與外置熱風(fēng)系統(tǒng)形成氣流通路,其上安裝有各種傳感器。

此外,中間定位調(diào)整塊具有不同厚度,調(diào)整塊厚度、上蓋和底座中相應(yīng)溝槽的尺寸共同組成確定壓縮率的尺寸鏈,通過更換不同厚度規(guī)格的定位調(diào)整塊,即可改變待測密封件的壓縮率,進而針對不同壓縮率、不同壓差、不同溫度工況條件,開展待測密封件的密封性能試驗。

2 試驗器和P型密封圈仿真分析

由于高超聲速飛行器在上升與下降階段會產(chǎn)生巨大的氣動加熱量[17],這種帶有一定壓力和溫度的熱氣流將通過飛行器表面的蒙皮向艙內(nèi)泄漏。艙門邊緣四周的熱密封結(jié)構(gòu)是隔絕艙內(nèi)與艙外的主要屏障[18-20]。該熱密封結(jié)構(gòu)可有效防止艙外的輻照、真空等空間環(huán)境對艙內(nèi)的影響,確保航天員的生命安全和艙內(nèi)儀器儀表的正常運行。

由于其試驗過程需要模擬真實環(huán)境,通入高溫?zé)釟饬?。因?針對試驗器本體的傳熱分析變得尤為重要。

除此之外,在密封泄漏測試中,還需要針對P型圈的不同壓縮率開展試驗研究。密封過程中采用緊密接觸的方式,可以最大程度地減少外部氣流的滲漏。同時,通過有限元仿真手段得到接觸密封位置的等效應(yīng)力、應(yīng)變數(shù)值,依據(jù)該數(shù)據(jù)評估P型圈的熱密封性能。密封圈壓縮率按照J(rèn)BT9141.4—1999規(guī)定的計算方法定義[21]。

記錄壓縮前后厚度,壓縮率C的計算如下式所示:

(1)

式中:C—壓縮率;t0—未加載試樣厚度,mm;t1—加載后試樣厚度,mm。

2.1 試驗器主體有限元熱分析

航天器高速運動會產(chǎn)生穩(wěn)態(tài)與瞬態(tài)局部加熱效應(yīng),同時承受空氣動力學(xué)負(fù)載以及高波動壓力負(fù)載等[22-25],高溫密封件需要耐受工作溫度,并且在嚴(yán)苛的工況環(huán)境下保持其狀態(tài)穩(wěn)定,確保密封不失效。

故筆者對試驗器本體進行有限元穩(wěn)態(tài)熱與瞬態(tài)熱分析,通過計算機仿真方式,求解試驗器是否能夠達(dá)到試驗?zāi)繕?biāo)溫度(熱氣流250 ℃、背板橡膠圈加熱200 ℃),從而保證該試驗?zāi)軌蝽樌M行。

穩(wěn)態(tài)熱力學(xué)分析[K]{I}計算如下式所示:

[K]{I}={Q}

(2)

式中:[K]—傳導(dǎo)矩陣,包括熱系數(shù)、對流系數(shù)及輻射系數(shù)和形狀系數(shù);{I}—節(jié)點溫度向量;{Q}—節(jié)點熱流向量。

瞬態(tài)熱力學(xué)分析{Q}值計算如下式所示:

(3)

在試驗器中,熱流體的導(dǎo)熱形式主要以熱傳導(dǎo)方式進行,試驗器壁面和待測P型密封圈進行熱量交換,熱傳導(dǎo)遵循傅里葉定律。

針對熱結(jié)構(gòu)的傳熱分析,二維導(dǎo)熱控制微分方程[26]計算熱流密度q″如下式所示:

(4)

式中:q″—熱流密度,W/m2;k—導(dǎo)熱系數(shù),W/(m·℃)。

對于微元熱力學(xué)能增量的計算如下式所示:

(5)

式中:左端—固體微元熱力學(xué)能的增量;右端—導(dǎo)入微元的凈熱流量;T—溫度,℃;c—熱容,J/(kg·℃);λ—熱導(dǎo)率,W/(m·℃);θ—時間增量。

有限元仿真分析結(jié)構(gòu)件參數(shù)表如表1所示。

表1 結(jié)構(gòu)件參數(shù)表

為了簡化計算過程,筆者截取模型的1/24作為分析對象(軸對稱模型)。

試驗器1/24模型網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖4所示。

圖4 試驗器1/24模型網(wǎng)格劃分結(jié)果

試驗器熱力學(xué)分析結(jié)果云圖如圖5所示。

圖5 試驗器熱力學(xué)分析結(jié)果云圖

從圖5中可以看出:溫度最高處為上層背板加熱區(qū),溫度最低處為中間氣凝膠泄漏路徑區(qū)域;在底部增加隔熱槽,分開熱風(fēng)外腔和泄漏內(nèi)腔,同時在內(nèi)腔填充氣凝膠,模擬真實的工況環(huán)境。

仿真結(jié)果表明:試驗器工裝背板加熱按照200 ℃單個熱源條件進行計算,900 s試驗器結(jié)構(gòu)基本能夠達(dá)到試驗溫度200 ℃要求;橡膠P型圈上表面(密封面)溫度最高為199.86 ℃,底面溫度較低為155.36 ℃,滿足試驗測試的溫度要求。

2.2 P型圈有限元壓縮分析

P型橡膠圈由超彈性材料制成,具有良好的伸縮性和復(fù)原性,被廣泛用作密封、減振部件。

橡膠材料的特性錯綜復(fù)雜,其物化性能與金屬材料有很大差別,主要體現(xiàn)在橡膠材料的三重非線性(幾何、材料、邊界非線性)、大變形特性與不可壓縮性。雖然橡膠材料一般被模擬成不可壓縮的,但其體積模量并不是無窮大,大多數(shù)應(yīng)用背景下,采用相對不可壓縮模型與可壓縮模型并不會產(chǎn)生很大差異[27]。因此,筆者采用有限元方法對橡膠圈壓縮變形進行分析,得到其等效應(yīng)力與等效應(yīng)變數(shù)值,分析評估橡膠圈的密封效果,避免因變形過大產(chǎn)生屈服,導(dǎo)致密封永久失效[28]。

范·米塞斯總應(yīng)變是機械結(jié)構(gòu)中應(yīng)變的總和,即通過將彈性、塑性、熱和蠕變應(yīng)變組合在一起得到總應(yīng)變,然后根據(jù)總應(yīng)變計算得出等效總應(yīng)變[29]。

范·米塞斯(Von Mises)等效應(yīng)力σ計算方式如下式所示:

(6)

式中:σ1,σ2,σ3—單元體3個方向的主應(yīng)力,MPa。

筆者針對裝配結(jié)構(gòu)進行定性分析,為了減小計算量,縮短計算時間,在ANSYS中選取2D截面靜力分析模塊,兩種P型圈尺寸(外徑22 mm、外徑11 mm),分別對應(yīng)1%、4%、6%、10%、15%、20%、25%、42%壓縮率進行仿真分析,結(jié)果取壓縮率10%、20%、42%。

P型圈壓縮變形有限元計算云圖如圖6所示。

圖6 P型圈壓縮變形有限元計算云圖

圖6中,黑色透明白框是P型圈原始輪廓線,云圖顯示為壓縮變形后的形狀[30，31]。

筆者分別設(shè)置壓縮量、壓縮率對應(yīng)兩種尺寸型號P型圈。其中,P-11 mm密封圈壓縮仿真計算數(shù)據(jù)表如表2所示。

表2 P-11 mm密封圈壓縮仿真計算數(shù)據(jù)表

P-22 mm密封圈壓縮仿真計算數(shù)據(jù)表如表3所示。

表3 P-22 mm密封圈壓縮仿真計算數(shù)據(jù)表

由表(3,4)可以看出:在一定范圍內(nèi),隨著壓縮率的增加,P型密封圈變形量顯著增大;密封副接觸位置應(yīng)力應(yīng)變值明顯變大,提高了裝置整體的密封性能,進而降低了氣體泄漏量。

密封圈應(yīng)力應(yīng)變曲線如圖7所示。

圖7 密封圈應(yīng)力應(yīng)變曲線圖

由圖7可知:方框曲線密封圈(直徑11 mm)在壓縮過程中應(yīng)力應(yīng)變數(shù)值變化,隨著壓縮率的不斷增加,應(yīng)力應(yīng)變仿真計算數(shù)值單調(diào)遞增無波動;

圓點曲線(直徑22 mm)密封圈在壓縮過程中,15%～20%壓縮率區(qū)間上出現(xiàn)了數(shù)值的小范圍波動,呈現(xiàn)出先下降后上升的過程(這是因為密封圈直徑變大,在壓縮過程中一定壓縮率下,橡膠P型密封圈出現(xiàn)了局部癟縮與褶皺,導(dǎo)致密封圈上下接觸表面出現(xiàn)了虛位、接觸不實的現(xiàn)象。因此,在曲線中出現(xiàn)了數(shù)值局部的下降后上升的趨勢);當(dāng)壓縮率持續(xù)增大,密封圈上下密封界面與密封結(jié)構(gòu)件又完全貼合,隨著壓縮率的增加曲線后段數(shù)值繼續(xù)單調(diào)上升;

相較于22 mm密封圈,11 mm直徑密封圈在壓縮過程中整體形變更加穩(wěn)定,所以P-11 mm橡膠圈密封性能更加優(yōu)良。

基于以上仿真分析,不同于一般的計算方法,考慮到橡膠材料的高度非線性以及結(jié)構(gòu)的各向異性,筆者構(gòu)建了材料的超彈性模型。

結(jié)合曲線可以看出,在8種壓縮條件下,兩種尺寸P型橡膠密封圈的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)值變化趨勢相似。由此可見,該密封泄漏試驗對于同類型待測密封件的測試具有一定的對比參考價值。

3 試驗及結(jié)果分析

3.1 試驗方案

為了驗證上述有限元仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性,筆者設(shè)計了搭建的密封泄漏特性測試原理試驗臺,如圖8所示。

圖8 密封泄漏特性測試試驗臺

圖8中,試驗測試用可調(diào)空壓機安裝在熱風(fēng)洞前,通過調(diào)節(jié)閥流量控制可實現(xiàn)試驗兩種壓力調(diào)節(jié)的目的。高溫?zé)犸L(fēng)洞采用翅片式碳棒干燒加熱器,最高可提供1 000 ℃加熱源,保證測試用250 ℃熱風(fēng),用來模擬飛行器高速空氣摩擦產(chǎn)生的熱氣流。熱密封測試裝置頂部由高溫背板直接加熱,采用鎳鉻合金云母加熱器提供熱源,確保待測密封圈接觸位置能夠直接加熱到200 ℃,并恒定控溫,模擬實際工況由于太陽熱輻射及結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱產(chǎn)生的熱量。

熱密封測試方案流程圖如圖9所示。

圖9 熱密封測試方案流程圖

此外,為了防止氣體向外側(cè)泄漏,試驗器熱風(fēng)腔外側(cè)設(shè)計有密封槽,槽內(nèi)安裝有金屬石墨纏繞墊。

試驗過程中,采用可耐受800 ℃高溫的熱電偶測溫,PLC與儀表進行測控溫,控溫方式采用PID閉環(huán)控制。

高溫?zé)崦芊廛浖y試界面如圖10所示。

圖10 高溫?zé)崦芊廛浖y試界面

上位機軟件測控系統(tǒng)可以實現(xiàn)熱風(fēng)溫度、密封圈背板溫度、泄漏量、氣體壓力、泄漏氣體溫度數(shù)據(jù)的實時讀取與定向存儲功能。

3.2 不同壓縮率泄漏測試

不同壓縮率的高溫?zé)崦芊庑孤┰囼灩卜謨山M進行,第一組試驗為直徑22 mm橡膠P型密封圈的壓縮泄漏率測試試驗;第二組試驗為直徑11 mm橡膠P型密封圈壓縮泄漏率測試試驗。

各組試驗分兩步進行:(1)常溫試驗。即在不加熱的工況下進行兩種壓力(6.9 kPa、13.8 kPa)、不同壓縮率下的密封試驗;(2)高溫試驗。主要通過有限元溫度場仿真,分析背板電加熱條件下,密封工裝與待測試密封件是否能夠達(dá)到目標(biāo)測試溫度。

由于現(xiàn)場測試實際加熱升溫時間與仿真結(jié)果近似,可以開展高溫工況條件下的密封泄漏測試。

試驗條件同樣是兩種壓力、不同壓縮率的泄漏檢測,通過改變定位塊的厚度使壓縮率改變,依次測試,直至高溫下無泄漏,試驗結(jié)束。

對于前兩組試驗,即P22 mm與P11 mm密封圈的高溫?zé)崦芊鈿饷苄詸z測試驗,兩種試樣不同壓縮率泄漏量測試曲線,如圖11所示。

圖11 兩種試樣不同壓縮率泄漏量測試曲線

由圖11可知:總體看來,兩種型號P型圈在高溫下的密封性能優(yōu)于常溫工況,加熱升溫導(dǎo)致橡膠P型圈膨脹,與上、下密封接觸界面的擠壓力更大,進而增強了局部的接觸應(yīng)力,貼合更加緊密,因此密封效果更好;

隨著壓縮率的變化,外徑11 mm密封圈泄漏量更加線性,在4%壓縮率工況條件下,泄漏量已經(jīng)降至較低水平;外徑22 mm密封圈雖然隨著壓縮量的提高泄漏量也出現(xiàn)陡降趨勢,但其壓縮率在10%左右時,才出現(xiàn)較大拐點。

由此可見,外徑11 mm密封圈的密封性能更加優(yōu)良。

3.3 密封件不同開孔數(shù)泄漏測試

在恒定壓縮率條件下(4%壓縮率),筆者對直徑為22 mm橡膠P型密封圈試驗件開展密封圈無孔、開孔、多孔泄漏量檢測試驗。具體的步驟與壓縮率測試相同。

為了保證密封件測試同一性,針對同一個橡膠P型圈,筆者進行了無孔、4開孔、8開孔的密封泄漏補充試驗;排除其他因素的影響,只改變溫度工況與壓力工況展開測試,記錄采集數(shù)據(jù)并分析測試結(jié)果。該試驗可深入探究不同開孔數(shù)目對泄漏量的影響規(guī)律。

最終得出的P型圈不同開孔工況泄漏量測試數(shù)據(jù),如圖12所示。

由圖12可得:高溫工況下,密封圈的密封效果優(yōu)于常溫工況;在高溫13.8 kPa壓力下,隨著開孔數(shù)目的增多,泄漏量下降直至無泄漏;

圖12 P型圈不同開孔工況泄漏量測試數(shù)據(jù)

常溫測試條件下,在6.9 kPa與13.8 kPa壓力下,其泄漏規(guī)律近似;隨著開孔數(shù)目成倍增加,泄漏量近似以相同倍率下降?？梢?一定的開孔數(shù)目對密封效果有積極影響。

4 結(jié)束語

高超聲速飛行器起落架艙門密封結(jié)構(gòu)存在流體泄漏,其密封結(jié)構(gòu)的密封介質(zhì)泄漏特性難以表征,為此,以P型橡膠密封圈為對象,筆者采用有限元仿真分析與密封試驗相結(jié)合的方法,對密封結(jié)構(gòu)的密封泄漏特性進行了研究。

筆者首先依據(jù)待測介質(zhì)及測試目標(biāo)制定了試驗方案,并搭建了高溫?zé)崦芊庑孤┨匦詼y試控制系統(tǒng),然后結(jié)合有限元方法,開展了P型圈的壓縮變形仿真與試驗器工裝的溫度場分析,最后通過試驗測試,得到了不同工況(溫度、壓差、壓縮率)以及密封介質(zhì)結(jié)構(gòu)、不同開孔數(shù)目狀態(tài)下的泄漏量數(shù)據(jù)。

研究結(jié)果表明:

(1)待測密封介質(zhì)的高溫密封性能明顯優(yōu)于常溫工況下的密封性能;其他相同條件下,高溫工況下的泄漏量更低,密封性能更好;

(2)在橡膠密封圈彈性變形范圍內(nèi),不同氣體輸入壓力(內(nèi)外兩側(cè)壓差)條件下,隨著壓縮率的變大,泄漏量均呈現(xiàn)下降趨勢。但是,較小直徑的試驗件密封性能更好;

(3)固定壓縮率不變,密封介質(zhì)有無開孔對其密封效果的影響明顯;在一定范圍內(nèi),氣體泄漏量隨開孔數(shù)目的增加而降低,泄漏流量與開孔數(shù)目近似呈現(xiàn)倍率線性下降關(guān)系。

在未來的研究工作中,筆者將重點關(guān)注飛行器熱密封結(jié)構(gòu)位置處密封介質(zhì)自身的理化性能,以使密封結(jié)構(gòu)能更好地適應(yīng)多種復(fù)雜極端工況。