液體火箭發(fā)動機端面密封脫開壓力理論計算及試驗研究

魏芳勝 解 慶 戚鵬舉 董 飛 王 力

液體火箭發(fā)動機端面密封脫開壓力理論計算及試驗研究

魏芳勝1解 慶2戚鵬舉1董 飛1王 力2

（1.西安航天發(fā)動機有限公司，西安 710100；2. 西安航天動力研究所，西安 710100）

為了提高某型號液體火箭發(fā)動機渦輪泵端面密封脫開壓力值的準(zhǔn)確可靠性，提出一種基于彈力測試值理論計算脫開壓力的方法，并研究出集充放氣、氣壓檢測、數(shù)據(jù)采集全過程一體化的脫開試驗控制技術(shù)，采用自動化脫開試驗系統(tǒng)對理論計算結(jié)果進行了試驗驗證，計算及試驗結(jié)果表明，該理論計算方法及自動化脫開試驗技術(shù)精確可行，提高了端面密封試驗數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性和可靠性，能夠有效保證液體火箭發(fā)動機的工作性能與壽命。

端面密封；脫開壓力；自動化脫開試驗

1 引言

端面密封是液體火箭發(fā)動機渦輪泵的重要部件之一，高可靠密封是保證發(fā)動機穩(wěn)定燃燒的重要特性，其工作性能與發(fā)動機的可靠性和壽命密切相關(guān)[1]。某型號液體火箭發(fā)動機端面密封結(jié)構(gòu)如圖1所示，該密封不同于傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)，為脫開式密封，位于氧泵高壓殼體出口與主渦輪之間，在發(fā)動機起動前密封處于閉合狀態(tài)，阻止氧泵預(yù)冷充填過程中的液氧進入渦輪腔；發(fā)動機起動時，隨著氧泵轉(zhuǎn)速的升高，密封前后壓差達到一定程度后，密封迅速脫開，額定流量的液氧通過密封腔進入渦輪腔，阻止高溫燃氣進入氧泵內(nèi)；發(fā)動機關(guān)機時，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。脫開式端面密封動環(huán)材料為高強度不銹鋼，靜環(huán)材料為銅石墨，起動過程中，在高密封比壓條件下摩擦運轉(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

若密封脫開壓力過低，則在發(fā)動機起動前，密封已脫開，液氧泄漏，導(dǎo)致發(fā)動機無法正常起動；若密封脫開壓力過高，則在發(fā)動機起動過程中，隨著氧泵轉(zhuǎn)速的升高，密封無法及時脫開，密封面處于長時間高速摩擦磨損狀態(tài)，導(dǎo)致密封失效，無法滿足發(fā)動機再次起動的要求。若關(guān)閉壓力過高，則在發(fā)動機關(guān)機過程中，密封在較高轉(zhuǎn)速下提前閉合，密封面處于長時間高速摩擦磨損狀態(tài)，導(dǎo)致密封失效，無法滿足發(fā)動機再次起動的要求。

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

2 脫開壓力理論計算方法

2.1 脫開式端面密封

某型號液體火箭發(fā)動機脫開式端面密封主要包括動環(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，端面密封脫開前受彈簧力和U型密封環(huán)的摩擦力作用，動環(huán)與靜環(huán)處于貼合狀態(tài)；隨著充氣壓力的增加，達到一定的壓力（及脫開壓力）后，動環(huán)與靜環(huán)迅速分離。

圖2 脫開式端面密封原理

2.2 脫開壓力計算方法

3 自動化脫開試驗技術(shù)

為了提高液體火箭發(fā)動機端面密封脫開試驗的準(zhǔn)確性及效率，開發(fā)了一套集充放氣、氣壓檢測、數(shù)據(jù)采集顯示為一體的全自動化脫開試驗系統(tǒng)，操作便捷，可對試驗數(shù)據(jù)進行精準(zhǔn)、高效地采集，同時具有實時顯示試驗數(shù)據(jù)變化曲線的功能，便于對數(shù)據(jù)進行分析與處理。

3.1 氣路設(shè)計系統(tǒng)

端面密封自動化脫開試驗系統(tǒng)工作原理如圖3所示，試驗時首先進入初始操作控制界面，然后輸入產(chǎn)品型號，并選取自動試驗方式；試驗過程中，可隨時點開壓力曲線，觀察試驗參數(shù)情況；試驗結(jié)束，可導(dǎo)出試驗數(shù)據(jù)。

試驗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，打開蓄壓器出口的電磁閥，用蓄壓器中氮氣向端面密封給壓，充分脫開和緩慢關(guān)閉，并通過數(shù)顯壓力表讀取脫開壓力值，同時可通過歷史數(shù)據(jù)查詢試驗數(shù)據(jù)。整個試驗過程通過控制程序全自動完成，一鍵式操作，提升了自動化水平，縮短了試驗周期，簡化了試驗操作過程[3，4]。

圖3 自動化脫開試驗系統(tǒng)原理圖

3.2 硬件系統(tǒng)

硬件主要由上位機計算機和下位機PLC組成，上位機用于人員操作、試驗數(shù)據(jù)顯示、試驗參數(shù)管理、試驗數(shù)據(jù)查詢及曲線和報表的生成、管理下位機硬件的工作參數(shù)，由操作臺上的顯示器、打印機和工業(yè)計算機組成；下位機用于進行實時的試驗數(shù)據(jù)采集和處理；上、下位機之間通過網(wǎng)線連接[5]。

3.3 軟件系統(tǒng)

軟件由下位機軟件和上位機軟件組成，如圖4所示。下位機軟件主要負責(zé)完成壓力數(shù)據(jù)采集、處理和上傳。下位機上電啟動后，先加載網(wǎng)絡(luò)參數(shù)，然后循環(huán)等待上位機的網(wǎng)絡(luò)連接。網(wǎng)絡(luò)連接后，首先接收到的是下位機硬件的設(shè)置參數(shù)，接收完畢后進行設(shè)置使設(shè)備正常運行。在保證所有設(shè)備正常運行后，開始循環(huán)數(shù)據(jù)采集、處理和上傳。下位機的所有試驗參數(shù)和所有設(shè)備參數(shù)均由上位機通過網(wǎng)絡(luò)發(fā)送而來。

圖4 軟件系統(tǒng)

4 試驗驗證

為了驗證該自動化脫開試驗裝置的準(zhǔn)確性，針對一臺端面密封產(chǎn)品進行了理論計算和試驗驗證。

4.1 脫開壓力計算結(jié)果

在彈力試驗機上，以密封裝配后的高度為壓縮量起始點進行彈力測試（密封裝配允許壓縮量為3mm），試驗速度為1mm/min，分別測量密封壓縮0.5mm、1.0mm、1.5mm、2.0mm、2.5mm時的彈力值為1122.0N、1247.1N、1385.0N、1510.0N、1640.0N，當(dāng)壓縮量達到2.5mm時，彈力試驗機繼續(xù)下壓0.1mm后返回，測量返回過程中密封壓量為2.5mm、2.0mm、1.5mm、1.0mm、0.5mm時的彈力值為1100.0N、972.0N、835.0N、707.1N、586.0N。

計算脫開壓力：

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

計算得到，Δ=2.39MPa。

4.2 自動化脫開試驗驗證

將上述計算符合要求的端面密封產(chǎn)品裝入渦輪泵中，在自動化脫開試驗系統(tǒng)上進行脫開試驗，工作介質(zhì)使用高純氮氣，采用自動試驗?zāi)Ｊ?，采樣頻率為0.2s/次，設(shè)定好蓄壓器中充入壓力后，點擊開始按鈕，試驗系統(tǒng)首先緩慢向蓄壓器中充壓（充壓速率為0.02MPa/s），到達設(shè)定壓力值后試驗系統(tǒng)自動關(guān)閉蓄壓器入口的電磁氣控閥，同時迅速打開蓄壓器出口的電磁閥，氮氣充入泵腔，端面密封被脫開，氮氣持續(xù)排出，蓄壓器中壓力降低至一定值后渦輪端密封關(guān)閉。共進行了三次試驗，通過試驗系統(tǒng)自動采集數(shù)據(jù)，得出試驗數(shù)據(jù)變化曲線如圖5所示。

圖5 三次脫開試驗數(shù)據(jù)變化曲線

從脫開試驗數(shù)據(jù)圖來看，三次脫開試驗脫開壓力分別為2.416MPa、2.453MPa、2.462MPa，壓力升降曲線呈規(guī)律性變化，一致性較好，并且與理論計算值的相對誤差僅為1%～3%，表明該自動化脫開試驗裝置精度良好。

通過彈力測試的實測值計算U型密封環(huán)摩擦力，進而根據(jù)摩擦力計算脫開壓力，所獲得的脫開壓力值準(zhǔn)確可靠。采用自動化脫開試驗技術(shù)可實現(xiàn)氣壓在管道中穩(wěn)定傳遞、充放氣速度均勻可控、試驗壓力值精準(zhǔn)化采集與顯示，端面密封試驗脫開壓力值與理論計算值基本一致，可有效避免由于脫開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)品報廢形成的經(jīng)濟損失。

5 結(jié)束語

本文所述脫開壓力計算方法及自動化脫開試驗技術(shù)已在數(shù)次液體火箭發(fā)動機渦輪泵端面密封正式裝配時投入使用，試驗結(jié)果均在要求值范圍內(nèi)，并且已通過數(shù)次試車考核，得到了有效的試車驗證。本文采用的先進理論方法與自動化技術(shù)手段提高了端面密封的一次裝配成功率與效率，同時大大提升了發(fā)動機的可靠性，對于其它型號發(fā)動機端面密封裝配質(zhì)量及自動化水平的應(yīng)用與提升具有較好的借鑒作用。

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

2 孫玉霞，李雙喜，李繼和，等．機械密封技術(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]. 液壓氣動與密封，2007(3)：43～47

4 龍飛，邢武，盛曾慰．氣密性檢測方法分析[J]. 液壓氣動與密封，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，機械制造及其自動化專業(yè)；研究方向：液體火箭發(fā)動機渦輪泵制造及裝配技術(shù)。

2019-05-15