柔性艙O型密封圈密封性能分析

王東輝 戈嗣誠(chéng) 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(chéng)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(xué)航天學(xué)院，南京 210016）（2 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

針對(duì)柔性艙為密封艙在太空環(huán)境中存在密封可靠性不足問(wèn)題，文章提出了一種柔性艙O型密封結(jié)構(gòu)，建立了柔性艙密封結(jié)構(gòu)的非線性有限元仿真模型。通過(guò)柔性艙O型密封圈的Von Mises應(yīng)力及最大接觸應(yīng)力來(lái)判定柔性艙密封可靠性，探討柔性艙內(nèi)氣壓、預(yù)壓縮率、壓條與艙門(mén)法蘭間是否添加薄膜等因素對(duì)柔性艙密封性能的影響狀況。ANSYS仿真分析結(jié)果表明：隨著預(yù)壓縮率及柔性艙內(nèi)壓增加，最大接觸應(yīng)力與Von Mises應(yīng)力增大；當(dāng)柔性艙密封結(jié)構(gòu)添加薄膜時(shí)將增強(qiáng)密封性能,預(yù)壓縮率為10%且艙內(nèi)氣壓在0.1~0.6MPa范圍內(nèi)時(shí)可實(shí)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(yīng)力 航天器機(jī)構(gòu)

0 引言

載人深空探測(cè)是擴(kuò)展人類(lèi)活動(dòng)領(lǐng)域及開(kāi)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(cè)的典型設(shè)備，不僅可用于空間站的建設(shè)，同時(shí)還能為后續(xù)月球基地的探測(cè)和建設(shè)奠定基礎(chǔ)[1-2]。為了保證深空探測(cè)安全進(jìn)行，在發(fā)射前需對(duì)柔性艙密封等結(jié)構(gòu)進(jìn)行可靠性試驗(yàn)，檢驗(yàn)其在太空環(huán)境中能否工作正常，而密封技術(shù)又是評(píng)定柔性艙可靠性關(guān)鍵因素之一[3]。

密封技術(shù)對(duì)航天器正常工作至關(guān)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(guó)“挑戰(zhàn)者”號(hào)[4]，由于右側(cè)推進(jìn)器O型密封結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問(wèn)題導(dǎo)致密封圈失效，燃?xì)庑孤┰斐珊教祜w機(jī)爆炸；2007年美國(guó)“奮進(jìn)號(hào)”航天飛機(jī)因船艙泄漏問(wèn)題導(dǎo)致無(wú)法按期發(fā)射[5]。針對(duì)密封可靠性不足問(wèn)題現(xiàn)階段密封結(jié)構(gòu)大多采用O型密封圈形式[6]，業(yè)內(nèi)對(duì)于此類(lèi)密封結(jié)構(gòu)已開(kāi)展了大量研究工作，例如：文獻(xiàn)[7]中提出了O型密封圈的接觸應(yīng)力的經(jīng)驗(yàn)公式，可用于解決密封結(jié)構(gòu)摩擦、泄露及其耐用性問(wèn)題。文獻(xiàn)[8]對(duì)大型真空容器的密封結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元研究，得出密封槽寬度對(duì)密封圈壓縮量的影響規(guī)律。文獻(xiàn)[9]對(duì)載人飛船艙門(mén)及主軸密封結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，得出結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)密封性能的影響規(guī)律、分析摩擦系數(shù)及溫度對(duì)密封失效的影響規(guī)律。

目前，國(guó)內(nèi)大多數(shù)飛行器大多使用O型密封圈進(jìn)行密封，O型密封圈具有體積小、結(jié)構(gòu)緊湊、密封性能好、摩擦阻力小等優(yōu)勢(shì)，可廣泛應(yīng)用于端面及其零件內(nèi)外徑結(jié)構(gòu)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(yù)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(jié)構(gòu)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(yīng)力及Von Mises應(yīng)力，分析O型密封圈的受力和密封性能，對(duì)O型密封圈各個(gè)影響因素下進(jìn)行有限元仿真分析，為柔性艙的密封性能提供科學(xué)的理論依據(jù)。

1 柔性艙密封結(jié)構(gòu)及密封性能判定

柔性艙艙體的密封性能主要取決于艙門(mén)的密封結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)例如圖1所示。柔性艙艙門(mén)共設(shè)置兩處密封結(jié)構(gòu)，一處為艙門(mén)與艙門(mén)法蘭之間設(shè)置O型密封圈，夾層間增加薄膜，艙門(mén)與艙門(mén)法蘭由螺釘連接；另一處為艙門(mén)法蘭與蒙皮之間設(shè)置O型密封圈，中間夾層增加薄膜，艙門(mén)法蘭與壓條由螺釘連接，對(duì)柔性艙蒙皮實(shí)施壓力起到固定作用。為提高柔性艙密封性能，在艙門(mén)法蘭與蒙皮間設(shè)置兩道密封圈增強(qiáng)密封可靠性。柔性艙的密封結(jié)構(gòu)通過(guò)O型密封圈進(jìn)行徑向密封為軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，將其簡(jiǎn)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(yuǎn)大于密封圈[17]，因此，可將柔性艙蒙皮及壓條簡(jiǎn)化為單個(gè)剛體。圖2（b）為徑向密封結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化后O型密封圈的幾何模型，柔性艙艙門(mén)兩處密封結(jié)構(gòu)可用該簡(jiǎn)化模型進(jìn)行計(jì)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(mén)密封結(jié)構(gòu)例

圖2 柔性艙密封結(jié)構(gòu)二維模型

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

式中1、2、3為單元體三個(gè)方向的主應(yīng)力；為Von Mises應(yīng)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(yīng)力主要反映密封圈某點(diǎn)的Von Mises應(yīng)力，Von Mises應(yīng)力越大，O型密封圈越易出現(xiàn)材料蠕變及應(yīng)力松弛現(xiàn)象[15]。

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

2 計(jì)算模型

2.1 O型密封圈材料模型

對(duì)柔性艙O型密封圈進(jìn)行有限元分析時(shí)，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(xué)特性[17]?，F(xiàn)假設(shè)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(yīng)變能函數(shù)由應(yīng)變張量的2個(gè)不變量12所表示[18]，并推導(dǎo)出Mooney-Rivlin模型的應(yīng)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?fàn)顟B(tài)的體積比。

應(yīng)變不變量12為

式中1，2，3為三方向主伸長(zhǎng)比；O型橡膠圈視為不可壓縮材料或近似不可壓縮材料時(shí)=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(gè)材料參數(shù)的兩項(xiàng)式Mooney-Rivlin模型，即：

式中12為應(yīng)變張量的2個(gè)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(duì)稱(chēng)模型，其受力為軸對(duì)稱(chēng)，因此，傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)如圖3（a）所示。對(duì)O型密封圈仿真時(shí)，建立O型密封圈、艙門(mén)法蘭、剛體的二維軸對(duì)稱(chēng)模型。在圖3（a）密封結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，在艙門(mén)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(jié)構(gòu)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(shù)。

圖3 柔性艙密封結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分

柔性艙O型密封的工作過(guò)程可分為三步：第一步為剛體與艙門(mén)法蘭的安裝過(guò)程，即先將剛體移動(dòng)一段距離，使密封圈有一個(gè)預(yù)壓縮率；第二步為對(duì)柔性艙進(jìn)行充氣加壓過(guò)程，即O型密封圈添加均布?jí)毫^(guò)程；第三步為柔性艙法蘭與剛體之間增加薄膜進(jìn)行裝配及加壓過(guò)程。仿真模擬柔性艙密封圈的密封過(guò)程，將剛體移動(dòng)一定距離，使其緩慢移動(dòng)到安裝位置，實(shí)現(xiàn)剛體與艙門(mén)法蘭的安裝過(guò)程模擬。對(duì)柔性艙進(jìn)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(guò)程，此過(guò)程有三組接觸對(duì)：1）艙門(mén)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(wú)氣壓下不同預(yù)壓縮率對(duì)柔性艙密封特性的影響

模擬無(wú)氣壓下不同預(yù)壓縮率對(duì)柔性艙密封性能的影響，逐步移動(dòng)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(yù)壓縮率的Von Mises應(yīng)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(yīng)力也對(duì)應(yīng)增加，出現(xiàn)兩個(gè)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(yīng)力較大由上下兩端向中間靠攏；當(dāng)預(yù)壓縮率達(dá)到20%時(shí)，紅色區(qū)域貫穿，此時(shí)O型密封圈出現(xiàn)應(yīng)力集中，易出現(xiàn)裂紋現(xiàn)象。

圖4 不同預(yù)壓縮率下Von Mises應(yīng)力分布

接觸應(yīng)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(yīng)力對(duì)稱(chēng)分布；隨著預(yù)壓縮率的增大，密封圈與剛體最大接觸應(yīng)力增大，與Hertz接觸理論相符合[20]。

圖5 不同預(yù)壓縮率下接觸應(yīng)力分布

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

圖6 不同預(yù)壓縮率下最大接觸應(yīng)力及最大Von Mises應(yīng)力

3.2 柔性艙內(nèi)不同氣壓對(duì)柔性艙密封特性的影響

柔性艙內(nèi)無(wú)氣壓、壓縮率為10%時(shí)，O型密封圈未出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象。選取預(yù)壓縮率為10%，并逐步增加柔性艙內(nèi)壓由0.1MPa至0.6MPa進(jìn)行仿真分析。結(jié)果顯示，最大接觸應(yīng)力由3.07MPa增至3.55MPa，遠(yuǎn)大于柔性艙內(nèi)氣壓，說(shuō)明柔性艙在此狀況下能實(shí)現(xiàn)自密封，并在內(nèi)壓作用下，O型密封圈向左擠壓移動(dòng)，柔性艙內(nèi)氣壓增大，接觸應(yīng)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(yīng)力及最大接觸應(yīng)力變化趨勢(shì)如圖7所示?？梢钥闯?，預(yù)壓縮率一定，增大柔性艙內(nèi)壓，最大Von Mises應(yīng)力的變化較小近似為一條直線，而最大接觸應(yīng)力則呈顯著增大的趨勢(shì)。

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

3.3 柔性艙剛體與艙門(mén)法蘭之間添加薄膜對(duì)柔性艙密封特性的影響

當(dāng)柔性艙剛體與艙門(mén)法蘭之間增加薄膜，在柔性艙內(nèi)無(wú)氣壓狀況下，預(yù)壓縮率分別為5%，10%，15%，20%時(shí)，O型密封圈的Von Mises應(yīng)力分布如圖8所示。可以發(fā)現(xiàn)，隨著壓縮率的增加，O型密封圈Von Mises應(yīng)力也對(duì)應(yīng)增加，出現(xiàn)上下兩個(gè)峰值區(qū)，當(dāng)預(yù)壓縮率達(dá)到20%時(shí)，O型密封圈易出現(xiàn)裂紋。隨著預(yù)壓縮量的增大，O型密封圈最大接觸應(yīng)力由1.403MPa增至5.134MPa，最大Von Mises應(yīng)力在一定范圍內(nèi)和預(yù)壓縮率近似成線性增長(zhǎng)，具體變化趨勢(shì)如圖9所示。

柔性艙內(nèi)無(wú)氣壓、壓縮率為10%時(shí)，O型密封圈未出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象，在此預(yù)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(yīng)力和最大Von Mises應(yīng)力的變化趨勢(shì)如圖10所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著內(nèi)壓增大，最大接觸應(yīng)力由2.967MPa增加至3.703MPa，主密封界面的接觸應(yīng)力均值為3.28MPa，遠(yuǎn)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(dòng)下，O型密封圈向左偏移，內(nèi)壓的增大對(duì)最大Von Mises應(yīng)力影響較小。

圖8 不同壓縮率下Von Mises應(yīng)力分布

圖9 不同壓縮率下最大Von Mises應(yīng)力及最大接觸應(yīng)力

圖10 不同內(nèi)壓下最大接觸應(yīng)力及最大Von Mises應(yīng)力

不同內(nèi)壓狀況下對(duì)比傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)和增加薄膜的密封結(jié)構(gòu)的最大接觸應(yīng)力，如圖11（a）所示，可以看出，當(dāng)柔性艙內(nèi)壓達(dá)到0.4MPa后，增加薄膜的密封結(jié)構(gòu)比傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)最大接觸應(yīng)力大，密封結(jié)構(gòu)密封性能更好。最大Von Mises應(yīng)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(yīng)力峰值始終小于傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)結(jié)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(jié)構(gòu)下O型密封圈的最大接觸應(yīng)力和最大Von Mises應(yīng)力

4 結(jié)束語(yǔ)

基于柔性艙艙門(mén)結(jié)構(gòu)的密封性能需求，本文提出一種柔性艙艙門(mén)密封結(jié)構(gòu)，并對(duì)該密封結(jié)構(gòu)建立有限元模型，通過(guò)最大接觸應(yīng)力及最大Von Mises應(yīng)力來(lái)判定柔性艙的密封性能，研究預(yù)壓縮率及柔性艙充氣壓力對(duì)O型密封圈密封性能影響，得到以下結(jié)論：

1）當(dāng)柔性艙內(nèi)氣壓為0 MPa時(shí)，增大密封圈預(yù)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(yù)壓縮率較大時(shí)密封圈易出現(xiàn)應(yīng)力松弛，造成永久變形，導(dǎo)致密封失效。因此，在保證有效密封的狀況下適當(dāng)選擇預(yù)壓縮率。

2）預(yù)壓縮率一定時(shí)，柔性艙加壓過(guò)程中，密封圈與法蘭接觸面積及接觸應(yīng)力逐漸增大，增加密封性能。滿足柔性艙蒙皮及艙門(mén)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度下，柔性艙在0.1至0.6 MPa壓力范圍內(nèi)，最大接觸應(yīng)力始終遠(yuǎn)大于艙內(nèi)壓，可實(shí)現(xiàn)密封效果。

3）增加薄膜的柔性艙密封結(jié)構(gòu)O型密封圈的最大接觸應(yīng)力始終遠(yuǎn)大于艙內(nèi)充氣壓力，Von Mises應(yīng)力始終小于傳統(tǒng)密封結(jié)構(gòu)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(xué)飛行器設(shè)計(jì)專(zhuān)業(yè)在讀碩士研究生。研究方向航天器柔性展開(kāi)機(jī)構(gòu)。E-mail：1666874908@qq.com。

2020-03-19

江蘇省基礎(chǔ)研究計(jì)劃(自然科學(xué)基金)（BK20180417）；國(guó)家自然科學(xué)青年基金（11902157）；載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目（040202）

王東輝, 戈嗣誠(chéng), 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）