火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸承搖擺試驗(yàn)技術(shù)

袁軍社，趙長安，楊孟博，王 婷

(西安航天動(dòng)力研究所 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710100)

0 引言

運(yùn)載火箭飛行過程中，為實(shí)現(xiàn)箭體姿態(tài)控制，要求發(fā)動(dòng)機(jī)能夠提供推力矢量控制。在研的大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)大都使用創(chuàng)新設(shè)計(jì)的常平環(huán)，采用潤滑性能良好且能自動(dòng)調(diào)心的軸承作為搖擺關(guān)節(jié)，在伺服機(jī)構(gòu)控制下驅(qū)動(dòng)推力方向繞軸承變化，使得發(fā)動(dòng)機(jī)具備單擺、雙擺功能，從而實(shí)現(xiàn)箭體俯仰、偏航和滾動(dòng)三維控制。在此過程中，軸承徑向往往要承受較大的發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷，搖擺時(shí)其軸向還要承受一定的推力分量和慣性載荷，此外還要在伺服機(jī)構(gòu)系統(tǒng)控制下完成一定角度的往復(fù)回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，載荷環(huán)境十分嚴(yán)酷。其靜態(tài)承載能力及疲勞壽命直接決定發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性，軸承摩擦系數(shù)直接影響伺服機(jī)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，然而這些參數(shù)廠家均無法提供。因此，在實(shí)際飛行前必須通過地面試驗(yàn)對其靜態(tài)承載裕度和疲勞壽命進(jìn)行考核。

通過地面試驗(yàn)對軸承進(jìn)行靜態(tài)承載和低速搖擺特性研究，國內(nèi)外也有相關(guān)報(bào)告和研究成果。如美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-B-81819 對低速擺動(dòng)關(guān)節(jié)軸承的性能要求和試驗(yàn)方法進(jìn)行了詳細(xì)的規(guī)定，后來頒布的AS 81820也是適用于關(guān)節(jié)軸承的低速擺動(dòng)試驗(yàn)要求。但由于技術(shù)保密等原因，已有文獻(xiàn)多僅有對試驗(yàn)機(jī)原理的簡單介紹。Sliney、Kim等利用采用氣壓傳動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)關(guān)節(jié)軸承實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)擺動(dòng)，液壓系統(tǒng)進(jìn)行加載，證明了新工藝的合理性。姜韶峰等采用直流電機(jī)+曲柄擺桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)關(guān)節(jié)軸承的低速擺動(dòng)。呂新圃等采用異步電機(jī)帶動(dòng)曲柄擺桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)，采用杠桿砝碼進(jìn)行加載。洪富岳等設(shè)計(jì)出一種關(guān)節(jié)軸承壽命試驗(yàn)機(jī)，用于研究大直徑、受重載的關(guān)節(jié)軸承的磨損壽命。邸世勇采用螺旋擺動(dòng)液壓缸設(shè)計(jì)了一種關(guān)節(jié)軸承試驗(yàn)機(jī)，可以將搖擺頻率提高到5 Hz。宋云峰等研制出一種試驗(yàn)機(jī)，該機(jī)采用變頻調(diào)速電機(jī)帶動(dòng)曲柄擺桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)關(guān)節(jié)軸承的擺動(dòng)，通過變頻器調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速和擺桿長度實(shí)現(xiàn)對擺動(dòng)頻率和擺動(dòng)角度的調(diào)節(jié)。國內(nèi)的洛軸、貴州虹山等也都設(shè)計(jì)出了類似試驗(yàn)機(jī)。總結(jié)其主要特點(diǎn)為：軸向徑向最大加載能力600 kN；不具備施加較大軸向載荷能力；單次試驗(yàn)只能安裝1個(gè)軸承；設(shè)備復(fù)雜、造價(jià)高；通用性不強(qiáng)。

鑒于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺用軸承服役環(huán)境的復(fù)雜性和特殊性，需要研究新的試驗(yàn)方法，本文以某大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為例，設(shè)計(jì)了一種新的軸承搖擺試驗(yàn)方法，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了軸承在各種工況下的承載能力、疲勞壽命及摩擦系數(shù)，該方法可推廣應(yīng)用至更大推力及可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)軸承的搖擺試驗(yàn)。

1 邊界及受載分析

1.1 安裝邊界

某大推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺用軸承安裝于常平座，主要用于傳遞推力和作為發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺中心。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，推力室產(chǎn)生的軸向推力經(jīng)兩側(cè)推力室支耳傳遞給常平座軸承，再依次通過常平座、機(jī)架將推力傳遞給箭體。伺服機(jī)構(gòu)一端鉸接于機(jī)架，另一端鉸接于推力室身部，在高壓煤油作用下驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)活塞桿推動(dòng)推力室身部，使得推力室繞常平座軸承擺動(dòng)，最終實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺。軸承安裝位置如圖1所示。

圖1 軸承安裝位置示意圖Fig.1 The installation location of bearing in rocket engine

軸承在發(fā)動(dòng)機(jī)中的安裝方式為：軸承外圈間隙配合安裝于常平座內(nèi)孔，一端緊貼內(nèi)孔凸臺(tái)，另一端被擋蓋壓緊，壓緊力來源于螺栓與常平座的螺紋連接，保證軸承外圈為固支約束狀態(tài)；內(nèi)圈與推力室支耳或常平座搖擺軸間隙配合，鎖緊螺母將軸承內(nèi)圈貼緊于推力室支耳或常平座搖擺軸凸臺(tái)。軸承模型及安裝方式如圖2所示。

圖2 軸承模型及安裝邊界示意圖Fig.2 The drawing of real installation mode

1.2 受載方式

通常情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)常平座分別在對稱位置安裝4個(gè)軸承，其中2個(gè)軸承安裝于常平座自帶軸，2個(gè)軸承安裝于推力室支耳，其實(shí)際受載方式為：推力通過推力室支耳或常平座搖擺軸沿軸承徑向施加于軸承內(nèi)圈；推力分量和慣性載荷產(chǎn)生的軸向載荷通過推力室支耳或常平座搖擺軸凸臺(tái)沿軸向施加于軸承內(nèi)圈。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)可將軸承受載情況分為3種：不擺(固定)狀態(tài)、單擺狀態(tài)和雙擺狀態(tài)。軸承實(shí)際安裝位置及受載示意圖如圖3所示。

圖3 軸承實(shí)際安裝位置及受載分析Fig.3 The real installation location and loaded analysis of bearing

1.2.1 不擺狀態(tài)

圖3(a)為發(fā)動(dòng)機(jī)不擺狀態(tài)即固定狀態(tài)，推力室產(chǎn)生的推力由單擺常平座的搖擺軸傳遞到軸承，推力方向始終與推力室初始安裝軸向一致，推力對軸承無軸向分量，存在橫線慣性載荷，軸承只需進(jìn)行靜態(tài)承載能力研究。

1.2.2 單擺狀態(tài)

發(fā)動(dòng)機(jī)單擺狀態(tài)軸承安裝及受載示意圖如圖3(b)所示。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行單向推力矢量調(diào)節(jié)，軸承安裝形式與不擺狀態(tài)一致，軸承只在承受靜態(tài)的徑向載荷和軸向慣性載荷的基礎(chǔ)上，同時(shí)進(jìn)行一定角度的低速擺動(dòng)。

1.2.3 雙擺狀態(tài)

雙擺狀態(tài)安裝形式如圖3(c)所示。推力室產(chǎn)生的推力由搖擺軸軸承傳遞到雙擺常平環(huán)，推力經(jīng)常平環(huán)自帶軸最終傳遞至機(jī)架。因此，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)雙擺狀態(tài)擺圓進(jìn)行推力矢量調(diào)節(jié)時(shí)，推力室搖擺軸軸承始終受徑向推力，與單擺狀態(tài)一致；常平座自帶軸軸承徑向除了承受推力載荷，同時(shí)承受推力分量和慣性載荷帶來的軸向載荷，并進(jìn)行低速擺動(dòng)。

按照以上分析，若發(fā)動(dòng)機(jī)按照角度擺圓時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力、推力室搖擺軸軸承轉(zhuǎn)動(dòng)角度、自帶軸軸承轉(zhuǎn)動(dòng)角度、推力產(chǎn)生的自帶軸軸承軸向力間存在如下關(guān)系：

(1)

(2)

將式(2)繪成曲線見圖4。可以看出：發(fā)動(dòng)機(jī)雙擺時(shí)，自帶軸軸承軸向力隨著自帶軸軸承轉(zhuǎn)動(dòng)角度的增加逐漸減小。

圖4 自帶軸軸承軸向力與軸承搖擺角度關(guān)系曲線Fig.4 The relation between axial load of bearing in coming with axis and swing angle

2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 邊界模擬

根據(jù)結(jié)構(gòu)對稱思想模擬軸承在發(fā)動(dòng)機(jī)常平座的安裝邊界，采用“雙試驗(yàn)軸承+雙工藝軸承”方法，整體設(shè)計(jì)軸承低速搖擺試驗(yàn)系統(tǒng)的載荷邊界，主要由上拉板、下拉板、輔助軸、加載板、搖擺軸、擋圈、擋環(huán)、鎖緊螺母、軸承等組成。通過上下對稱設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)軸承徑向載荷的同步施加，通過對稱實(shí)現(xiàn)軸承軸向載荷的同步施加。模擬示意圖如圖5所示。

圖5 軸承實(shí)際安裝方式及載荷邊界模擬示意圖Fig.5 The drawing of load boundary simulation

主要設(shè)計(jì)思路為：下拉板中心設(shè)計(jì)并列安裝兩個(gè)工藝軸承，兩端擋環(huán)壓緊工藝軸承外圈，將軸承外圈固定于下拉板內(nèi)；兩側(cè)上拉板下端對稱布置2個(gè)試驗(yàn)軸承，上拉板一側(cè)預(yù)設(shè)凸臺(tái)模擬常平座凸臺(tái)，另一端通過擋環(huán)壓緊試驗(yàn)軸承外圈，模擬常平座的軸承擋蓋；搖擺軸穿過上述4個(gè)工藝軸承和試驗(yàn)軸承的內(nèi)圈，軸承之間設(shè)計(jì)墊環(huán)使得內(nèi)圈接觸，搖擺軸一端設(shè)計(jì)凸臺(tái)約束軸承內(nèi)圈，另一端通過鎖緊螺母夾緊工藝軸承和試驗(yàn)軸承內(nèi)圈，確保4個(gè)軸承可以同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)；兩側(cè)上拉板上端對稱設(shè)置2個(gè)輔助軸承，軸承安裝方式與試驗(yàn)軸承一致，中心通過輔助軸穿過內(nèi)圈和加載板。

2.2 載荷模擬

根據(jù)前述對于軸承邊界模擬的設(shè)計(jì)方法，系統(tǒng)上下方向施加載荷將作用于6個(gè)軸承的徑向，每個(gè)軸承受到的徑向載荷均為1/2，左右兩側(cè)上拉板中心施加水平載荷將作用于輔助軸承和試驗(yàn)軸承的外圈，每個(gè)軸承受到的載荷為1/2。載荷施加方式如圖6所示。

圖6 加載方式模擬示意圖Fig.6 The drawing of loadding mode

其加載方式具體為：徑向加載模塊通過液壓作動(dòng)筒將載荷作用于輔助軸，輔助軸將載荷傳遞給兩側(cè)輔助軸承內(nèi)圈，依次經(jīng)上拉板、搖擺軸將載荷施加于試驗(yàn)軸承和工藝軸承，最終與地面承力點(diǎn)(徑向載荷約束)連接的下拉板形成載荷平衡，實(shí)現(xiàn)徑向載荷施加；輔助軸承和工藝軸承外圈嵌入上拉板內(nèi)孔并靠擋圈壓緊，貼緊于上拉板內(nèi)孔凸臺(tái)，內(nèi)圈兩側(cè)由螺母夾緊，軸向載荷由兩側(cè)液壓作動(dòng)器對稱施加于兩側(cè)拉板中心，拉板通過凸臺(tái)將載荷施加于輔助軸承和試驗(yàn)軸承外圈，兩側(cè)拉板載荷始終平衡，實(shí)現(xiàn)軸向載荷施加。

2.3 搖擺設(shè)計(jì)

摩擦系數(shù)測量的前提是實(shí)現(xiàn)軸承的低速往復(fù)運(yùn)動(dòng)，因此采用伺服作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)安裝于搖擺軸兩端搖擺臂的方式，如圖7所示。

圖7 驅(qū)動(dòng)載荷施加示意圖Fig.7 The schematic drawing of driven load

其基本原理為：作動(dòng)器一端鉸接于地面，活塞桿通過鉸接軸承帶動(dòng)驅(qū)動(dòng)桿運(yùn)動(dòng)，驅(qū)動(dòng)桿運(yùn)動(dòng)經(jīng)鉸接軸承驅(qū)動(dòng)兩側(cè)結(jié)構(gòu)對稱的搖擺臂繞搖擺軸轉(zhuǎn)動(dòng)，最終實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)軸承和工藝軸承往復(fù)運(yùn)動(dòng)。因此，測量伺服作動(dòng)器搖擺時(shí)的輸出載荷獲得搖擺力矩，進(jìn)而得到摩擦系數(shù)。

測量的基本思路為：首先進(jìn)行只施加徑向載荷的試驗(yàn)，得到試驗(yàn)軸承和工藝軸承(相當(dāng)于4個(gè)工藝軸承)伺服驅(qū)動(dòng)力，軸承只承受徑向載荷時(shí)滿足

=4

(3)

式中：為軸承轉(zhuǎn)動(dòng)軸半徑；為擺臂長；為軸承徑向載荷；為軸承只承受徑向載荷摩擦系數(shù)；為搖擺驅(qū)動(dòng)力。

然后，對系統(tǒng)同時(shí)施加軸、徑向載荷，由于工藝軸承只承受徑向載荷，其摩擦力矩通過式(3)直接得出2。為便于表述定義軸承軸向、徑向載荷作用下的摩擦力矩和摩擦系數(shù)只與徑向載荷相關(guān)，定義其為等效摩擦系數(shù)，摩擦力矩為2。此時(shí)測得的摩擦力矩′與摩擦系數(shù)之間滿足

′=2+2

(4)

通過獲得的摩擦力矩式(3)和式(4)即可分別求得軸承承受徑向載荷的摩擦數(shù)和同時(shí)承受軸向、徑向載荷下的等效摩擦數(shù)。

3 應(yīng)用實(shí)例

針對某大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺軸承研究需求，軸承徑向受載0～500 kN，軸向載荷0～300 kN，最大搖擺角度±5°，軸承試驗(yàn)系統(tǒng)如圖8所示。利用系統(tǒng)該軸承進(jìn)行了靜態(tài)承載及搖擺壽命試驗(yàn)(見圖8)，獲得了軸承靜態(tài)承載能力、疲勞壽命和摩擦系數(shù)。

圖8 軸承載荷試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.8 The schematic drawing of driven load

當(dāng)加載至920 kN時(shí)軸承外圈斷裂，發(fā)生破壞，其靜態(tài)承載安全系數(shù)大于實(shí)際使用載荷的1.8倍。搖擺壽命試驗(yàn)時(shí)，分別按照單擺狀態(tài)和雙擺狀態(tài)的額定載荷施加，單擺狀態(tài)經(jīng)過2 500次搖擺后試驗(yàn)軸承仍然完好，高于250次的使用要求；雙擺狀態(tài)工況經(jīng)過2 500次搖擺后試驗(yàn)軸承完好，高于250次的使用要求。搖擺壽命試驗(yàn)時(shí)，通過測得的驅(qū)動(dòng)力計(jì)算得到摩擦系數(shù)：單擺狀態(tài)摩擦系數(shù)始終穩(wěn)定在0.045左右；雙擺狀態(tài)下，相同軸向載荷的等效摩擦系數(shù)隨著徑向載荷增加逐漸減小并趨于穩(wěn)定，240 kN、160 kN、100 kN軸向載荷時(shí)等效摩擦數(shù)分別在0.08、0.072、0.06。相同徑向載荷的等效摩擦系數(shù)隨著軸向載荷增加而變大，試驗(yàn)結(jié)果見圖9。

圖9 軸承等效摩擦系數(shù)結(jié)果Fig.9 The measuring results of equivalent friction coefficient

4 結(jié)論

1)針對大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺用軸承服役環(huán)境的復(fù)雜性和特殊性，采用“雙試驗(yàn)軸承+雙工藝軸承”的設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了一種新的軸承試驗(yàn)方法，該方法基于結(jié)構(gòu)對稱思想，考慮不同部位軸承安裝和受載形式同時(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)不擺、單擺及雙擺狀態(tài)軸承的實(shí)際受載方式，準(zhǔn)確模擬了軸承在發(fā)動(dòng)機(jī)上的安裝和受載方式，突破了軸承大載荷環(huán)境下靜態(tài)承載和疲勞壽命試驗(yàn)無法實(shí)現(xiàn)的技術(shù)瓶頸。

2)利用該系統(tǒng)順利完成了某大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺軸承的靜態(tài)承載及搖擺壽命試驗(yàn)研究，成功獲得了軸承的靜態(tài)承載裕度及疲勞壽命，并得到了軸承工作載荷下的摩擦系數(shù)，為伺服機(jī)構(gòu)系統(tǒng)提供了重要設(shè)計(jì)參數(shù)。該方法真實(shí)模擬了大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的軸承使用環(huán)境，為其他同類需求的軸承試驗(yàn)研究奠定基礎(chǔ)。