載人航天器常見密封結構的失效分析

常潔 李小琪 余晨帆 陳同祥

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

密封技術在石油化工、航天航空、交通運輸等領域中有著至關重要的地位,一旦出現(xiàn)密封失效,輕則浪費能源、機械故障,重則直接危害人身安全。密封技術涉及材料學、摩擦學、動力學等多個學科,與設計、工藝、過程控制密切相關。隨著科技水平的進步,對密封問題的認識也越來越深入,各行業(yè)學者在密封結構設計、應力分析、驗證等方面都開展了研究[1-7],也針對發(fā)動機、作動筒、泵等典型產品的密封失效問題進行了分析[8-15],提高了密封設計的可靠性。而針對載人航天器密封失效的研究尚不多。

航天領域,尤其是載人航天器密封艙結構,密封的重要性更是不言而喻:艙體氣密性直接關系到航天員的生命安全和整個載人航天器平臺的安全。載人航天器密封結構的特點是:①密封艙外始終是真空狀態(tài),密封結構需要保證0.1MPa壓差下的氣密密封,屬于真空低壓密封;②在軌工作時,其遭受的溫度環(huán)境也始終處于變化之中,一般可達±50℃,還需承受空間輻照等;③對泄漏指標要求要求高,對整個載人航天器密封結構的泄漏量要求一般要小于0.01Pam3/s,折合到密封環(huán)節(jié)的要求為單位長度漏率小于1×10-5Pam3/s;④對密封可靠性和壽命要求高,在軌工作時間長達幾年甚至十幾年,一般在軌都無法維修和更換,必須保證一次到位。以上特點也決定了載人航天器密封結構設計的關鍵性和特殊性。

本文結合實例,開展了載人航天器中典型的橡膠密封結構的失效分析工作,運用仿真分析和試驗驗證手段對失效機理進行剖析,提出了不同使用部位、不同使用條件下的密封結構設計規(guī)范。

1 典型靜密封結構失效分析

典型靜密封結構由密封圈和金屬密封法蘭壓緊裝配而成。氣體通過密封結構泄漏的方式有3種,如圖1所示。一般情況下,材料放氣和氣體滲透的量相對較小,單位長度泄漏量小于1×10-5Pam3/s,主要的泄漏還是通過密封圈與金屬法蘭面之間的縫隙產生泄漏。

密封件與被連接件之間的密封接觸應力越大、接觸面寬度越寬,氣體通過界面泄漏越困難,密封效果也越好。反之,若密封界面接觸力不足就會導致密封失效。

1.1 設計壓縮不當失效

壓縮率是橡膠密封結構的一個重要設計參數,當壓縮率偏小、壓縮量不足時,無法在密封面形成有效的氣體泄漏阻隔“屏障”,將直接導致密封泄漏。不同的部位要求壓縮率各不相同。對于航天器密封艙結構而言,一般要求設計名義壓縮率不低于25%。壓縮率低導致密封失效的原因顯而易見,在此不再討論。本文主要討論另外一種有可能導致密封失效的原因——壓縮率過大。

選取截面直徑Φ6mm的O形密封圈分別在25%壓縮率和40%壓縮率下分別開展了高溫加速老化試驗,試驗條件為200℃、4天,模擬密封圈在軌工作15年的狀態(tài)。

試驗后對密封圈截面高度進行了測試,25%壓縮率下的永久變形量為0.7mm,40%壓縮率下的永久變形量為1.0mm,如圖2所示。說明壓縮率越大,密封圈內部分子結構產生不可逆變形的占比越大。

圖2 密封圈在不同壓縮率下老化后的永久變形情況Fig.2 Permanent deformation of sealing rings after aging at different compression rates

將兩種密封圈從密封槽取出、將其截面放在電子顯微鏡下觀察,放大6倍,得到兩種壓縮率下老化后的表面形貌。在25%壓縮率下,老化后材料無損傷,如圖3(a)所示。而在40%壓縮率下,密封圈局部出現(xiàn)材料脫落現(xiàn)象,如圖3(b)所示,這將影響到密封圈的正常使用。

圖3 密封圈老化后表面形貌Fig.3 Appearance of aging seal ring

同時對密封圈的受力分析發(fā)現(xiàn),在40%壓縮率下,老化前后最大接觸應力下降78.2%,遠大于25%壓縮率下的最大接觸應力下降值31.8%。

表1 不同壓縮率下密封圈老化前后的最大接觸應力Table 1 Maximum contact stress of sealing ring after aging at different compression rates MPa

分析其產生的原因:橡膠分子鏈段之間、各交聯(lián)大分子之間通過化學鍵作用而最終形成復雜的網狀結構,在過大壓縮率下分子內部往往承受著非常大的機械應力。在這種情況之下,橡膠結構會發(fā)生如下變化:①分子內部產生了大的應力梯度,分子鏈有可能在力的作用下直接發(fā)生機械斷裂,或者是發(fā)生分解或重排。②機械應力作用于分子鍵中原子的價力,使其減弱,從而使氧化反應的活化能降低,從而加速了材料在氧氣中的老化。

因此,針對靜密封壓縮率設計,需要注意以下幾點。

(1)設計壓縮率需要在一個合適的范圍,壓縮過小會引起密封失效;壓縮過大在初始狀態(tài)會達到良好的密封效果,但從長時間使用的角度來說,會加速密封圈的老化,反而不利于密封。一般情況下,O形壓縮率不應大于40%。

(2)壓縮率只是一個宏觀的表征,不同形狀密封圈在相同壓縮率下的應力并不相同。應對密封圈開展應力分析,根據應力情況選擇壓縮量。

1.2 低溫泄漏失效

橡膠材料的彈性受溫度因素影響較大,低溫時橡膠材料變“硬”,彈性逐步降低。最典型的失效案例發(fā)生在1986年,美國“挑戰(zhàn)者號”航天飛機在起飛73s后,由于固體火箭發(fā)動機一個裝配接頭密封泄漏、導致推進劑燃燒爆炸,造成機毀人亡的重大事故。

經分析,當時發(fā)射場溫度接近零度,氟橡膠密封圈在低溫下收縮,彈性降低。用有限元分析軟件對密封圈進行的有限元分析表明,在發(fā)動機工作時密封面上單位長度的接觸壓力只有初始狀態(tài)的60%,說明低溫下密封接觸壓力不夠導致了泄漏[16]。

后對該處密封結構進行了改進設計,增大密封壓縮量,增加了密封冗余環(huán)節(jié),工作狀態(tài)下的密封間隙由原來的0.56mm減小到0.228mm,極大提高了密封可靠性,如圖4所示。改進后的“奮進號”航天飛機于1992年5月圓滿完成了飛行任務。

圖4 針對低溫泄漏的密封結構改進設計Fig.4 Improved design of sealing structure for leakage at low temperature

橡膠密封結構的密封性能隨溫度變化關系較為復雜,在地面試驗時,應確保環(huán)境條件完全覆蓋產品實際工作狀態(tài),驗證充分后才能確保密封結構產品的使用可靠性。

通過對低溫泄漏的案例進行分析,可總結以下經驗:

(1)溫度對高分子材料影響較大,重要部位應采用密封冗余設計并有一定的裕度;

(2)橡膠材料的熱膨脹系數比金屬法蘭要高10倍以上,同時低溫下材料的應力-應變關系也會發(fā)生改變,這些都會影響橡膠密封圈在低溫下的應力狀態(tài)。

2 典型動密封結構失效分析

動密封結構失效一般發(fā)生在運動過程中,主要表現(xiàn)為往復運動產生結構疲勞磨損破壞、密封面長期靜止后再次啟動時的粘滯破壞和運動過程中壓縮量不足導致密封泄漏等形式。

2.1 疲勞磨損失效

橡膠材料的強度相對于金屬法蘭來說偏低,在壓縮變形過程中也容易產生強度破壞失效。在動密封結構運行過程中,橡膠密封圈反復受到擠壓,與金屬低周疲勞破壞類似,若變形過程中應力過大、在一定工作次數后,橡膠圈會出現(xiàn)疲勞破損現(xiàn)象。

某艙門產品密封圈在軌需要經歷1000次往復運動。在進行疲勞試驗過程中,從400次左右開始,密封件表面出現(xiàn)了肉眼可見的磨損,且隨著試驗次數的增加,密封件破壞現(xiàn)象越來越嚴重,最終狀態(tài)見圖5,密封面已經完全磨損破壞,失去密封能力[17]。

對產品進行運動過程的受力分析,變形及應力云圖如圖6所示。

圖6 改進前后的密封圈壓縮狀態(tài)Fig.6 Comparison on seals compression before and after design improvement

由分析計算結果可知,改進前密封圈在工作過程中,最大剪切應力達到4.12MPa,接近該種橡膠材料強度值5MPa,在每次運動過程中,在大應力作用下,橡膠材料分子鏈段都會產生一定程度、且不可恢復的變形,累計到一定次數后,就會產生疲勞破壞現(xiàn)象。

根據密封圈變形情況,對產生局部應力集中的區(qū)域進行了改進設計:將密封槽根部加倒角,釋放密封圈的變形空間。改進后,密封件的最大米塞斯應力降低一半,剪切應力降低70%,見表2,應力集中現(xiàn)象明顯改善。改進后的產品完成了1000次的疲勞試驗。

表2 改進前后密封圈力學分析結果Table 2 Mechanical analysis results of sealing rings before and after design improvement

從本案例中總結的經驗和教訓有:①動密封設計應校核密封圈在使用過程中的最大載荷,尤其是剪切應力,一般應比其強度值小50%左右,這樣才能保證不產生疲勞破壞。②除密封圈截面形狀外,密封槽尺寸對動密封影響也極為關鍵。

2.2 粘附失效

載人航天器中存在較多的穿艙動密封部件,這些部件大多為手動形式,特點是在整個任務期間,只是間歇動作,大部分時間都處于靜止狀態(tài)。

橡膠密封圈在使用過程中一直與金屬法蘭緊密接觸,經歷一段時間后,兩者之間會發(fā)生一定的物理或化學反應,一個主要的表象是兩者之間發(fā)生一定程度的粘附效應[18-19],影響接觸面的狀態(tài)。這種粘附效應發(fā)生在接觸面表面,會增加密封圈與金屬密封面之間的結合力,不影響靜密封,但是對動密封而言,會影響兩者的相對轉動力/力矩。

對某動密封穿艙部件進行模擬長期壓縮后的轉動試驗。具體試驗過程為:將鋁合金(5A06)法蘭裝配件和不銹鋼(1Cr18Ni9)法蘭密封圈裝配件在放入高溫烘箱中進行烘烤,設置烘烤溫度為200℃、4天(模擬15年的長期壓縮)后從烘箱中取出,觀察兩種之間是否存在粘附現(xiàn)象。如圖7所示,試驗檢查發(fā)現(xiàn):密封圈與不銹鋼法蘭出現(xiàn)了粘附,兩者之間無法相互運動,并有部分橡膠材料殘留在法蘭上;而鋁合金法蘭未發(fā)生粘附和橡膠材料殘留,密封圈表面狀態(tài)良好。

圖7 密封圈粘附試驗Fig.7 Adhesion test results

對兩者法蘭材料的表面特性進行了分析,通過接觸角的測試計算其表面能。測試結果見表3。

表3 不同金屬材料表面接觸角測試Table 3 Contact Angle test and surface energy results

測試結果得出,不銹鋼金屬表面能大,也說明表面吸附的羥基等極性基團較多,極性基團在時間和溫度因素影響下,能與硅橡膠表面游離的羥基形成氫鍵,甚至產生化學作用,形成更強的化學鍵(圖8,圖9)。

圖8 橡膠與金屬之間的氫鍵形成過程Fig.8 Hydrogenbongding formation between rubber

圖9 橡膠與金屬之間的化學鍵形成過程Fig.9 Bond formation between rubber and metal

通過對粘附現(xiàn)象產生的原因分析,對于此種長期處于靜止狀態(tài)的動密封結構形式,防止粘附失效產生有以下幾個措施。

(1)定期轉動,破壞轉動件之間形成的粘附狀態(tài)。

(2)在密封圈表面涂覆潤滑膜層,阻止橡膠表面游離的極性分子與外界相互作用。

(3)選用密封配合面材料時,盡量選擇表面能較低的鋁合金金屬材料作為轉動部件,若需選用不銹鋼,在使用時應采取鈍化處理等表面處理方式以降低其表面能。

2.3 局部壓縮不足失效

名義壓縮率為名義壓縮量/密封圈初始高度,若局部壓縮量不足,也會導致密封失效。

某閥體結構相對與閥芯進行往復運動,在閥體壓緊到位后,預先安裝在閥芯密封槽中的密封圈被壓縮變形,產生回彈力實現(xiàn)密封。在進行熱真空環(huán)境試驗時,該處出現(xiàn)了密封泄漏現(xiàn)象。拆解后檢查,在密封圈底部出現(xiàn)擠壓痕跡。

經分析,該處泄漏產生的原因是在閥芯結構內側設置的倒角過大。在閥體向下運動時,密封圈被壓縮后,部分材料被擠壓到閥芯與閥體之間的縫隙中,直接導致壓縮量不足,見圖10。經仿真分析,如表4所示,由于壓縮不到位,上表面的密封接觸應力2.68MPa,遠小于下方接觸應力4.77MPa,且受擠壓部位的剪切應力也較大。

表4 改進前后應力分析結果Table 4 Mechanical analysis results before and after design improvement

圖10 改進前閥體運動過程Fig.10 The valve body movement process before improvement

改進后的密封圈變形如圖11所示,變形較為均勻,上下密封面的接觸應力一致,剪切應力也比之前結構小37%。閥體結構的密封性順利通過了熱試驗考核。

圖11 改進后閥體壓縮狀態(tài)Fig.11 Valve body compression after improvement

通過對此種類型的動密封失效產生的原因分析,可總結以下經驗教訓。

(1)在金屬密封面避免局部倒角等,以致影響密封的名義壓縮率。

(2)在設計時,盡量保證密封圈被均勻壓縮,不出現(xiàn)較大的局部擠壓變形情況。

3 結束語

通過分析載人航天器密封結構幾種典型的密封失效案例,得出以下結論:

(1)影響密封性能的因素有橡膠密封圈材料、壓縮量、使用溫度、相對運動狀態(tài)等,這些因素在不同部位、不同環(huán)境中會產生不同的密封效果,應具體問題具體分析;

(2)在眾多因素中,密封圈與密封配合面狀態(tài)十分關鍵,尤其是動密封應更要關注;

(3)絕大部分密封泄漏產生的原因都可以歸結為力學問題,因此加強對密封結構的力學分析校核工作,是提高密封性能的關鍵。

載人航天器要求的壽命越來越高,應用場景越來越多,后續(xù)密封結構設計工作可從以下幾方面進行開展:針對復雜、極端環(huán)境下的長壽命密封結構加強失效分析,考慮各種環(huán)境因素的綜合影響,提出失效對策;將結構失效分析與材料失效分析相互結合,牽引高性能密封材料的開發(fā),從設計源頭提高密封結構產品的固有可靠性。