航天飛行器用高溫密封測(cè)試技術(shù)研究*

陳立芳 周宇航 郭儀翔

(1.北京化工大學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)健康監(jiān)控及網(wǎng)絡(luò)化教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 北京 100029；2.北京化工大學(xué)高端機(jī)械裝備健康監(jiān)控與自愈化北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 北京 100029)

隨著現(xiàn)代航空工業(yè)技術(shù)的發(fā)展，航天飛行器的工作環(huán)境愈發(fā)嚴(yán)苛，對(duì)密封裝置要求也更高，密封裝置對(duì)于航天飛行器的使用壽命、工作效率等的影響很大[1]。目前航天飛行器用主要密封元件為金屬密封圈，屬于彈性金屬靜密封元件，其截面形式多樣、質(zhì)量輕、軸向載荷要求低，具有良好的彈性補(bǔ)償能力[2]，是一類軸向自緊式新型密封。金屬密封圈吸振能力強(qiáng)、變形范圍大，具有良好的高振動(dòng)追隨性和高吸振能力、長壽命和較好的耐磨損能力等優(yōu)點(diǎn)，尤其適合在航空、航天、核電領(lǐng)域中的高溫、高壓、振動(dòng)及強(qiáng)腐蝕介質(zhì)等惡劣環(huán)境下工作[3-4]。目前已有O形、C形、W形等金屬密封圈被應(yīng)用，其中W形金屬密封圈適用于低載荷振動(dòng)工況下，可在高溫高壓下使用，且回彈性較好[5]。

目前針對(duì)W形金屬密封圈的研究大多集中在理論研究方面，高溫密封試驗(yàn)驗(yàn)證較少，主要原因是缺少能夠真實(shí)模擬高溫工況的試驗(yàn)臺(tái)及系統(tǒng)的測(cè)試方法。SARAWATE等[6]設(shè)計(jì)的高溫試驗(yàn)裝置由兩塊Z形鋼塊構(gòu)成，密封件置于鋼塊之間，可用于研究裝配誤差對(duì)試件密封性能的影響，但是密封件兩側(cè)截面完全暴露于空氣中，受實(shí)驗(yàn)環(huán)境干擾較大。DUNLAP[7]設(shè)計(jì)的密封試驗(yàn)裝置，在環(huán)境箱內(nèi)可以實(shí)現(xiàn)快速升溫與冷卻，但其自身未配有加熱系統(tǒng)，可模擬最高溫度僅為350 ℃，無法測(cè)試W形金屬密封圈更高溫下的密封性能。龔雪婷[8]設(shè)計(jì)的金屬密封圈試驗(yàn)裝置，利用定位塊控制W形金屬密封圈的壓縮量，常溫下可耐壓4 MPa，但不能進(jìn)行高溫試驗(yàn)。邢敏杰、王曉燕等[9-10]設(shè)計(jì)的金屬密封圈高溫密封試驗(yàn)裝置中可加熱裝置均安裝在底座位置，即僅有底面受熱，模擬出的高溫環(huán)境均勻性欠佳。

針對(duì)目前國內(nèi)缺少專用于金屬密封圈高溫氣密性試驗(yàn)裝置的現(xiàn)狀，本文作者提出一種專用于W形金屬密封圈的高溫性能試驗(yàn)裝置，并提出系統(tǒng)的測(cè)試方法，可有效測(cè)試并驗(yàn)證W形金屬密封圈在高溫下的密封性能。

1 熱密封泄漏試驗(yàn)及測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)航天飛行器實(shí)際工況，文中自主設(shè)計(jì)了高溫密封試驗(yàn)臺(tái)，如圖1所示。該試驗(yàn)臺(tái)包括試驗(yàn)器本體、上下背板加熱控制系統(tǒng)、外置送風(fēng)調(diào)控系統(tǒng)、基于PLC和人機(jī)界面的自動(dòng)化測(cè)控系統(tǒng)。其上下背板加熱控制系統(tǒng)包括上加熱器4、下加熱器5、溫度傳感器15、16和溫控表，其采用PID調(diào)節(jié)算法的閉環(huán)控制加熱，使熱風(fēng)腔11內(nèi)空氣受熱升溫，能有效模擬出密封件高溫工作環(huán)境溫度。外置送風(fēng)調(diào)控系統(tǒng)包括高壓泵、高壓儲(chǔ)氣罐、調(diào)壓閥和壓力傳感器9，根據(jù)試驗(yàn)需求通過調(diào)壓閥門精準(zhǔn)調(diào)節(jié)空氣壓力，以保證試驗(yàn)器內(nèi)的流動(dòng)空氣壓力能夠達(dá)到設(shè)定的目標(biāo)壓力，試驗(yàn)系統(tǒng)原理如圖2所示。

測(cè)試時(shí)通入試驗(yàn)器本體的壓縮空氣沿環(huán)形密封試樣的外側(cè)向內(nèi)側(cè)泄漏，呈環(huán)狀途徑泄漏，試驗(yàn)時(shí)能夠完全采集泄漏氣體，無需擔(dān)心環(huán)形外側(cè)氣體是否泄漏，確保了泄漏率的準(zhǔn)確測(cè)量；泄漏氣體沿泄漏管路通入高精度熱式流量計(jì)，能夠?qū)崟r(shí)測(cè)量泄漏流量及泄漏溫度，實(shí)現(xiàn)同一測(cè)量位置的流量及溫度測(cè)量，模擬了真實(shí)的泄漏工況。

試驗(yàn)件裝配圖如圖3所示，整體試驗(yàn)方法如圖4所示。該試驗(yàn)臺(tái)可進(jìn)行室溫至740 ℃、0～1.2 MPa的密封試驗(yàn)，可以測(cè)試多種規(guī)格的W形金屬密封圈端面密封和薄壁密封2種密封方式的密封效果，其內(nèi)安裝的高精度定位塊能實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的壓縮率測(cè)試。高溫工況下，W形金屬密封環(huán)所處工況介質(zhì)壓力大多約為1 MPa[11]，所以該試驗(yàn)臺(tái)能夠模擬并滿足多數(shù)W形金屬密封環(huán)的真實(shí)工況溫度及介質(zhì)壓力條件。該測(cè)試系統(tǒng)能綜合測(cè)試分析出密封件的氣密性，可為W形金屬密封圈在航天飛行器上的應(yīng)用研究提供試驗(yàn)基礎(chǔ)。

圖3 試驗(yàn)件裝配

圖4 試驗(yàn)流程

1.2 測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)的自動(dòng)化測(cè)控系統(tǒng)由溫度傳感器、溫度顯示儀表、壓力傳感器、熱式流量計(jì)、PLC主控制器、上位機(jī)測(cè)控軟件、人機(jī)觸控界面組成。PLC為系統(tǒng)的核心設(shè)備，由PLC輸出控制指令以實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化控制，同時(shí)試驗(yàn)人員可基于人機(jī)觸控界面手動(dòng)控制各系統(tǒng)啟停。

試驗(yàn)臺(tái)中應(yīng)用的上位機(jī)測(cè)控軟件為完全自主開發(fā)，能夠?qū)崟r(shí)計(jì)算出測(cè)量結(jié)果，并顯示和記錄溫度、壓力、流量等泄漏參數(shù)的變化，能有效捕捉試件的泄漏狀態(tài)。該測(cè)控系統(tǒng)在試驗(yàn)過程中可實(shí)現(xiàn)對(duì)溫度等試驗(yàn)參數(shù)的調(diào)控與檢測(cè)，讀入數(shù)據(jù)精度可達(dá)十分位，且可以長時(shí)間連續(xù)采樣，數(shù)據(jù)讀入的準(zhǔn)確性更好。試驗(yàn)人員可通過軟件操作下達(dá)加熱器啟停、閥門開閉等指令，提高了試驗(yàn)系統(tǒng)的自動(dòng)化程度。

2 測(cè)試系統(tǒng)仿真及校核

2.1 溫度場(chǎng)模擬仿真

國內(nèi)現(xiàn)有試驗(yàn)臺(tái)多以底座單加熱方式為主，文中利用Ansys仿真軟件的Transient Thermal模塊對(duì)試驗(yàn)器模型進(jìn)行瞬態(tài)熱分析，分別仿真模擬底座單加熱和上下背板雙加熱方式的溫度場(chǎng)分布，計(jì)算其加熱時(shí)間。

對(duì)于底座單加熱方式，給定初始溫度23 ℃，給定保溫材料對(duì)流換熱系數(shù)為0.152 W/(m2·℃)，設(shè)置下加熱盤體功率密度為45 W/m3。經(jīng)仿真分析計(jì)算得出，其加熱時(shí)間為2 h，底座加熱盤處溫度最高約925 ℃，腔內(nèi)平均溫度達(dá)到740 ℃，如圖5所示。可見，單加熱溫度場(chǎng)中上下溫度差異較大，均勻性欠佳，影響測(cè)試效果。

圖5 底座單加熱方式的溫度場(chǎng)

對(duì)上下背板雙加熱方式，設(shè)置上加熱盤體功率密度為45 W/m3，下加熱盤體功率密度為36 W/m3，其余條件均與單加熱方式一致。經(jīng)仿真分析計(jì)算得出，其加熱時(shí)間為75 min，上加熱盤處溫度最高約920 ℃，下加熱盤溫度約850 ℃，腔內(nèi)平均溫度約740 ℃，如圖6所示。因此，與單加熱方式相比，采用雙加熱方式試驗(yàn)器內(nèi)模擬溫度環(huán)境均勻性更好，與實(shí)際工況更為相似，且升溫速度較快，進(jìn)行740 ℃下的高溫密封試驗(yàn)更優(yōu)。

圖6 上下背板雙加熱方式的溫度場(chǎng)

2.2 試驗(yàn)臺(tái)熱固耦合分析

針對(duì)試驗(yàn)器結(jié)構(gòu)整體采用熱固耦合的分析方式，主要包括機(jī)械模型、瞬態(tài)熱分析、結(jié)構(gòu)靜力學(xué)。試驗(yàn)器內(nèi)主要存在內(nèi)部接觸部分的熱傳導(dǎo)、內(nèi)腔高溫高壓流體與結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)制對(duì)流換熱以及裝置與空氣間的自然對(duì)流換熱與輻射換熱。仿真主要針對(duì)試驗(yàn)器上蓋及底座的熱變形、受壓變形進(jìn)行分析，重點(diǎn)仿真計(jì)算出在結(jié)構(gòu)內(nèi)部的最大熱變形，可保證安全裕量。

構(gòu)建試驗(yàn)器整體模型，包括上加熱器壓蓋、上加熱器、試驗(yàn)器上蓋、試驗(yàn)器底座、下加熱器、下加熱器壓蓋6部分。整體模型共劃分166 017個(gè)單元(Elements)，289 997個(gè)節(jié)點(diǎn)(Nodes)。網(wǎng)格質(zhì)量(Element Quality)平均值為0.751，大于0.7；網(wǎng)格偏斜度(Skewness)平均值為0.319，小于0.5，滿足計(jì)算初始化要求。給定試驗(yàn)器上蓋X軸及Y軸方向的位移約束，即模擬帶有螺栓預(yù)緊力的實(shí)際安裝條件，主要仿真分析結(jié)構(gòu)在Z軸方向的變形；給定試驗(yàn)器熱風(fēng)腔內(nèi)受內(nèi)壓1.1 MPa；給定試驗(yàn)器底座底部固定約束以及重力載荷。

經(jīng)仿真分析計(jì)算得出，結(jié)構(gòu)總變形分布云圖如圖7所示。結(jié)構(gòu)總體變形最大處位于試驗(yàn)器上蓋中心位置，變形量為1.49 mm；試驗(yàn)器上蓋在Z軸方向的平均變形為0.70 mm，試驗(yàn)器底座在Z軸方向的平均變形為0.27 mm；熱應(yīng)變最大值為9.85，位于試驗(yàn)器上蓋中心處。因此在試驗(yàn)時(shí)要注意預(yù)熱，盡量使溫度穩(wěn)定均勻變化，減小熱應(yīng)力集中對(duì)試驗(yàn)器的影響；同時(shí)可根據(jù)仿真分析得到的數(shù)據(jù)結(jié)果對(duì)裝置熱誤差進(jìn)行補(bǔ)償，減小其對(duì)總體加工精度的影響。

圖7 結(jié)構(gòu)總變形分布云圖

2.3 試驗(yàn)件應(yīng)力應(yīng)變分析

文中待測(cè)的W形金屬密封圈材料為沉淀強(qiáng)化鎳基高溫合金GH4169，其結(jié)構(gòu)形式為軸向外壓，最大壓力為1.2 MPa，工作溫度為(650±10)℃，在高溫下仍可保證較高強(qiáng)度[12]。因W形金屬密封圈為中心對(duì)稱結(jié)構(gòu)，故構(gòu)建其1/4模型。模型共劃分34 310個(gè)單元(Elements)，242 468個(gè)節(jié)點(diǎn)(Nodes)。網(wǎng)格質(zhì)量(Element Quality)平均值為0.710，大于0.7；網(wǎng)格偏斜度(Skewness)平均值為0.118，小于0.5，滿足計(jì)算初始化要求。

2.3.1 預(yù)壓緊狀態(tài)應(yīng)力應(yīng)變分析

預(yù)壓緊狀態(tài)出現(xiàn)在將試驗(yàn)件安裝進(jìn)試驗(yàn)器后，擰緊試驗(yàn)器上蓋螺栓的過程中[13]，試驗(yàn)件處于常溫狀態(tài)，完全擰緊螺栓后，試驗(yàn)件被壓縮至試驗(yàn)要求的固定壓縮率，完成初始密封。因此仿真分析時(shí)，給定試驗(yàn)件Z軸方向位移載荷0.6 mm，即模擬實(shí)際壓縮量；給定試驗(yàn)件兩端截面的位移約束(一端為X軸方向，另一端為Y軸方向)，即模擬其實(shí)際安裝條件；給定試驗(yàn)件底面固定端約束；給定地球重力載荷。

經(jīng)仿真分析計(jì)算得出金屬密封圈在預(yù)壓緊狀態(tài)下的等效應(yīng)力云圖，如圖8所示。等效應(yīng)力呈軸對(duì)稱分布，最大值為252.85 MPa，集中在波峰及波谷處，小于制造材料常溫下的屈服應(yīng)力1 030 MPa[14]，未產(chǎn)生塑性變形；最大等效應(yīng)變發(fā)生在相同位置，應(yīng)變值為1.24。

圖8 金屬密封圈預(yù)壓緊狀態(tài)等效應(yīng)力云圖

2.3.2 高溫高壓工況應(yīng)力應(yīng)變分析

實(shí)際工況下，金屬密封件不僅存在固定壓縮量，還處于最高溫度650 ℃、最高壓力1.2 MPa的環(huán)境中。因此仿真分析時(shí)，在給定與預(yù)壓緊狀態(tài)相同的約束條件之外，給定環(huán)境溫度650 ℃，給定試驗(yàn)件上下兩端面及外壁面0.5 MPa的外壓，即模擬最大壓差。

經(jīng)仿真分析計(jì)算得出金屬密封圈高溫高壓下的等效應(yīng)力云圖，如圖9所示。與預(yù)壓緊狀態(tài)下的應(yīng)力云圖相似，高溫高壓下的等效應(yīng)力仍呈軸對(duì)稱分布，最大值為598.85 MPa，集中于波峰處，小于制造材料650 ℃下的屈服應(yīng)力865 MPa[14]，故未產(chǎn)生塑性變形；最大等效應(yīng)變發(fā)生在相同位置，應(yīng)變值為4.10。隨著壓差的增加密封圈所受等效應(yīng)力也逐漸增加，且隨溫度升高金屬材料的屈服極限隨之下降，但在此高溫高壓工況下其最大等效應(yīng)力仍未超過材料屈服強(qiáng)度，因此金屬密封圈不會(huì)產(chǎn)生塑性變形，保持了良好的回彈性，密封性能仍然可以得到保證。

圖9 金屬密封圈高溫高壓工況等效應(yīng)力云圖

3 熱密封泄漏測(cè)試試驗(yàn)

文中試驗(yàn)臺(tái)是通過高精度熱式流量計(jì)測(cè)量W形金屬密封圈的泄漏量，高溫泄漏氣體均經(jīng)盤管換熱器冷卻至一定溫度，以W形金屬密封圈在軸向上每毫米的泄漏量來評(píng)價(jià)其泄漏特性[15]，公式如下：

式中：V為W形金屬密封圈在軸向上每毫米的氣體泄漏量，m3/(h·mm)；V0為直接測(cè)得的W形金屬密封圈軸向泄漏量，m3/h；D為W形金屬密封圈內(nèi)徑，mm。

試驗(yàn)選取同一批次W-3金屬密封圈2件，分別記為W-3-Ⅰ和W-3-Ⅱ，測(cè)試其在固定壓縮率下，在空氣壓力為0.1～1.2 MPa、溫度為20～650 ℃工況下的氣體泄漏量，結(jié)果如圖10所示。

圖10 不同溫度下試件氣體泄漏量隨壓力的變化

從圖10中可以看出：相同溫度下，隨著氣壓的逐漸增大，兩試件的氣體泄漏量增大；相同氣壓下，試件所處溫度越高，氣體泄漏量越小，主要原因在于密封流體介質(zhì)的動(dòng)力黏度隨溫度的變化不同，隨著溫度升高，氣體的動(dòng)力黏度增大，從而導(dǎo)致氣體泄漏量減小，表明W形金屬密封圈在常溫和高溫不同工況下密封性能存在顯著差異，高溫工況下密封性能更佳。

通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比表明，相同工況下試件W3-Ⅱ的氣體泄漏量約是W3-Ⅰ的2～3倍，相同溫度下，氣壓越大氣體泄漏量差距就越明顯；相同氣壓下，溫度越高氣體泄漏量差值越小，說明在高溫工況下，兩試件的密封性能均比較理想，試件W3-Ⅰ的密封性能更佳。

兩試件從高溫恢復(fù)至常溫后再進(jìn)行測(cè)試，結(jié)果如圖10(e)所示。與初始常溫測(cè)試數(shù)據(jù)相比，兩試件密封性能均變差，試件W3-Ⅰ的氣體泄漏量基本保持不變，但試件W3-Ⅱ的氣體泄漏量顯著增大。取出試件檢測(cè)后發(fā)現(xiàn)，高溫工況后試件鍍層明顯變色，且均有部分脫落(彈性金屬密封件上電鍍和涂覆有相對(duì)密封基體較軟的材料，使密封接觸面間的凹凸完全填滿，緊密貼合，以提高密封性能[16])，試件W3-Ⅱ存在變形，部分結(jié)構(gòu)出現(xiàn)破壞；試件鍍層變色均勻，證明受熱均勻，與前文溫度場(chǎng)仿真結(jié)果相吻合。因此，通過試驗(yàn)測(cè)試，可有效判定不同W形金屬密封圈的密封性能優(yōu)劣。

4 結(jié)論

(1)提出一種基于有限元分析的測(cè)試技術(shù)，通過搭建的金屬密封圈高溫氣密性測(cè)試平臺(tái)，完成了從室溫到740 ℃寬溫度范圍內(nèi)的金屬密封圈密封性能測(cè)試。

(2)仿真分析表明，試件在試驗(yàn)器內(nèi)受熱均勻，可達(dá)到最高溫度約740 ℃，試驗(yàn)器可承受1.1 MPa內(nèi)壓，在高溫工況下無塑性變形。

(3)針對(duì)W形密封件完成多種壓差、溫度工況的氣密性測(cè)試，結(jié)果表明，提出的測(cè)試技術(shù)可有效判定不同W形金屬密封圈的密封性能優(yōu)劣。

(4)提出的測(cè)試技術(shù)可評(píng)估W形金屬密封圈的高溫氣密性能，可縮短金屬密封圈的研發(fā)周期、降低研制成本，有助于設(shè)計(jì)研發(fā)出適用于航天飛行器的各種金屬密封圈，對(duì)保障航天飛行器的在軌穩(wěn)定安全運(yùn)行提供技術(shù)支撐。