CN106197796B - 适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，包括步骤：1)以密封装配后的高度为密封压缩量的起始点进行弹力测试：1.1)测试条件：试验速度为1～5mm/min；1.2)在密封装配的压缩量允许范围内，使密封分别压缩X1、X2……Xn，n≥3，记录相应的弹力值F1、F2……Fn；1.3)当密封压缩量达到Xn时，在密封装配的压缩量允许范围内继续下压密封一定距离，然后停止下压使密封返回，记录密封返回过程中密封的压缩量为Xn……X2、X1时相应的弹力值Fn′……F2′、F1′；2)根据步骤1)所得数据计算U型密封环的摩擦力Ff；3)计算密封脱开压力ΔP。本发明所公开的方法在密封组件状态即能精确获得液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力。

Description

适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法
技术领域
本发明属于液体火箭发动机涡轮泵机械密封技术领域，涉及一种适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法。
背景技术
液体火箭发动机脱开式密封位于氧泵高压壳体出口与主涡轮之间，在发动机起动前密封处于闭合状态，阻止氧泵预冷充填过程中的液氧进入涡轮腔；发动机起动时，随着氧泵转速的升高，密封前后压差达到一定程度后，密封迅速脱开，额定流量的液氧通过密封腔进入涡轮腔，阻止高温燃气进入氧泵内；发动机关机时，随着氧泵转速的降低，密封前后压差降低到一定程度后，密封关闭。
若密封脱开压力过低，则在发动机起动前，密封已脱开，液氧泄漏，导致发动机无法起动；若密封脱开压力过高，则在发动机起动过程中，随着氧泵转速的升高，密封无法及时脱开，密封面处于长时间高速摩擦磨损状态，导致密封失效，无法满足发动机再次起动的要求，因此在设计生产过程中精确计算脱开压力尤为重要。
图1是液体火箭发动机脱开式密封的结构示意图，其位于氧泵高压壳体1与泵轴2所形成的空腔内；它包括设置在泵轴2上的动环3、设置在氧泵高压壳体1上的弹簧座4、设置在弹簧座4内的多个弹簧5、被弹簧5顶向动环3的静环座6及静环7；静环7与动环3摩擦接触；静环座6的内圆上设置有迷宫结构8；在弹簧座4和静环座6之间设置有顶环9和U型密封环10；顶环9与弹簧座4固连。在动环3和泵轴2之间安装有V形环11，在氧泵高压壳体1与弹簧座4之间安装有碟形垫12。
目前对于上述密封脱开压力的检测，只能在发动机整机装配完成后才能进行。一旦密封脱开压力不符合要求，整台发动机只能分解重装，导致V形环、碟形垫及U型密封环等金属密封报废，并且轴系上所有轴承均需更换新品，重新调整轴跳动量等，耗时耗力，造成较大的经济损失。
发明内容
基于以上背景，本发明提出了一种适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，在密封组件状态即能精确获得液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力。
本发明的技术方案是：
适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，其特殊之处在于：包括以下步骤：
1)在弹力试验机上，以密封装配后的高度为密封压缩量的起始点进行弹力测试：
1.1)测试条件：试验速度为1～5mm/min；
1.2)在密封装配的压缩量允许范围内，使密封分别压缩X1、X2……Xn，n≥3，记录相应的弹力值F1、F2……Fn；
1.3)当密封压缩量达到Xn时，在密封装配的压缩量允许范围(由密封结构尺寸决定)内继续下压密封一定距离，然后停止下压使密封返回，记录密封返回过程中密封的压缩量为Xn……X2、X1时相应的弹力值Fn′……F2′、F1′；
2)计算U型密封环的摩擦力Ff：
3)计算密封脱开压力ΔP：
式中，Fs为密封装配状态的弹簧力；
Ff为U型密封环的摩擦力；
A为密封有效面积，
d2为静环密封面外径；
d1为静环密封面内径；
db为静环平衡直径。
上述步骤1)中：压缩量允许范围为Δs≤3mm；n＝5；
X1＝0.5mm,X2＝1mm,X3＝1.5mm,X4＝2mm,X5＝2.5mm。
本发明的优点在于：
本发明基于弹力测试的实测值计算U型密封环摩擦力Ff，进而根据Ff计算脱开压力ΔP，所获得的脱开压力ΔP值准确可靠；本发明在测试脱开压力时，无须将发动机整体装配后完成，避免了由于脱开压力不符合要求而导致发动机分解重装，V形环、碟形垫、U型密封环及轴承等产品报废等造成的经济损失。
附图说明
图1为液体火箭发动机脱开式密封的结构示意图；
图中：ΔP为密封脱开压力，Fs为密封装配状态弹簧力，Ff为U型密封环摩擦力，d2为静环密封面外径，d1为静环密封面内径，db为静环平衡直径，1-氧泵高压壳体，2-泵轴，3-动环，4-弹簧座，5-弹簧，6-静环座，7-静环，8-迷宫结构，9-顶环，10-U型密封环，11-V形环，12-碟形垫；
图2为现有发动机脱开式密封的脱开压力试验系统的示意图；
图中：21-气源，22-第一截止阀，23-第一压力表，24-气瓶，25-第二截止阀，26-第二压力表，27-发动机整机。
具体实施方式
本发明所提供的适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，包括以下步骤：
1)在弹力试验机上，以密封装配后的高度为密封压缩量的起始点进行弹力测试：
1.1)测试条件：试验速度为1～5mm/min；
1.2)在密封装配的压缩量允许范围内，使密封分别压缩X1、X2……Xn，n≥3，记录相应的弹力值F1、F2……Fn；
1.3)当密封压缩量达到Xn时，在密封装配的压缩量允许范围内继续下压密封一定距离，然后停止下压使密封返回，记录密封返回过程中密封的压缩量为Xn……X2、X1时相应的弹力值Fn′……F2′、F1′；
2)计算U型密封环的摩擦力Ff：
3)计算密封脱开压力ΔP：
式中，Fs为密封装配状态的弹簧力；
Ff为U型密封环的摩擦力；
A为密封有效面积，
d2为静环密封面外径；
d1为静环密封面内径；
db为静环平衡直径。
下面通过具体实施例对本发明所测得的脱开压力的精度进行说明。
已知图1所示的液体火箭发动机脱开式密封结构中各参量值为：Fs＝630N，d2＝59mm，d1＝54mm，db＝62mm，A＝443.75mm2；密封装配允许压缩量为3mm。
在弹力试验机上，以密封装配后的高度为压缩量起始点进行弹力测试，试验速度为1mm/min，测得密封压缩量为0.5mm、1.0mm、1.5mm、2mm和2.5mm时对应的弹力值分别为897.5N、946.1N、1007.5N、1056N、1109.5N；当密封压缩量达到2.5mm时，弹力试验机继续下压0.1mm后返回，测量返回过程中密封压缩量为2.5mm、2mm、1.5mm、1.0mm、0.5mm时相应的弹力值分别为675.5N、624N、567.5N、524N、467.5N。
由上述公式(1)计算得到Ff＝215.8N；
由上述公式(2)计算脱开压力ΔP：ΔP＝1.66N。
将图1所示脱开式密封结构装配至液体火箭发动机上，待发动机整机装配完毕后采用图2所示试验台进行了脱开压力检测。所述试验台严格要求禁油，检测时工作介质为高纯氮气，供气管路通径为φ8mm，发动机整机的脱开式密封结构出口通大气；具体检测步骤如下：
(a)关闭第一截止阀22和第二截止阀25；
(b)打开第一截止阀22，实时读取第一压力表23的数值，当气源21往气瓶24中充入2.5MPa氮气后，关闭第一截止阀22；
(c)迅速打开第二截止阀25，观察第二压力表26，压力表26的指针不断上升，当指针突然抖动时，即表明密封脱开，此时压力表26的示数即为脱开压力；
(d)保持第二截止阀25的开启状态，气瓶24自然放气，当气瓶24内压力逐渐降低至关闭压力时，密封关闭；
(e)重复步骤(b)(c)、(d),进行三次试验，测得的脱开压力分别为1.65MPa、1.65MPa、1.65MPa，一致性良好。
本发明所测得的ΔP与利用图2所示试验台测得的数据仅相差0.01MPa，由此印证采用本发明所提出的方法获得的脱开压力值准确可靠。

Claims (2)

1.适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，其特征在于：包括以下步骤：
1)在弹力试验机上，以密封装配后的高度为密封压缩量的起始点进行弹力测试：
1.1)测试条件：试验速度为1～5mm/min；
1.2)在密封装配的压缩量允许范围内，使密封分别压缩X1、X2……Xn，n≥3，记录相应的弹力值F1、F2……Fn；
1.3)当密封压缩量达到Xn时，在密封装配的压缩量允许范围内继续下压密封一定距离，然后停止下压使密封返回，记录密封返回过程中密封的压缩量为Xn……X2、X1时相应的弹力值Fn′……F2′、F1′；
2)计算U型密封环的摩擦力Ff：
3)计算密封脱开压力ΔP：
式中，Fs为密封装配状态的弹簧力；
Ff为U型密封环的摩擦力；
A为密封有效面积，
d2为静环密封面外径；
d1为静环密封面内径；
db为静环平衡直径。
2.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，其特征在于：
所述压缩量允许范围为Δs≤3mm；
所述n＝5；
所述X1＝0.5mm,X2＝1mm,X3＝1.5mm,X4＝2mm,
X5＝2.5mm。
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