CN107152583A - 一种航天推进系统密封堵头 - Google Patents

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刘建盈
顾帅华
金广明
何才启
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朱银娟
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    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L55/00—Devices or appurtenances for use in, or in connection with, pipes or pipe systems
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Abstract

本发明提供了一种航天推进系统密封堵头，包括压紧螺母和密封轴塞；所述密封轴塞沿水平方向依次包括轴肩结构、连接轴段结构、密封轴段结构和密封锥面结构；所述压紧螺母设置在轴肩结构外侧；所述轴肩结构的内侧设置有端面密封垫圈，所述密封轴段结构上设置有主橡胶密封圈和副橡胶密封圈。该发明使用压紧螺母把密封堵头的密封轴塞压紧到密封对象上，通过密封轴塞上的锥面结构、两道橡胶密封圈以及端面密封垫圈，与密封对象分别形成一道硬密封、两道径向密封和一道端面密封等共3类4道密封副，从而实现密封堵头的多形式密封功能。相对于传统密封堵头形式，该密封堵头设计具有密封可靠性高、密封寿命长的特点。

Description

一种航天推进系统密封堵头
技术领域
本发明涉及航天领域，具体地，涉及航天推进系统中管路对外接口的密封堵头装置，尤其涉及一种针对管路密封可靠性要求高，需要长期在轨运行的航天飞行器的航天推进系统密封堵头。
背景技术
卫星、火箭、飞船以及空间站等航天器的推进系统均有对外的测试管路接口，为了保证航天器推进系统的密封性能，所有管路接口在发射前均需要使用密封堵头进行密封，其密封的可靠性直接影响飞行任务的成败。
而目前传统的密封堵头在装配到密封对象上后，只能实现一道或二道密封，密封性能不是很高；另外，形成的密封副大多数只依赖橡胶密封圈，飞行器长期在轨飞行后橡胶密封圈接触推进剂容易老化失效，不具备长期密封的性能。因此，需要研制一种具备多道密封且可以保证长期密封可靠性的新型密封堵头形式。
发明内容
针对现有航天推进系统中密封堵头密封形式单一、长期密封可靠性不高的缺陷，本发明提出了一种新型的具备多密封形式，高可靠性的航天推进系统密封堵头。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
本发明提供了一种航天推进系统密封堵头，其特征在于，包括压紧螺母和密封轴塞；所述密封轴塞沿水平方向依次包括轴肩结构、连接轴段结构、密封轴段结构和密封锥面结构；所述压紧螺母设置在轴肩结构外侧；
所述轴肩结构的内侧设置有端面密封垫圈，所述密封轴段结构上设置有主橡胶密封圈和副橡胶密封圈。
优选地，所述主橡胶密封圈靠近密封锥面结构一侧，副橡胶密封圈靠近连接轴段结构一侧。
优选地，所述密封轴段结构上设置有前环形凹槽和后环形凹槽，所述前环形凹槽内放置主橡胶密封圈，后环形凹槽内放置副橡胶密封圈；所述两个环形凹槽的深度分别为对应的主橡胶密封圈或副橡胶密封圈截面直径的90％，所述两个环形凹槽的宽度分别为对应的主橡胶密封圈或副橡胶密封圈截面直径的1.2倍。所述限定的环形凹槽的高度和宽度可保证密封轴段与待密封接口的第一内孔配合时，由橡胶密封圈的压缩变形量和胶圈截面变形后的轮廓包络，所形成的有效接触密性能在可靠的密封要求范围内。
优选地，所述两个环形凹槽的外沿均分别设有R＝0.3mm的倒圆角。该倒圆角的设置可避免橡胶密封圈在装配过程中或密封压缩状态下，被环形凹槽外沿锐边损伤密封圈表面，进而影响橡胶圈的密封效果。
优选地，所述密封轴段结构的外壁紧贴待密封接口的第一内孔孔壁。
优选地，所述连接轴段结构的直径小于密封轴端结构的直径。
优选地，所述肩轴结构的直径与端面密封垫圈的直径相同，且肩轴结构的直径大于待密封接口的内径。
优选地，所述密封锥面结构的锥面夹角为50～70°，配合处圆跳动公差不大于7级。
优选地，所述密封锥面结构的锥面经表面处理后的硬度值比待密封接口的硬密封接触处的硬度值小30～50HBS，在该硬度差范围内，可保证密封锥面结构的硬密封接触处产生一定的局部变形，形成一圈硬密封接触面。过小的硬度差值产生的局部变形小，形成的密封接触面不足以保证可靠的硬密封；过大的硬度差，会使得密封锥面结构局部发生较大程度的材料屈服失效，考虑到应力松弛现象，同样会降低长期密封的可靠性。
优选地，所述的待密封接口的硬密封接触处设有R＝0.5mm的倒圆角。一方面可避免硬密封接触处的锐边对密封锥面结构造成纵向划伤，另一方面可减轻硬密封接触处的应力集中。
本发明的密封对象是与密封堵头配合的待密封接口。整个密封堵头与密封对象之间可形成三类共四道密封形式：密封锥面结构上的锥形密封面与密封对象之间形成的第一道硬密封；主橡胶密封圈、副橡胶密封圈分别与密封对象之间形成的第二道和第三道径向密封；端面密封垫圈与密封对象之间形成的第四道端面密封。
密封锥面结构上锥形密封面与密封对象之间的第一道硬密封实现方式为：通过压紧螺母把密封锥面结构的锥形密封面压紧到密封对象的内部孔径台阶结构上，使密封锥面结构的前端伸入第二内孔中，形成一道锥面金属与台阶金属的线性密封带类型的硬密封副。
主橡胶密封圈和副橡胶密封圈分别与密封对象之间的第二道和第三到径向密封实现方式为：在密封轴塞的密封轴段结构上，装配主橡胶密封圈和副橡胶密封圈，在密封轴塞插入到密封对象中时，两道橡胶密封圈会发生弹性压缩变形，与密封对象7之间形成主、副两道径向密封副。
端面密封垫圈与密封对象之间的第四道端面密封实现方式为：通过压紧螺母压紧密封轴塞，装配在其上的端面密封圈发生轴向压缩变形，与密封对象的接口端面之间形成一道端面密封副。
所述密封轴塞零件结构设计形式包含四个部分：1)密封锥面设计结构，用于实现第一道硬密封副；2)装配主密封圈和副密封圈的密封轴段设计结构，用于实现第二和第三到径向密封副；3)与端面密封圈配合的轴肩设计结构，用于实现第四道端面密封副；4)用于连接2)项和3)项设计结构的连接轴段结构。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1)该密封堵头具有4道密封副，综合密封性能高于传统密封堵头；
2)该密封堵头具备的密封副有3类不同的密封形式，即使在单一类型密封副失效的情况下，也仍有2类密封形式可以保证密封，大大提高密封的可靠性和长寿命性能。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明密封轴塞的结构示意图；
图2为本发明密封垫圈的结构示意图；
图3为本发明密封堵头进行密封时的结构示意图；
其中：压紧螺母1；密封轴塞2；轴肩结构21；连接轴段结构22；密封轴段结构23；密封锥面结构24；后环形凹槽25；前环形凹槽26；端面密封垫圈3；副橡胶密封圈4；主橡胶密封圈5；锥形密封面6；待密封接口7；第一内孔71；第二内孔72；硬密封接触处73。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例
本实施例提供了一种航天推进系统密封堵头，如图1-图3所示，包括压紧螺母1和密封轴塞2；所述密封轴塞2沿水平方向依次包括轴肩结构21、连接轴段结构22、密封轴段结构23和密封锥面结构24；所述压紧螺母1设置在轴肩结构21外侧；
所述轴肩结构21的内侧设置有端面密封垫圈3，所述密封轴段结构23上设置有主橡胶密封圈5和副橡胶密封圈4。
所述主橡胶密封圈5靠近密封锥面结构24一侧，副橡胶密封圈4靠近连接轴段结构23一侧。
所述密封轴段结构23上设置有前环形凹槽26和后环形凹槽25，所述前环形凹槽26内放置主橡胶密封圈5，后环形凹槽25内放置副橡胶密封圈4；所述两个环形凹槽的深度分别为对应的主橡胶密封圈5或副橡胶密封圈4截面直径的90％，所述两个环形凹槽的宽度分别为对应的主橡胶密封圈5或副橡胶密封圈4截面直径的1.2倍。
所述两个环形凹槽的外沿均分别设有R＝0.3mm的倒圆角。
所述密封轴段结构23的外壁紧贴待密封接口7的第一内孔71孔壁。
所述连接轴段结构22的直径小于密封轴段结构23的直径。
所述肩轴结构21的直径与端面密封垫圈3的直径相同，且肩轴结构21的直径大于待密封接口7的内径。
所述密封锥面结构24的锥面夹角为50～70°。
所述密封锥面结构24的锥面经表面处理后的硬度值比待密封接口的硬密封接触处73的硬度值小30～50HBS。
所述的待密封接口的硬密封接触处73设有R＝0.5mm的倒圆角。
本发明的密封对象是与密封堵头配合的待密封接口7。整个密封堵头与密封对象之间可形成三类共四道密封形式：密封锥面结构24上的锥形密封面6与密封对象之间形成的第一道硬密封；主橡胶密封圈5、副橡胶密封圈4分别与密封对象之间形成的第二道和第三道径向密封；端面密封垫圈3与密封对象之间形成的第四道端面密封。
密封锥面结构24上锥形密封面6与密封对象之间的第一道硬密封实现方式为：通过压紧螺母1把密封锥面结构24的锥形密封面6压紧到密封对象的内部孔径台阶结构上，使密封锥面结构24的前端伸入第二内孔72中，形成一道锥面金属与台阶金属的线性密封带类型的硬密封副。
主橡胶密封圈5和副橡胶密封圈4分别与密封对象之间的第二道和第三到径向密封实现方式为：在密封轴塞2的密封轴段结构21上，装配主橡胶密封圈5和副橡胶密封圈4，在密封轴塞2插入到密封对象中时，两道橡胶密封圈会发生弹性压缩变形，与密封对象之间形成主、副两道径向密封副。
端面密封垫圈3与密封对象之间的第四道端面密封实现方式为：通过压紧螺母1压紧密封轴塞2，装配在其上的端面密封圈3发生轴向压缩变形，与密封对象的接口端面之间形成一道端面密封副。
所述密封堵头的装配方法和使用方法如下：
1、把端面密封圈3装配到密封轴塞2的轴肩结构上；
2、把主橡胶密封圈5和副橡胶密封圈4装配到密封轴塞2的密封轴段结构上；
3、把已装配端面密封垫圈3、主橡胶密封圈5、副橡胶密封圈4的密封轴塞2完全插入到密封对象中，保证密封轴塞2与密封对象之间相互对中；
4、通过力矩扳手按照设计的拧紧力矩(即用于保证端面密封垫圈3的压缩量以及锥形密封面6的密封接触应力值)，拧紧压紧螺母1，把密封轴塞2压紧到密封对象上，形成4道密封副，完成密封堵头对密封对象的密封。
本发明的密封堵头具有如下的有益效果：
1)该密封堵头具有4道密封副，综合密封性能高于传统密封堵头；
2)该密封堵头具备的密封副有3类不同的密封形式，即使在单一类型密封副失效的情况下，也仍有2类密封形式可以保证密封，大大提高密封的可靠性和长寿命性能。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种航天推进系统密封堵头，其特征在于，包括压紧螺母和密封轴塞；所述密封轴塞沿水平方向依次包括轴肩结构、连接轴段结构、密封轴段结构和密封锥面结构；所述压紧螺母设置在轴肩结构外侧；
所述轴肩结构的内侧设置有端面密封垫圈，所述密封轴段结构上设置有主橡胶密封圈和副橡胶密封圈。
2.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述主橡胶密封圈靠近密封锥面结构一侧，副橡胶密封圈靠近连接轴段结构一侧。
3.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述密封轴段结构上设置有前环形凹槽和后环形凹槽，所述前环形凹槽内放置主橡胶密封圈，后环形凹槽内放置副橡胶密封圈；所述两个环形凹槽的深度分别为对应的主橡胶密封圈或副橡胶密封圈截面直径的90％，所述两个环形凹槽的宽度分别为对应的主橡胶密封圈或副橡胶密封圈截面直径的1.2倍。
4.根据权利要求3所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述两个环形凹槽的外沿均分别设有R＝0.3mm的倒圆角。
5.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述密封轴段结构的外壁紧贴待密封接口的第一内孔孔壁。
6.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述连接轴段结构的直径小于密封轴端结构的直径。
7.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述肩轴结构的直径与端面密封垫圈的直径相同，且肩轴结构的直径大于待密封接口的内径。
8.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述密封锥面结构的锥面夹角为50～70°。
9.根据权利要求1所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述密封锥面结构的锥面经表面处理后的硬度值比待密封接口的硬密封接触处的硬度值小30～50HBS。
10.根据权利要求9所述的航天推进系统密封堵头，其特征在于，所述的待密封接口的硬密封接触处设有R＝0.5mm的倒圆角。
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