CN115310307A - 一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法 - Google Patents

一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法 Download PDF

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Abstract

一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，步骤为：（1）确定火箭发动机端面密封的单次运行时间、重复使用次数、静环石墨凸台高度；（2）依据火箭发动机热试车试验数据，建立端面密封磨损系数与工作时间的关系；（3）确定飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率，进而确定总飞行时间后静环石墨凸台的实际磨损量；（4）计算火箭发动机端面密封的安全系数G与安全系数阈值ξ的关系，当
Figure 294711DEST_PATH_IMAGE001
时，判定端面密封满足重复使用寿命要求，当
Figure 142581DEST_PATH_IMAGE002
时，判定端面密封不满足重复使用寿命要求。本发明能够提高端面密封设计可靠性及可重复使用性能，从而更加精确的判定火箭发动机可重复使用性能。

Description

一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法
技术领域
本发明属于机械领域，涉及一种火箭发动机涡轮泵端面密封能否满足可重复使用次数的判定方法。
背景技术
端面密封是液体火箭发动机涡轮泵的关键组件，其作用是阻止推进剂或者涡轮燃气的泄漏。与其它领域相比，液体火箭发动机涡轮泵端面密封具有高速、高压以及高振动等显著特点，这些高参数必然给端面密封设计带来极大的挑战。端面密封性能优异与否直接决定发动机的可靠性和可重复使用性，如果端面密封发生故障，将直接影响到发动机的性能和可靠性，甚至产生灾难性后果，轻者导致整个发动机报废，重者可能导致飞行任务失败。在美国SSME关于液体火箭发动机涡轮泵故障统计中，密封装置的故障约占总故障的12.5%，因此，端面密封技术已经成为制约液体火箭发动机涡轮泵工作寿命和性能提高的关键影响因素。
目前，国内外液体火箭发动机涡轮泵通常采用接触式端面密封结构，其主要由动环和静环等组成，工作时依靠二者之间密封端面的贴合实现密封功能。密封端面的摩擦磨损是接触式端面密封不可避免的使用问题，液体火箭发动机涡轮泵的高参数使这一问题尤为突出。尤其随着大推力、重复使用液体火箭发动机的不断发展，在高压、低温、强腐蚀等介质条件下，端面密封摩擦副工作环境极为苛刻，因此，为了提高液体火箭发动机的可重复使用性能，亟需开展端面密封可重复使用能力研究。
端面密封的可重复使用能力主要取决于密封端面的磨损情况，尤其是端面密封静环石墨凸台的磨损情况，其磨损率作为液体火箭发动机端面密封重复使用能力的关键指标。目前端面密封主要基于试验研究和数值计算探讨密封的磨损机理，如文献BloodSealing Properties of Magnetic Fluid Seals[J]. Tribology International, 2017,113: 338-343.对密封环的耐磨性进行了测试试验；文献干摩擦机械密封摩擦磨损机理及端面性能的研究.北京化工大学.2019则通过有限元法对密封面的磨损量进行了计算，以上均仅对密封面磨损特性进行了统计对比分析，并未就特定情况的磨损模型进行描述和修正。
文献相似准则在机械密封摩擦磨损研究中的应用.中国石油大学学报（自然科学版），1990,14(4):65-71给出了一种基于相似换算计算接触式机械密封磨损率的简易方法，但可能导致液体火箭发动机端面密封磨损率计算较大偏差；而文献接触式机械密封端面的分形磨损模型.振动测试与诊断，2022,40(5):841-846介绍了一种基于分形理论的磨损率修正模型，但忽略了分形磨损系数随时间变化的关系，将导致计算结果引入较大偏差，且分形参数在发动机真实试车工况下难以有效积累。因此，亟需一种适用液体火箭发动机端面密封的磨损率计算方法对发动机重复使用性能进行判定。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，通过结合发动机工况、端面密封设计参数以及地面热试车试验数据，得到端面密封磨损率，进而可通过端面密封的磨损率计算其可重复使用寿命，进一步提高端面密封设计可靠性，从而提高液体火箭发动机的可重复使用性能。
本发明的技术解决方案是：一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，包括如下步骤：
（1）确定火箭发动机端面密封的单次运行时间t、重复使用次数n 2、静环石墨凸台高度L；
（2）开展火箭发动机热试车试验考核，依据热试车试验数据，建立端面密封磨损系数与工作时间的关系；
（3）根据步骤（2）得到的关系，确定飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率
Figure 826714DEST_PATH_IMAGE001
，进 而确定飞行时间T=n 2t后静环石墨凸台的实际磨损量L′；
（4）计算火箭发动机端面密封的安全系数
Figure 410142DEST_PATH_IMAGE002
，当
Figure 659858DEST_PATH_IMAGE003
时，判定端面密封满 足重复使用寿命要求，当
Figure 645132DEST_PATH_IMAGE004
时，判定端面密封不满足重复使用寿命要求，其中
Figure 486049DEST_PATH_IMAGE005
为安 全系数阈值。
进一步的，所述的端面密封磨损系数与工作时间的关系为
Figure 556773DEST_PATH_IMAGE006
，对于
Figure 610180DEST_PATH_IMAGE006
中的 任意离散点k wi′满足
Figure 449960DEST_PATH_IMAGE007
式中p 1为密封前介质压力，p 2为密封后介质压力，d 1为端面密封静环内孔直径，d 2为端面密封静环外圆直径，d b为端面密封平衡直径，p s为弹性比压，n 1为工作转速，λ为反压系数，H为石墨硬度，δ i为静环石墨凸台对应的磨损率。
进一步的，所述的飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率
Figure 930620DEST_PATH_IMAGE008
表示为：
Figure 754219DEST_PATH_IMAGE009
其中
Figure 611317DEST_PATH_IMAGE010
。
进一步的，所述的反压系数λ取0.5。
进一步的，所述的静环石墨凸台的实际磨损量L′为：
Figure 305603DEST_PATH_IMAGE011
。
进一步的，所述的安全系数阈值
Figure 957164DEST_PATH_IMAGE012
，对于常温煤油介质，
Figure 2481DEST_PATH_IMAGE012
=4.5，对于低温介质，安 全系数
Figure 397690DEST_PATH_IMAGE012
=5。
本发明与现有技术相比的优点在于：为准确对液体火箭发动机高速、高压以及高振动和复杂的服役工况的磨损情况进行计算，本发明通过拟实工况下的试车数据在时间维度下进行重构，形成一种适用于液体火箭发动机端面密封的磨损描述，并在此基础上对发动机磨损情况进行预判，能够提高端面密封设计可靠性及可重复使用性能，从而更加精确的判定火箭发动机可重复使用性能。
附图说明
图1为本发明方法的流程框图；
图2为本发明端面密封结构的组成示意图；
图3为本发明磨损系数随时间变化的曲线图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
如图1所示，为本发明用于判定可重复使用火箭发动机端面密封是否具备要求的可重复使用次数的方法流程图，其主要包括以下步骤：
1）确定端面密封工作条件和设计参数，其中：
1.1）工作条件：工作转速n 1、密封前介质压力p 1、密封后介质压力p 2、单次运行时间t、重复使用次数n 2；
1.2）设计参数：端面密封弹性比压p s、端面密封静环外圆直径d 2、端面密封静环内孔直径d 1、端面密封平衡直径d b、静环石墨凸台高度L。
具体动环、静环及其石墨凸台的结构设计形式可参见图2。其中，动环1与静环2凸台接触，两者作为密封副元件对介质进行密封，静环座3对静环2进行轴向定位和盛装，并与弹性件4、弹簧座5共同保证密封副一定的压缩量，使密封具备良好的贴合状态和追随性，O型圈主要起到辅助密封的作用。弹性件4保证密封弹性比压p s，静环2凸台内、外径分别为d 1、d 2，凸台高度为L，O型圈辅助密封与相邻静环座壁面形成的密封面直径为平衡直径d b。
2）开展液体火箭发动机热试车试验考核，依据热试车试验数据，建立端面密封磨损系数与工作时间的关系。
2.1）开展液体火箭发动机地面热试车试验考核，在相同工况下运行不同时间t 1、t 2、t 3...t i...t m，每次热试车分解后获得静环石墨凸台对应的磨损率为δ 1 、δ 2 、δ 3...δ i...δ m （磨损长度除以对应的运行时间），m≥10，单位mm/s；m为发动机热试车试验样本数，单位次；
2.2）根据阿查得模型所介绍的，摩擦物体的磨损量V与滑动行程S和载荷大小成正比，与摩擦副材料硬度H成反比，即
Figure 477642DEST_PATH_IMAGE013
（1）
滑动距离S以密封端面平均直径的位移计算
Figure 565683DEST_PATH_IMAGE014
（2）
式中，Δt为运动时间。
端面总承载力M以接触产生的承载力计算
Figure 832717DEST_PATH_IMAGE015
（3）
Figure 31617DEST_PATH_IMAGE016
为密封界面比压。
磨损系数K为无量纲的常数或称为修正系数，与材料性质、接触状态等因素有关，一般通过试验获得。
根据公式（1）整理涡轮泵端面密封试车磨损系数k w′的计算公式（4），将试车工况下的磨损率代入可得不同时间下的磨损系数k w1′、k w2′、k w3′...k wi′...k wm′。
Figure 966075DEST_PATH_IMAGE018
（4）
式中p 1——密封前介质压力，MPa；
p 2——密封后介质压力，MPa；
d 1——端面密封静环内孔直径，mm；
d 2——端面密封静环外圆直径，mm；
d b——端面密封平衡直径，mm；
p s——弹性比压，MPa；
n 1——工作转速，r/min；
λ——反压系数，一般取0.5；
H——石墨硬度，MPa；
k wi′——磨损系数；
L——端面密封静环石墨凸台高度，mm；
L ′——端面密封实际磨损量，mm；（以上两个L参数用于计算磨损率δ i）
通过地面热试车试验数据，根据不同时间t下解算得到的磨损系数k w′，绘制k w′-t 图，如图3所示，通过试验数据回归，得到磨损系数随时间变化的
Figure 225018DEST_PATH_IMAGE006
关系方程。
3）建立适用于可重复使用火箭发动机端面密封磨损率的计算方法。
3.1）液体火箭发动机飞行状态与地面试车动静环配对材料和介质相同，近似认为 工况相同，考虑飞行状态安全裕度，取
Figure 979347DEST_PATH_IMAGE019
。
根据阿查得模型，结合端面密封试车磨损系数k w′求解端面密封磨损率
Figure 716359DEST_PATH_IMAGE008
与时间t 的函数
Figure 239744DEST_PATH_IMAGE020
（5）
Figure 200747DEST_PATH_IMAGE021
——端面密封磨损率，mm/s；
3.2）根据磨损率
Figure 176793DEST_PATH_IMAGE022
确定端面密封是否满足可重复使用要求。
假设火箭发动机重复飞行n 2次，则端面密封重复使用时间T=t·n 2，
端面密封磨损量
Figure 717496DEST_PATH_IMAGE023
则计算端面密封实际磨损量
Figure 360967DEST_PATH_IMAGE024
（6）
式中T——重复使用时间，s。
t——单次运行时间，s。
计算端面密封静环石墨凸台设计安全系数G：
Figure 696133DEST_PATH_IMAGE025
，当
Figure 956213DEST_PATH_IMAGE003
时，端面密封满足重复使用寿命要求，当
Figure 35028DEST_PATH_IMAGE026
时，端面密封不 满足重复使用寿命要求。对于常温煤油介质，安全系数
Figure 533005DEST_PATH_IMAGE012
=4.5，对于低温介质，安全系数
Figure 39073DEST_PATH_IMAGE012
= 5。
实施例
给出如表1所示端面密封工作条件和表2所示设计参数。
表1 端面密封工作条件
Figure 255291DEST_PATH_IMAGE028
表2 端面密封设计参数
Figure 680673DEST_PATH_IMAGE030
在此基础上开展液体火箭发动机地面热试车试验考核，在相同工况下运行不同时间，包括0s、100s、300s、400s、600s、800s...1800s，根据每次热试车分解后获得静环石墨凸台对应的磨损率为0mm/s、5.08003×10-4mm/s、1.23795×10-4mm/s、4.99748×10-5mm/s、4.16457×10-5mm/s、9.49521×10-5mm/s、...3.24161×10-5mm/s。
将磨损率代入式（1），得到不同时间下磨损系数k w1′、k w2′、k w3′...k wi′...k wm′，如表3所示。
表3 地面热试车试验不同时间下的磨损系数
Figure 33157DEST_PATH_IMAGE031
在此基础上，根据不同时间t下解算得到的磨损系数kw′，绘制kw′-t图，通过试验数 据回归，得到磨损系数随时间变化的
Figure 975705DEST_PATH_IMAGE032
关系方程如下：
Figure 413640DEST_PATH_IMAGE033
进一步的通过式（2）获得端面密封磨损率δ与时间t的函数：
Figure 365415DEST_PATH_IMAGE034
假设火箭发动机重复飞行10次，则端面密封重复使用时间T=t·n 2=10×300=3000s，计算端面密封实际磨损量：
Figure DEST_PATH_IMAGE035
mm
计算端面密封静环石墨凸台设计安全系数：
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，G≥5，判定端面密封满足重复使用寿命要 求。
由此可以得出结论，本实施例中，依据磨损率计算的端面密封寿命可满足10次重复使用要求。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其特征在于：包括如下步骤：
（1）确定火箭发动机端面密封的单次运行时间t、重复使用次数n 2、静环石墨凸台高度L；
（2）开展火箭发动机热试车试验考核，依据热试车试验数据，建立端面密封磨损系数与工作时间的关系；
（3）根据步骤（2）得到的关系，确定飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率
Figure 733388DEST_PATH_IMAGE001
，进而确定 飞行时间T=n 2t后静环石墨凸台的实际磨损量L′；
（4）计算火箭发动机端面密封的安全系数
Figure 299498DEST_PATH_IMAGE002
，当
Figure 132325DEST_PATH_IMAGE003
时，判定端面密封满足重 复使用寿命要求，当
Figure 492899DEST_PATH_IMAGE004
时，判定端面密封不满足重复使用寿命要求，其中
Figure 880018DEST_PATH_IMAGE005
为安全系 数阈值。
2.根据权利要求1所述的一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其 特征在于：所述的端面密封磨损系数与工作时间的关系为
Figure 249820DEST_PATH_IMAGE006
，对于
Figure 140415DEST_PATH_IMAGE006
中的任意离 散点k wi′满足
Figure 937470DEST_PATH_IMAGE007
式中p 1为密封前介质压力，p 2为密封后介质压力，d 1为端面密封静环内孔直径，d 2为端面密封静环外圆直径，d b为端面密封平衡直径，p s为弹性比压，n 1为工作转速，λ为反压系数，H为石墨硬度，δ i为静环石墨凸台对应的磨损率。
3.根据权利要求2所述的一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其 特征在于：所述的飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率
Figure 77464DEST_PATH_IMAGE008
表示为：
Figure 250957DEST_PATH_IMAGE009
其中
Figure 261638DEST_PATH_IMAGE010
。
4.根据权利要求3所述的一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其特征在于：所述的反压系数λ取0.5。
5.根据权利要求3所述的一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其特征在于：所述的静环石墨凸台的实际磨损量L′为：
Figure 229594DEST_PATH_IMAGE011
。
6.根据权利要求3所述的一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，其 特征在于：所述的安全系数阈值
Figure 325726DEST_PATH_IMAGE012
，对于常温煤油介质，
Figure 37330DEST_PATH_IMAGE012
=4.5，对于低温介质，安全系数
Figure 433676DEST_PATH_IMAGE012
=5。
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