膜盒式机械密封设计研究

基于膜盒式机械密封理论与经验,研究了膜盒式机械密封密封材料、密封结构、密封性能、密封比压、泄漏量等之间的关系.基于ANSYS有限元软件平台面-面接触分析模块Contact Pressure,仿真分析和计算了膜盒式静环组件在过盈配合压装条件下端面块应力、应变场分布与变形量之间的关系,得出了膜盒式机械密封密封材料选择、结构、静环组件、密封性能参数设计准则.在该准则中端面块过盈量选取范围为0.16-0.18 mm之间.采用该设计准则设计的膜盒式机械密封已经用于某战略弹道导弹武器系统用液体火箭发动机之中,该发动机已经通过了地面热试车考核.     

液体火箭发动机涡轮泵密封组件静力学特性

为了提高液体火箭发动机涡轮泵端面密封的气检合格率,开展了密封组件的静力学特性分析。采用有限元法建立了密封端面接触分析模型,针对石墨环装配过盈量、弹簧刚度偏差与气检压力3个方面进行了仿真计算,获得了端面变形量和密封压力分布的变化规律。计算结果表明:在0.13 mm过盈量下,石墨环上端面高度差为7.2μm;弹簧刚度偏差量变化引起的动静环端面压力分布最大差值约0.1 MPa;在气检过程中密封端面呈环形的压力分布。     

液体火箭发动机涡轮泵转子密封系统动力稳定性研究（该文已撤销，具体请见2015年第12期第1458页的撤销声明）

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子密封系统开展了动力学稳定性研究。采用有限元法建立了涡轮泵转子密封系统的动力学模型,研究了安装偏心对转子密封系统稳定性的影响,给出了失稳转速随安装偏心的变化规律,研究了当量密封间隙对涡轮泵转子系统稳定性的影响,分析了当量密封间隙对失稳转速的影响,最后开展了冷吹试验和热试试验研究,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、诊断与维护提供理论依据。     

面向涡轮泵端面密封性能要求的装配工艺研究

通过分析某型号液体火箭发动机涡轮泵端面密封装配质量及泄漏原因,提出一种面向端面密封性能要求的锁紧螺母静压锁紧技术,开发出轴端螺母间歇式递增拧紧的工艺方法。采用接触非线性有限元技术和弹性相互作用理论建立了涡轮泵锁紧螺母连接的有限元模型,研究涡轮泵轴端螺母锁紧方式、拧紧力矩大小与密封性能之间的关系,根据工况载荷下涡轮泵对密封性能的要求反求装配连接拧紧力矩大小。通过对该型号涡轮泵进行工艺试验研究,解决了端面密封泄漏量超差问题,端面密封一次装配成功率由原来的50%提高到90%,验证了该技术方法的可行性。     

低温推进剂液体火箭发动机超导电磁泵压循环系统初步设想

为解决大型液体火箭发动机现有循环系统性能和技术难度及成本之间的矛盾，本研究基于低温推进剂液体火箭发动机工作环境特点，并结合磁流体发电机和直流超导电机的原理和工作特性，提出了一种不同于涡轮泵循环的超导电磁泵压循环系统。文中阐述了系统中超导电磁泵和磁流体发电装置的基本结构与工作原理，分析了系统的优缺点，并对超导电磁泵压循环系统进行了初步的可行性论证，最后对超导电磁泵压循环系统的应用前景进行了分析和论述。结论认为．作为一种全新的火箭发动机循环系统，超导电磁泵压循环系统具有非常广阔的发展及应用前景。     

液体火箭发动机涡轮泵转子弯扭耦合振动研究

为获得转子振动特性,针对液体火箭发动机涡轮泵转子系统建立了其在密封流体激振作用下的弯扭耦合动力学模型。通过数值仿真和试验研究了涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的动力学特性,结果显示在密封流体激励作用下弯扭耦合振动的非线性特性显著。还研究了偏心距对涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的影响。本研究可为液体火箭发动机涡轮泵转子的结构设计、诊断与维护提供可靠信息。     

火箭涡轮泵机械密封研究综述

机械密封作为一种适合在苛刻工况下使用的轴封形式,在火箭各类涡轮泵中得到了广泛应用。涡轮泵的特殊性给机械密封的应用带来了一系列问题。对火箭涡轮泵机械密封方面的研究概况进行简述。首先从高速旋转轴系中的机械密封动力学方面,介绍了高速工况下轴系与机械密封的耦合关系和机械密封主动控制的尝试;然后对火箭涡轮泵机械密封中的摩擦磨损与润滑问题进行了介绍,涉及高速摩擦磨损下的可靠性、热力耦合与变形问题、材料配副、流体膜形成机理与端面几何特征优化等各方面问题;最后介绍了涡轮泵带压长期贮存的工作特点造成的静态慢渗问题。     

高速涡轮泵的若干问题

涡轮泵是液体火箭发动机的重要组成部份。它要求性能高、重量轻、工作可靠。涡轮在高温、高转速下工作,泵在低温或常温、高压、高转速下工作。这给涡轮泵的设计带来了很大的困难。本文着重讨论高速涡轮泵设计中泵的汽蚀性能、轴承、密封、涡轮转子强度、涡轮泵转子的动态稳定性等若干问题。     

膜盒式机械密封阻尼设计研究

针对膜盒式机械密封膜盒存在疲劳裂纹的问题,以焊接膜盒为研究对象,在分析研究机械密封动力学模型的基础之上,提出了用增加阻尼来提高膜盒抗疲劳裂纹能力的方法,并给出了膜盒式机械密封阻尼设计规范,带阻尼的膜盒式机械密封通过了模态、振动试验和发动机热试车考核,并已应用到发动机的设计中。     

液体火箭发动机涡轮泵用机械密封温度场及热载变形研究

基于ANSYS数值计算软件,建立了液体火箭发动机涡轮泵用机械密封的二维稳态传热模型,依靠经验公式确定了模型的对流换热系数。计算了密封环的温度场和热载变形,分析了密封端面比压、回流流量以及不同材质对密封温度场的影响规律。结果表明:密封端面最高温度发生在靠近密封环内径处,且密封端面比压越大密封环温度梯度越大;密封环热载变形呈收敛间隙,最大变形发生在动环端面的外径处,其值约为2.2μm;密封环端面最高温度随回流流量增加而减小,当回流流量从0.1~0.6 kg/s变化时,密封环端面最高温度可降低18%(从100℃降至82℃);当回流流量增大到0.3 kg/s时,继续提高对密封环端面温升的控制不再显著;采用高导热系数的摩擦副材料能够显著降低端面温升和温度梯度,提高密封工作可靠性。     

高压补燃发动机э形弹性金属密封机理研究

э形弹性金属密封是一种适用于大通径、低温、高压密封环境的金属密封结构,已成功应用于高压补燃液氧/煤油发动机液氧管路密封。针对100吨级高压补燃发动机中的э形弹性金属密封,建立了其非线性有限元弹塑性分析模型,基于ABAQUS 6.10进行了仿真计算,得到了4个密封面的接触面积和接触应力随预紧载荷的变化规律,确定了各密封面形成的先后顺序。对于密封机理的研究结果表明,э形环刚度过大是造成э形密封装配困难的根本原因。     

液体火箭发动机水击特性仿真及试验研究

建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。     

膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律.     

偏二甲肼组分变化对火箭发动机稳态工作性能的影响

通过建立液体发动机稳态工作模型与热力计算模型,利用最小二乘优化与迭代计算的方法,仿真研究了被空气部分氧化的偏二甲肼(UDMH)对泵压式液体火箭发动机的影响规律。结果表明,随着UDMH中二甲胺、偏腙和水含量的增加,推进剂混合比略有升高,发动机推力、燃烧室压强和燃烧室温度等参数有较明显下降。与传统地单纯分析推进剂能量性能相比,此方法更能准确表征在火箭发动机系统复杂的调节机制作用下,变质推进剂对发动机工作性能的影响。     

高压液氧涡轮泵孔型/蜂窝阻尼密封的设计

针对某型火箭发动机高压液氧涡轮泵离心轮的前、后凸肩动密封,采用孔型/蜂窝阻尼密封代替原始迷宫密封方案,并对密封结构参数进行优化设计,旨在减小泵内动静间隙泄漏,提高泵容积效率。采用经水工质孔型密封泄漏量实验数据验证的,基于k-ε湍流模型和三维定常Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程的液体孔型密封泄漏量数值计算方法,研究了孔深、孔径对液氧孔型阻尼密封、蜂窝阻尼密封泄漏特性的影响规律,并与迷宫密封的封严性能进行了比较。计算分析了孔径在0.3~2.0 mm范围内、孔深在0.1~2.0 mm范围内连续变化时孔型阻尼密封的泄漏量。结果表明:相同孔径和孔深下,孔型阻尼密封和蜂窝阻尼密封具有相近的封严性能,均优于迷宫密封;有限的密封轴向长度下,液氧孔型/蜂窝阻尼密封泄漏量随孔径的增大(轴向孔数目减小)先减小后增大,孔型/蜂窝阻尼密封最佳孔径为1.4 mm;不同孔径下,液氧孔型/蜂窝密封均存在最佳深径比0.5,泄漏量达到最小值;相比于原始迷宫密封方案,优化设计的孔型/蜂窝阻尼密封使液氧涡轮泵离心轮前、后凸肩动密封泄漏量分别减小了约19%和21%。     

UG二次开发在波纹管设计中的应用

波纹管是液体火箭发动机摇摆环节的一个重要部件,各型号发动机的波纹管尺寸参数不尽相同,为便于快速进行波纹管建模,提出了一种利用UG二次开发技术的参数化建模方法。通过对波纹管几何参数进行分析,确定出波纹管三维建模的思路,再利用UG二次开发工具,实现波纹管参数化建模。着重研究了UG二次开发中利用VC的MFC方法和步骤、菜单定制与设计技术。开发的交互式波纹管设计程序可有效地实现波纹管的参数化三维建模,节省设计人员的大量时间。     

摇摆软管低温疲劳试验关键技术研究

为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明:摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。